[1]Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке компоновок легких самолетов, а также крыльев легких транспортных самолетов с короткими дистанциями взлета и посадки (КВП).
[2]Предлагаемое крыло с высоконесущими аэродинамическими профилями предназначено для обеспечения повышенного уровня значений подъемной силы на малых скоростях полета при сохранении удовлетворительных значений сопротивления и момента тангажа в крейсерском полете. Применение предлагаемых профилей совместно с эффективной механизацией позволяет существенно повысить несущие свойства крыла и обеспечить короткие дистанции взлета и посадки, что может способствовать расширению возможностей эксплуатации самолетов на большем числе аэродромов, в том числе и в городских аэропортах с длиною В ГШ около 800 м. Повышенный уровень несущих свойств крыла может быть использован также для улучшения скоростных характеристик самолета в результате уменьшения площади крыла (увеличения крейсерских значений коэффициента Су)и сохранения при этом удовлетворительного уровня взлетно-посадочных характеристик.
[3]Известно большое число аэродинамических профилей, предназначенных для применения в компоновках крыла самолетов различного назначения, координаты которых приведены в ряде известных каталогов (смотри, например, Abbott LA., Theory of Wing Sections, Including a Summary of Airfoil Data. DOVER PUBLICATIONS, INC. NEW YORK, 1959). И вполне вероятно, что в этой базе данных можно найти аэродинамические профили, подходящие для нового проекта самолета, которые после некоторой модификации могут быть использованы в компоновке разрабатываемого крыла. Однако такой подход к выбору профилировки крыла не всегда позволяет удовлетворить требованиям к аэродинамике разрабатываемого крыла с учетом специфики условий эксплуатации самолета.
[4]Исследования, проведенные исследовательском центре Лэнгли (США) во второй половине 20 века, привели к разработке новых профилей серии GA(W) с повышенным уровнем несущих свойств (McGhee R.J., Beasley W.D. Low-speed aerodynamic characteristics of a 17-percent-thick airfoil section designed for general aviation applications. TN D-7428, 1973). Рассмотренный набор технических решений, включающий увеличение радиуса передней кромки, «полочный» характер распределение нагрузки на большей части хорды в расчетной области значений коэффициента Су, а также значительный изгиб хвостовой части («подрезка» нижнего контура), обеспечили новым профилям серии GA(W)пониженный уровень сопротивления в крейсерском полете и повышенные значения несущих свойств на малых скоростях полета и момента тангажа. Последующий значительный объем исследований механизации задней кромки, проведенный на профилях серии GA(W) с относительными толщинами 17 и 13%, обеспечил создание необходимой аэродинамической базы данных и оказал положительное влияние на их применение в компоновках крыла ряда новых самолетов авиации общего назначения.
[5]
[6]Стремление к снижению сопротивления профилей в крейсерском полете при сохранении повышенного уровня максимальных значений коэффициента подъемной силы (Cymax) привело в дальнейшем к разработке новых профилей серий NLF с естественной ламинаризацией течения (до 30% хорды), достигаемой за счет обеспечения благоприятных градиентов давления вих передней части. Несмотря на появление композитных конструкций применение ламинарных профилей в компоновках крыла легких самолетов было ограниченным из-за сложности поддержания ламинарного течения в различных погодных условиях, а также «налипания» насекомых на их передней кромке. Так, смещение расчетного положения перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный с «30% хорды до 5%, происходящее из-за «налипания» насекомых на взлете, приводило к существенному приращению сопротивления и снижению значений коэффициента Cymax. Профили серии NLF нашли ограниченное применение в компоновках крыла ряда новых самолетов авиации общего назначения.
[7]
[8]Последующее развитие численных методов проектирования профилей привело к разработке новых подходов к формированию их геометрии, обеспечивающих повышенный уровень несущих свойств на малых скоростях полета и удовлетворительные характеристики в крейсерском полете.
[9]Геометрия известных дозвуковых профилей, определяющая их аэродинамические характеристики, включает следующие основные элементы: носовую часть округлой формы, верхний и нижний контуры, плавно сопрягающиеся с носовой частью и хвостовую часть, являющуюся областью соединения верхнего и нижнего контуров с задней кромкой. Геометрия профилей может быть представлена табличным заданием координат верхних и нижних контуров, использующимся в большинстве известных каталогов профилей и в некоторых патентах (смотри, например, патенты US 4,455,003 и RU 2685372), математическим описанием их геометрии (профили NACA 4-й, 5-й и 6-й серий) с представлением таблиц координат, а также фиксированным набором геометрических параметров.
