RU216083U1

RU216083U1 - Aircraft wing and engine nacelle

Info

Publication number: RU216083U1
Application number: RU2022128410U
Authority: RU
Inventors: Николай Николаевич Брагин; Анатолий Лонгенович Болсуновский; Николай Петрович Бузоверя; Анна Игоревна Сахарова; Алина Юрьевна Слитинская; Иван Леонидович Чернышев
Filing date: 2021-09-01
Publication date: 2023-01-16

Abstract

Полезная модель относится к авиационной технике и может быть использована при разработке компоновок перспективных средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов с двигателями большой и сверхбольшой степени двухконтурности, расположенных на верхней поверхности крыла и обеспечивающих экранирование шума на местности крылом и расширенным диапазоном условий базирования. Предложенное крыло летательного аппарата с мотогондолой двигателя, установленной на стреловидном крыле со сверхкритическими профилями, выполнено со стреловидностью χ=28-35, относительная толщина профиля в бортовом сечении крыла имеет величину 14-16%, относительная толщина профиля в сечении крыла, проходящем через плоскость симметрии пилона, 11-12%, при этом мотогондола установлена так, что расстояние от передней кромки входного сечения мотогондолы до передней кромки крыла по оси X составляет 0.81÷5-1.0 средней аэродинамической хорды крыла, а расстояние от нижней точки внешнего контура мотогондолы до верхней поверхности крыла по оси У составляет 0.15÷0.2 средней аэродинамической хорды крыла. Использование предлагаемой компоновки может обеспечить прирост аэродинамического качества на 10% по сравнению с используемыми аналогичными компоновками и обеспечивает скорость полета до М=0.75-0.92. 6 ил.

The utility model relates to aviation technology and can be used in the development of layouts for promising medium- and long-haul passenger aircraft with high-bypass and extra-high bypass engines located on the upper surface of the wing and providing noise shielding on the ground by the wing and an extended range of basing conditions. The proposed wing of an aircraft with an engine nacelle mounted on a swept wing with supercritical profiles is made with a sweep χ=28-35, the relative thickness of the profile in the side section of the wing has a value of 14-16%, the relative thickness of the profile in the wing section passing through the plane of symmetry pylon, 11-12%, while the nacelle is installed so that the distance from the leading edge of the inlet section of the engine nacelle to the leading edge of the wing along the X axis is 0.81 ÷ 5-1.0 of the average aerodynamic chord of the wing, and the distance from the lower point of the outer contour of the engine nacelle to the upper surface of the wing along the Y axis is 0.15÷0.2 of the average aerodynamic chord of the wing. The use of the proposed layout can provide an increase in aerodynamic quality by 10% compared to similar layouts used and provides a flight speed of up to M=0.75-0.92. 6 ill.

Description

Предлагаемая полезная модель относится к авиационной технике. Полезная модель может быть использована при разработке компоновок перспективных средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов с двигателями большой и сверхбольшой степени двухконтурности, расположенных на верхней поверхности крыла и обеспечивающих экранирование шума на местности крылом и расширенным диапазоном условий базирования.The proposed utility model relates to aviation technology. The utility model can be used in the development of layouts for advanced medium- and long-haul passenger aircraft with high-bypass and extra-high bypass engines located on the upper surface of the wing and providing noise shielding on the ground by the wing and an extended range of basing conditions.

Разработка концепции перспективных магистральных и региональных самолетов в том числе нетрадиционной схемы (расположение мотогондолы над крылом, крыло сложной пространственной формы и т.д.) со стреловидными крыльями, обеспечивающих снижение аварийности, шума, эмиссии NOx, расхода топлива и эмиссии СО₂, удельной стоимости разработки и жизненного цикла ЛА в соответствии с целевыми показателями гражданских самолетов 2025-^∧2030 годов.Development of the concept of advanced long-haul and regional aircraft, including an unconventional scheme (the location of the engine nacelle above the wing, a wing of complex spatial shape, etc.) with swept wings, providing a reduction in accidents, noise, NOx emissions, fuel consumption and CO ₂ emissions, unit cost development and life cycle of aircraft in accordance with the targets for civil aircraft 2025- ^∧2030 .

