RU216044U1

RU216044U1 - aircraft wing

Info

Publication number: RU216044U1
Application number: RU2022128408U
Authority: RU
Inventors: Анатолий Лонгенович Болсуновский; Николай Николаевич Брагин; Николай Петрович Бузоверя; Никита Александрович Пущин; Иван Леонидович Чернышев
Filing date: 2021-09-01
Publication date: 2023-01-16

Abstract

Предлагаемая полезная модель относится к авиационной технике и, в частности, к несущим элементам летательного аппарата и может быть использована при проектировании крыльев дозвуковых самолетов различного назначения с двигателями большой и сверхбольшой степени двухконтурности, пониженным уровнем шума на местности и расширенным диапазоном условий базирования. Предлагаемое стреловидное крыло летательного аппарата содержит центроплан и консоли, выполненные с удлинением λ=9÷12, стреловидностью χ=10÷35° и содержащие сверхкритические профили, задняя кромка которых в области от 0 до 33% размаха крыла от оси симметрии фюзеляжа выполнена с изломами, передняя кромка крыла выполнена прямолинейной, консоли крыла выполнены с углом заклинения ϕ_закл=1,1-3,6°, профиль центроплана выполнен с положительной относительной кривизной, среднее значение которой f_cp=0,6-1%, максимальное f_макс=1-4%, при этом его средняя кривизна связана с углом заклинения соотношением df_cp/dϕ_закл=(0,25÷0,75), где df_cp - приращение среднего значения относительной кривизны f_cp, a dϕ_закл - приращение угла заклинения ϕ_закл. Проведенные исследования показали, что применение предлагаемого крыла летательного аппарата позволит увеличить максимальное аэродинамическое качество ΔКмах ≈ 0.1÷1 и улучшить показатель топливной эффективности на 3-7% и, как следствие, уменьшить выброс вредных веществ в атмосферу. 6 ил.

The proposed utility model relates to aviation technology and, in particular, to the bearing elements of an aircraft and can be used in the design of the wings of subsonic aircraft for various purposes with engines of high and extra high bypass ratio, reduced noise level on the ground and an extended range of basing conditions. The proposed swept wing of the aircraft contains a center section and consoles, made with an elongation λ=9÷12, sweep χ=10÷35° and containing supercritical profiles, the trailing edge of which in the region from 0 to 33% of the wing span from the axis of symmetry of the fuselage is made with kinks , the leading edge of the wing is made straight, the wing panels are made with a wedging angle ϕ inc = _1.1-3.6 °, the profile of the center section is made with a positive relative curvature, the average value of which f _cp =0.6-1%, maximum f _max = 1-4%, while its average curvature is related to the wedging angle by the ratio df _cp / _dϕ zal =(0.25÷0.75), where df _cp is the increment of the average value of the relative curvature f _cp , and _dϕ zal is the increment of the wedging angle ϕ _concl . The studies have shown that the use of the proposed aircraft wing will increase the maximum aerodynamic quality ΔKmax ≈ 0.1÷1 and improve the fuel efficiency by 3-7% and, as a result, reduce the emission of harmful substances into the atmosphere. 6 ill.

Description

Предлагаемая полезная модель относится к авиационной технике и, в частности, к несущим элементам летательного аппарата и может быть использована при проектировании крыльев дозвуковых самолетов различного назначения с двигателями большой и сверхбольшой степени двухконтурности.The proposed utility model relates to aviation technology and, in particular, to the bearing elements of an aircraft and can be used in the design of the wings of subsonic aircraft for various purposes with engines of high and extra high bypass ratio.

Крыло летательного аппарата с малой стреловидностью λ≤14-16°, сформировано по девяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящей из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации, с участками естественной ламинаризации, обеспечивающими повышенное значение аэродинамического качества и, как следствие, снижение потребляемого топлива и уменьшение выброса продуктов горения в атмосферу.The wing of an aircraft with a small sweep λ≤14-16°, is formed according to nine basic sections obtained using a multi-stage aerodynamic design procedure, consisting of the initial geometry selection stage, the inverse problem solving stage and the multi-mode optimization stage, with natural laminarization sections providing increased the value of the aerodynamic quality and, as a result, a decrease in fuel consumption and a decrease in the emission of combustion products into the atmosphere.

Известны различные технические решения стреловидных крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, таких как пилоны, мотогондолы двигателя и другие элементы конструкции самолета, влияющие на обтекание крыла.There are various technical solutions for the swept wings of modern passenger aircraft. A typical passenger aircraft wing consists of a center section, console and necessary functional systems such as pylons, engine nacelles and other aircraft structural elements that affect the flow around the wing.