[10]В данной заявке для описания и сравнения форм заявляемых аэродинамических профилей корневого и концевого сечений крыла и их прототипов, используется набор геометрических параметров (признаков), приведенный в известном методе параметризации геометрии профилей PARSEC (Sobieczky, Н. Parametric Airfoil sand Wings, Noteson Numerical Fluid Mechanics, 1998, Vol.16, pp.71-88.). Использованный метод, разработанный на основе рассмотрения реальной геометрии различных дозвуковых профилей крыла, включает сокращенный набор параметров для описания основных особенностей геометрии профилей крыла, который позволяет с достаточной определенностью учитывать их влияние на аэродинамические характеристики. Перечень используемых параметров для описания геометрии аэродинамических профилей крыла приведен ниже.
[11]
[12]Схематическая форма представления приведенных параметров аэродинамических профилей крыла по методу PARSEC показана на фигуре 1.
[13]В качестве прототипов для новых профилей использованы профили серии GA(W) с относительными толщинами 
обладающие наилучшим сочетанием уровней несущих свойств и сопротивления из известных профилей-аналогов.
[14]Задачей создания крыла легкого самолета является увеличение коэффициента максимальной подъемной силы, аэродинамического качества крыла на режиме набора высоты и сохранение при этом умеренных значений коэффициентов сопротивления и момента тангажа в крейсерском полете.
[15]Технический результат заключается в создании крыла легкого самолета с новыми аэродинамическими профилями, относительные толщины которых 
для корневого сечения и 
для концевого сечения крыла легкого самолета.
[16]Далее в описании заявки использованы следующие названия новых профилей «П4-16М» 
соответственно.
[17]Высокий уровень несущих свойств (Cymax) и аэродинамического качества на режиме набора высоты у заявляемого крыла легкого самолета с новыми аэродинамическими профилями обеспечивается:
[18]- специальной формой носовой части, обеспечивающей «скругленную» форму распределения давления на больших углах атаки,
[19]- благоприятной формой восстановления давления на верхнем контуре профиля с пониженным градиентом на больших углах атаки. Удовлетворительный уровень крейсерских характеристик обеспечивается:
[20]- малыми градиентами восстановления давления в хвостовой части профилей,
[21]- умеренным изгибом хвостовой части («подрезкой» нижнего контура), обеспечивающим низкий уровень значений момента тангажа и, соответственно, потерь в подъемной силе и аэродинамическом качестве при продольной балансировке самолета.
[22]Для определения и сравнения аэродинамических характеристик новых разработанных профилей и их прототипов в заявке использован расчетный пакет программ VISTRAN (Волков А.В., Ляпунов С.В. «Метод расчета трансзвукового обтекания профиля с учетом изменения энтропии на скачках уплотнения. «Ученые записки ЦАГИ», 1993, Т. XXIV, N1). Расчеты обтекания профилей проведены в одинаковых условиях при малых (М=0.15) и крейсерских(М=0.4) скоростях полета.
[23]Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что крыло легкого самолета, выполнено с высоконесущим корневым аэродинамическим профилем с максимальной относительной толщиной 
хорды и высоконесущим концевым аэродинамическим профилем с максимальной относительной толщиной 
хорды со следующими значениями геометрических параметров
[24]
[25]
[26]Значения геометрических параметров профилей отнесены к их хордам.
[27]Сущность изобретения, определяемая совокупностью характерных параметров геометрии новых профилей, их преимуществом в расчетных аэродинамических характеристиках, а также результатами их испытаний в компоновке крыла модели легкого самолета, представлена на следующих рисунках:
[28]- на фигуре 1 схематично показан набор параметров аэродинамического профиля крыла по методу PARSEC, использованных для описания геометрии новых профилей и их прототипов,
[29]- на фигуре 2 приведена геометрия нового корневого профиля крыла П4-16М,
[30]- на фигуре 3 приведено сравнение геометрии и параметров, по методу PARSEC, для профиля крыла П4-16М и профиля прототипа GA(\V)-16,
[31]- на фигуре 4 представлено сравнение геометрии симметричных частей Yt(X) профиля крыла П4-16М и профиля-прототипа GA(W)-16, характеризующее распределение толщин по хорде,
[32]- на фигуре 5 представлено сравнение средних линий Yf{X) профиля крыла П4-16М и профиля крыла прототипа GA(W)-16, характеризующее распределение вогнутости профилей по хорде,
[33]- на фигуре 6 приведены расчетные распределения коэффициентов давления Ср(х) по хорде и аэродинамические коэффициенты профиля П4-16М и профиля-прототипа GA(W)-16, определенные для крейсерского режима полета (М=0.4) в условия свободного (расчетного) положения перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентное состояние и фиксированных значений коэффициента подъемной силы Су=0.5, 0.6 и 0.7,
[34]- на фигуре 7 приведены расчетные распределения коэффициентов давлений Ср(х) по хорде и аэродинамические коэффициенты профиля П4-16М и профиля-прототипа GA(W)-16, определенные для крейсерского режима полета с числом Маха М=0.4 в условия фиксированного положенияперехода ламинарного пограничного слоя в турбулентное состояние на расстоянии 5% хорды от носка (на обоих контурах) и ряда значений коэффициента подъемной силы Су=0.5, 0.6 и 0.7,
[35]- на фигуре 8 приведены расчетные распределения коэффициентов давления Ср(х) по хорде и аэродинамических коэффициенты профиля П4-16М и профиля-прототипа GA(W)-16, определенные в диапазоне углов атаки α=0-19° для режима полета с малой скоростью (М=0.15),
[36]- на фигуре 9 представлено сравнение расчетных зависимостей аэродинамических коэффициентов подъемной силы (Су(α)), сопротивления (Су(Сх)), продольного момента (mz(Cy)) и аэродинамического качества (К(Су)) профиля П4-16М и профиля-прототипа GA(W)-16, определенные для малой скорости полета (М=0.15),
[37]- на фигуре 10 приведена геометрия нового концевого профиля крыла П4-14М,
[38]- на фигуре 11 приведено сравнение геометрии и параметров по методу PARSEC для профиля крыла П4-14М и профиля-прототипа GA(W)-14,
[39]- на фигуре 12 представлено сравнение геометрии симметричных частей Y, (X) профиля П4-14М и профиля-прототипа GA(W)-14, характеризующее распределение толщин профилей по хорде,
[40]- на фигуре 13 представлено сравнение геометрии средних линий Yf(X) профиля П4-14М и профиля-прототипа GA(W)-14, характеризующее распределение вогнутости профилей по хорде,
[41]- на фигуре 14 приведены расчетные распределения коэффициентов давления Ср(х) по хорде и аэродинамические коэффициенты профиля П4-14М и профиля-прототипа GA(W)-14, определенные для крейсерского режима полета (М=0.4) в условия свободного (расчетного) положения перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентное состояние и фиксированных значений коэффициента подъемной силы Су=0.5, 0.6 и 0.7,
[42]- на фигуре 15 представлено сравнение расчетных зависимостей аэродинамических коэффициентов подъемной силы (Су(α)), сопротивления (Су(Сх)), продольного момента (mz(Cy)) и аэродинамического качества (К(Су)) профиля П4-14М и профиля-прототипа GA(W)-14, определенные для малой скорости полета (М=0.15),
[43]- на фигуре 16 представлены результаты испытаний предлагаемых профилей в компоновке крыла модели легкого самолета, проведенные в аэродинамической трубе (АДТ) Т-102 ЦАГИ.
[44]Новые профили П4-16М (фиг. 2) и П4-14М (фиг. 10) включают носовую часть 1 округлой формы, верхний 2 и нижний 3 контуры, плавно сопрягающиеся с носовой частью 1 и формирующие толщину хвостовой части в области задней кромки 4.
[45]Наиболее существенными отличиями новых высоконесущих аэродинамических профилей от профилей-прототипов серии GA(W) являются:
[46]- специальная форма носовой части, обеспечивающая «скругленную» (беспиковую) форму распределения давления на больших углах атаки,
[47]- смещения вперед к носовой части положений максимальных значений толщин 6 (фиг. 4 и 12) и средних линий 5 (фиг. 5 и 13).