Известно несколько примеров самолетов с мотогондолой двигателей, расположенных на пилоне над крылом.There are several examples of aircraft with engine nacelles located on a pylon above the wing.

Известен самолет Бе-200 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 136-138, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.). Самолет предназначен для перевозки до 72 пассажиров на расстояние до 3600 км с максимальной скоростью 710 км/ч (см. патент RU 2276650, МПК B64D 27/00, 2005 год, С2). К недостаткам этого самолета можно отнести низкую крейсерскую скорость полета и низкое аэродинамическое качество из-за установки двигателей в области стыка крыла и фюзеляжа и как следствие этого низкую топливную эффективность.The Be-200 aircraft is known (see Passenger aircraft of the world, compiled by Belyaev V.V., pp. 136-138, Moscow, ASPOL, Argus 1997). The aircraft is designed to carry up to 72 passengers over a distance of up to 3600 km with a maximum speed of 710 km/h (see patent RU 2276650, IPC B64D 27/00, 2005, C2). The disadvantages of this aircraft include low cruising speed and low aerodynamic quality due to the installation of engines in the wing-fuselage junction and, as a result, low fuel efficiency.

Известен самолет VFW-Fokker 614, разработанный совместно немецким консорциумом Vereinigte Flugtechnische Werke (VFW) и предприятием Fokker. (Гражданская авиация / ред. Джим Винчестер;пер. с англ. М.М. Михайлова. - М.: АСТ: Астрель, 2010, - 265 с цв. ил. - (История авиации)). Самолет предназначен для перевозки до 40 пассажиров на расстояние до 1200 км с максимальной скоростью 780 км/ч.Known aircraft VFW-Fokker 614, developed jointly by the German consortium Vereinigte Flugtechnische Werke (VFW) and Fokker. (Civil Aviation / ed. Jim Winchester; translated from English by M.M. Mikhailov. - M .: AST: Astrel, 2010, - 265 with color illustrations - (History of Aviation)). The aircraft is designed to carry up to 40 passengers over a distance of up to 1200 km with a maximum speed of 780 km/h.

Общими недостатками для всех рассмотренных выше компоновок является: большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,75, вызванная отсутствием учета влияния элементов конструкции самолета при проектировании крыла, и как следствие, образование нестационарных аэродинамических взаимодействий которые могут приводить к преждевременному отрыву потока на верхней поверхности крыла и уменьшению предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы (Су_доп.) и, следовательно, снижение безопасности полета; изменению режимов работы двигателя, влияющих на несущие свойства самолета и, следовательно, на топливную эффективность.The common disadvantages for all the layouts discussed above are: a large loss of aerodynamic quality at Mach number M≥0.75, caused by the lack of consideration for the influence of aircraft structural elements in the design of the wing, and as a result, the formation of unsteady aerodynamic interactions that can lead to premature separation of the flow on the top the surface of the wing and the reduction of the maximum allowable value of the lift coefficient (Su _add. ) and, consequently, the reduction of flight safety; changing engine operating modes that affect the aircraft's load-bearing properties and, consequently, fuel efficiency.

Известно крыло самолета Эрбас Индастри А-320 (см. Пассажирский самолет Эрбас Индастри А-320, сост .Зайцев Н.Н., стр 21-23, Техническая информация, ЦАГИ, 1993 г.), выполненное с удлинением А,=8-11, сужением л=3-4, стреловидностью xi/4=14-28°.Known wing of the aircraft Airbus Industry A-320 (see Passenger Aircraft Airbus Industry A-320, comp . 11, narrowing l=3-4, sweep xi/4=14-28°.

Известно стреловидное крыло (Патент РФ №2662595. МПК В64С 3/14, опуб. 26.07.2018 г.), взятое за прототип, содержащее центроплан и консоли, выполненное с удлинением λ=9÷12, стреловидностью χ=10÷35° .и содержащее сверхкритические профили, в области от 0 до 33% передняя и задняя кромки выполнены с передним и задним наплывами, в области от 27 до 35% размаха крыла передняя и задняя кромка имеют участок сопряжения центроплана и консоли со скруглением, при этом относительная толщины профилей крыла меняется от с 15-16% в бортовом сечении до 12-13% в области 27-35% от его размаха и до 9-10% в концевом сечении крыла.A swept wing is known (RF Patent No. 2662595. IPC V64S 3/14, published on July 26, 2018), taken as a prototype, containing a center section and consoles, made with an elongation λ=9÷12, a sweep χ=10÷35°. and containing supercritical profiles, in the region from 0 to 33%, the leading and trailing edges are made with leading and trailing sags, in the region from 27 to 35% of the wing span, the leading and trailing edges have a mating section of the center section and the console with a rounding, while the relative thickness of the profiles the wing varies from 15-16% in the side section to 12-13% in the region of 27-35% of its span and up to 9-10% in the end section of the wing.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является отсутствие всестороннего рассмотрения особенностей обтекания крыла, связанного с влиянием кривизны и угла заклинения профилей на аэродинамические характеристики и, как следствие, более низкий уровень аэродинамического качества и топливной эффективности.A disadvantage common to all the considered schemes is the lack of a comprehensive consideration of the features of the wing flow, associated with the influence of the curvature and wedging angle of the airfoils on the aerodynamic characteristics and, as a result, a lower level of aerodynamic quality and fuel efficiency.