[48]Из уровня техники известно, что смещения вперед к носовой части положений максимальных значений толщины 6 (фиг. 4 и 12) и средней линии 5 (фиг. 5 и 13), приводит к увеличению значений коэффициента максимальной подъемной силы Cymax (фиг. 8, 9 и 15). Однако, при этом происходит увеличение сопротивления профилей (CD) на крейсерских режимах полета (фиг. 6 и 14) за счет более переднего положения перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентное состояние. Однако, в условиях фиксированного положения перехода
хорды) меньшие значения сопротивления в крейсерском диапазоне Су (CL) имеют новые профили с ослабленным диффузором верхней поверхности (фиг. 7).
[49]Снижение нагрузки в хвостовой части новых профилей по сравнения с профилями-прототипами, достигнутое за счет уменьшения ее вогнутости («подрезки» нижней поверхности) способствует снижению значений моментов тангажа (Cm, mz - фиг. 6-9; 14-15), которое в дальнейшем приведет к снижению потерь на балансировку самолета.
[50]Отмеченные выше особенности в геометрии и характеристиках заявляемых профилей в корневом и концевом сечениях крыла обеспечиваются совокупностью значений следующих геометрических параметров, определенных по методу PARSEC
[51]
[52]
[53]Сочетание повышенных значений радиуса носка верхнего контура и максимальной вогнутости, смещенной в носовую часть профилей вместе с максимальной толщиной, обеспечивает безотрывный характер обтекания верхнего контура новых профилей до значений коэффициента Су (Су≈1.4) с последующим плавным развитием отрыва с увеличением угла атаки и достижением значений коэффициента Cymax, близких к величине Cymax≈2 (М=0.15; фиг. 8-9; 15).Расчетный уровень приращений значений Cymax, составляет ΔCymax≈0.13-0.22 (или ≈7-12%) по сравнению с профилями серии GA(W) аналогичной толщины. При этом также обеспечивается меньший уровень значений момента тангажа (|Δmzo|≈0.016-0.030 (или ≈15-28%). Сохранение безотрывного характера обтекания верхнего контура заявляемых профилей до высоких значений коэффициента Су с малым приращением сопротивления может также оказать благоприятное влияние на скороподъемность самолета.
[55]Таким образом, применение заявляемых высоконесущих профилей П4-16М и П4-14М при разработке компоновок крыльев легких самолетов, а также легких транспортных самолетов с короткими дистанциями взлета и посадки (КВП), позволяет;
[56]- повысить значения коэффициента максимальной подъемной силы крыла,
[57]- увеличить аэродинамическое качество на режиме набора высоты,
[58]- сохранить удовлетворительный уровень значений сопротивления и момента тангажа в крейсерском полете,
[59]- создать реальную основу для обеспечения коротких дистанций взлета и посадки (КВП) самолетов с эффективной механизацией крыла, включающей выдвижные закрылки типа Фаулера
[60]Модификация геометрии заявляемых профилей для значений толщин, близкихк исходным значениям, может быть выполнена в первом приближении путем пропорционального изменения геометрии их симметричной части, аналогично используемой методике пересчета координат профилей серий GA(W).
хорды и высоконесущим концевым аэродинамическим профилем с максимальной относительной толщиной 
хорды с заданными значениями геометрических параметров корневого и концевой аэродинамических профилей. Задачей создания крыла легкого самолета является увеличение коэффициента максимальной подъемной силы, аэродинамического качества крыла на режиме набора высоты и сохранение при этом умеренных значений коэффициентов сопротивления и момента тангажа в крейсерском полете. 16 ил.
хорды и высоконесущим концевым аэродинамическим профилем с максимальной относительной толщиной 
хорды со следующими значениями геометрических параметров: 
подтвердили высокий заявляемый уровень несущих свойств крыла в крейсерской конфигурации со значениями 
удовлетворительное значение сопротивления Схо=0.037 и высокие значения 
Линейность в поведении зависимости Cy=f(а) сохраняется в диапазоне углов атаки α≈7÷13°(Су=-0.3÷1.7). Поведение коэффициента Су на закритических углах атаки α=17.6-21.6° достаточно плавное с малым снижением несущих свойств крыла на 
Применение механизации крыла в виде однощелевых выдвижных закрылков типа Фаулера с хордой 
обеспечило достижение значения Cymax=2.89 в посадочной конфигурации модели.