Задачей и техническим результатом настоящей полезной модели является улучшение обтекания самолета со стреловидным крылом, увеличение его аэродинамического качества на дозвуковых скоростях полета М=0.7÷08.The objective and technical result of this utility model is to improve the flow around a swept-wing aircraft, increase its aerodynamic quality at subsonic flight speeds M=0.7÷08.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, содержащем центроплан и консоли, выполненные с удлинением λ=9÷12, стреловидностью χ=10÷35° и содержащем сверхкритические профили, задняя кромка которых в области от 0 до 33% размаха крыла от оси симметрии фюзеляжа выполнена с изломами, передняя кромка крыла выполнена прямолинейной, консоли крыла выполнены с углом заклинения ϕ_закл=1-3,6°, профиль центроплана выполнен с положительной относительной кривизной, среднее значение которой f_cp=0,6-1%, максимальное f_макс=1-4%, при этом его средняя кривизна связана с углом заклинения соотношением df_сp/dϕ_закл=(0,25-0,75), где df_cp - приращение среднего значения относительной кривизны f_cp, а dϕ_закл - приращение угла заклинения ϕ_закл.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that in the swept wing containing the center section and consoles, made with an elongation λ=9÷12, sweep χ=10÷35° and containing supercritical profiles, the trailing edge of which is in the region from 0 to 33% the wing span from the axis of symmetry of the fuselage is made with breaks, the leading edge of the wing is made straight, the wing panels are made with a wedging angle ϕ inc = _1-3.6 °, the center section profile is made with a positive relative curvature, the average value of which is f _cp =0.6- 1%, maximum f _max \u003d 1-4%, while its average curvature is related to the angle of wedging by the ratio df cp / _dϕ _inc = (0.25-0.75), where df _cp is the increment of the average relative curvature f _cp , and dϕ _zakl - increment of the angle of wedging ϕ _zal .

На фиг. 1 показан общий вид полуразмаха стреловидного крыла,In FIG. 1 shows a general view of the swept wing half-span,

на фиг. 2 - типовой сверхкритический профиль крыла;in fig. 2 - typical supercritical wing airfoil;

на фиг. 3 - средние линии характерных продольных сечений крыла,in fig. 3 - midlines of characteristic longitudinal sections of the wing,

на фиг. 4 - средний линии профилей центроплана,in fig. 4 - the middle line of the center section profiles,

на фиг. 5 - характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,in fig. 5 - a characteristic pattern of the flow around the upper surface of the wing,

на фиг. 6 - изменение аэродинамического качества и критерия топливной эффективности от числа Маха крейсерского полета,in fig. 6 - change in the aerodynamic quality and fuel efficiency criterion from the Mach number of cruising flight,

Полуразмах крыла летательного аппарата 1 (Фиг. 1) состоит из центроплана 2 и консоли 3, выполнено с удлинением λ=9÷12, стреловидностью χ=10÷35°, без излома по передней 4 и с изломом и скруглением 5 по задней кромке на участке 27-35% размаха крыла.The half-span of the wing of the aircraft 1 (Fig. 1) consists of a center section 2 and a console 3, made with an elongation λ=9÷12, sweep χ=10÷35°, without a kink along the front 4 and with a kink and rounding 5 along the trailing edge on section 27-35% of the wing span.

Крыло содержит сверхкритические профили (Фиг. 2). Профиль имеет положительную кривизну со средним значением f_cp=0,6-1% и максимальную относительную кривизну f_макс=1,2-4%. (фиг. 3).The wing contains supercritical profiles (Fig. 2). The profile has a positive curvature with an average value f _cp =0.6-1% and a maximum relative curvature f _max =1.2-4%. (Fig. 3).

Консоль крыла выполнена с углом заклинения ϕ_закл=1,1-3,6°, профиль центроплана выполнен с положительной относительной кривизной, среднее значение которой f_cp=0,6-1%, максимальное f_макс=1-4%, при этом его средняя кривизна связана с углом заклинения соотношением df_cp/dϕ_закл=(0,25-0,75), где df_cp - приращение среднего значения относительной кривизны f_cp, а dϕ_закл -приращение угла заклинения ϕ_закл.The wing console is made with a wedging angle ϕ inc = _1.1-3.6 °, the center section profile is made with a positive relative curvature, the average value of which is f _cp =0.6-1%, the maximum f _max =1-4%, while its average curvature is related to the wedging angle by the ratio df _cp / _dϕ zal =(0.25-0.75), where df _cp is the increment of the average value of the relative curvature f _cp , and _dϕ zal is the increment of the wedging angle ϕ _zal .

Крыло сформировано по семи базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации на 10 режимах полета: М=0.77 Су=0.6; М=0.78 Су=0.525, 0.6, 0.725; М=0.79 Су=0.575; М=0.8 Су=0.525, трубные с фиксированным переходом М=0.78 Су=0.58; М=0.79 Су=0.56, натурные со свободным переходом на верхней поверхности консольной части крыла М-0.79 Су=0.51, 0.56, при этом протяженность ламинарных участков была ограничена 65% хорды - положением заднего лонжерона и интерцепторов. Проведенная процедура позволила получить описанные выше геометрические характеристики крыла такие как координаты профилей, угол установки профилей, относительная толщина.The wing is formed according to seven basic sections obtained using a multi-stage aerodynamic design procedure, consisting of the stage of initial geometry selection, the stage of solving the inverse problem and the stage of multi-mode optimization in 10 flight modes: M=0.77 Cy=0.6; M=0.78 Cy=0.525, 0.6, 0.725; M=0.79 Cy=0.575; M=0.8 Su=0.525, pipe with a fixed transition M=0.78 Su=0.58; M=0.79 Cy=0.56, full-scale with a free transition on the upper surface of the cantilever part of the wing M-0.79 Su=0.51, 0.56, while the length of the laminar sections was limited by 65% of the chord - the position of the rear spar and spoilers. The procedure carried out made it possible to obtain the geometric characteristics of the wing described above, such as the coordinates of the airfoils, the airfoil angle, and the relative thickness.

Установленные в системе крыла базовые сечения позволяют обеспечить в расчетных условиях достаточно равномерное распределение местного коэффициента подъемной силы сечений вдоль размаха крыла,The base sections installed in the wing system make it possible to provide, under the design conditions, a fairly uniform distribution of the local lift coefficient of the sections along the wing span,

Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета. Результаты расчетов показали, что предлагаемое крыло имеет безотрывный характер обтекания (фиг. 5) верхней поверхности крыла во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки и чисел Маха М.A number of computational studies were performed, in the full range of cruising flight modes. The calculation results showed that the proposed wing has a non-separated flow around the upper surface of the wing (Fig. 5) in the entire operational range of angles of attack and Mach numbers M.

Были выполнены сравнительные исследования предлагаемого крыла с крылом - прототипом. Результаты исследований показали, что предлагаемое крыло летательного аппарата по сравнению с прототипом позволяет без ухудшения аэродинамических показателей обеспечить дополнительное увеличение аэродинамического качества λКмах ≈ 0.1÷4 в диапазоне чисел Маха М=0.7÷0.82 и топливной эффективности ΔКмах *М ≈ 0.1÷0.75 (Фиг. 6) и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение безопасности полета.Comparative studies of the proposed wing with the prototype wing were performed. The results of the research showed that the proposed wing of the aircraft, in comparison with the prototype, allows, without deteriorating aerodynamic performance, to provide an additional increase in the aerodynamic quality λKmax ≈ 0.1÷4 in the range of Mach numbers M=0.7÷0.82 and fuel efficiency ΔKmax *M ≈ 0.1÷0.75 (Fig. 6) and, as a result, a decrease in fuel consumption and an increase in flight safety.

Таким образом, удается создать крыло летательного аппарата, обладающее следующими преимуществами:Thus, it is possible to create an aircraft wing with the following advantages:

- высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых скоростях полета М _крейс=0.7-0.82.- high lift-to-drag ratio and fuel efficiency at subsonic flight speeds _Mcruise =0.7-0.82.

Claims

An aircraft wing containing a center section and consoles made with an elongation λ=9÷12, sweep χ=10÷35° and containing supercritical profiles, the trailing edge of which in the region from 0 to 33% of the wing span from the fuselage axis of symmetry is made with kinks, characterized in that the leading edge of the wing is made rectilinear, the wing panels are made with a wedging angle ϕ inc = _1.1-3.6 °, the center section profile is made with a positive relative curvature, the average value of which f _cp =0.6-1%, the maximum f _max \u003d l-4%, while its average curvature is related to the wedging angle by the ratio df _cf / _dϕ inc =(0.25-0.75), where df _cp is the increment in the average value of the relative curvature f _cp , and _dϕ inc - wedging angle increment ϕ _incl .