Предлагаемое техническое решение направлено на улучшение обтекание крыла, мотогондолы и фюзеляжа, вследствие чего при трансзвуковых и околозвуковых скоростях полета можно достичь больших значений коэффициента подъемной силы Су, снизить величины сопротивления и как следствие повысить топливную эффективность, за счет оптимального расположения мотогондолы двигателя над крылом самолета при сохранении высокой крейсерской скорости полета самолета (М≥0.8).The proposed technical solution is aimed at improving the flow around the wing, engine nacelle and fuselage, as a result of which, at transonic and transonic flight speeds, it is possible to achieve high values of the lift coefficient Su, reduce drag values and, as a result, increase fuel efficiency, due to the optimal location of the engine nacelle above the aircraft wing at maintaining a high cruising speed of the aircraft (M≥0.8).

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

Среди Российских самолетов подобное расположение мотогондол имеет гидросамолет 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.Among Russian aircraft, the Be-200 seaplane has a similar arrangement of engine nacelles (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 flight speed and low aerodynamic quality due to the installation of engines in the area of the junction of the wing and fuselage and, as a result, low fuel efficiency.

Наиболее близким аналогом по технической сущности является самолет VFW-Fokker 614, разработанный совместно немецким консорциумом Vereinigte Flugtechnische Werke (VFW) и предприятием Fokker. Отличительной чертой самолета было расположение двигателей - на пилонах над крылом. (Гражданская авиация/ ред. Джим Винчестер; пер. с англ. М.М. Михайлова. - М.: ACT: 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.The closest analogue in technical essence is the VFW-Fokker 614 aircraft, developed jointly by the German consortium Vereinigte Flugtechnische Werke (VFW) and Fokker. A distinctive feature of the aircraft was the location of the engines - on pylons above the wing. (Civil aviation / ed. Jim Winchester; translated from English by M.M. Mikhailov. - M .: ACT: 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.

Прототипом предлагаемого технического решения является мотогондола двигателя на крыле летательного аппарата (Патент РФ №2614870 МПК B64D 27/02, опуб. 30.03.2017 г.), установленная таким образом, что координата по оси X составляет 0.7÷0.8 средней аэродинамической хорды крыла, отложенной от передней кромки крыла до среза сопла мотогондолы, по оси Y составляет 0.01÷1 средней аэродинамической хорды крыла самолета, полученной как перпендикуляр от нижней поверхности мотогондолы до плоскости крыла, угол установки мотогондолы в вертикальной плоскости, отложенный от средней линии мотогондолы до строительной горизонтали фюзеляжа, составляет 6÷8°, нижняя поверхность обвода мотогондолы двигателя выполнена криволинейной формы с отрицательной выпуклостью.The prototype of the proposed technical solution is the engine nacelle on the wing of an aircraft (RF Patent No. 2614870 IPC B64D 27/02, published on March 30, 2017), installed in such a way that the coordinate along the X axis is 0.7 ÷ 0.8 of the average aerodynamic chord of the wing, deferred from the leading edge of the wing to the nacelle nozzle exit, along the Y axis is 0.01÷1 of the average aerodynamic chord of the aircraft wing, obtained as a perpendicular from the lower surface of the engine nacelle to the wing plane, the angle of installation of the engine nacelle in the vertical plane, laid off from the center line of the engine nacelle to the construction horizontal of the fuselage, is 6÷8°, the lower surface of the engine nacelle bypass is curved with a negative convexity.

Общими недостатками для всех рассмотренных выше компоновок является: большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,78; ухудшение обтекания крыла и мотогондолы вследствие ее необтимального положения и, как следствие, образование преждевременного отрыва потока на верхней поверхности крыла и уменьшение предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы (Су_доп.) и, следовательно, снижение безопасности полета; изменение режима работы двигателя, влияющую на несущие свойства самолета и, следовательно, на топливную эффективность.Common disadvantages for all the layouts discussed above are: a large loss of aerodynamic quality at the Mach number M≥0.78; deterioration of the flow around the wing and engine nacelle due to its non-optimal position and, as a result, the formation of a premature separation of the flow on the upper surface of the wing and a decrease in the maximum allowable value of the lift coefficient (Su _add .) and, consequently, a decrease in flight safety; a change in the engine operating mode that affects the aircraft's load-bearing properties and, consequently, fuel efficiency.

Задачей и техническим результатом создания полезной модели является достижение полезной аэродинамической интерференции крыла и мотогондолы двигателя и обеспечение крейсерской скорости полета до числа Маха М≥0,8 при сохранении высокого уровня аэродинамического качества.The objective and technical result of creating a utility model is to achieve useful aerodynamic interference of the wing and the engine nacelle and ensure cruising flight speed up to Mach number M≥0.8 while maintaining a high level of aerodynamic quality.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что крыло летательного аппарата и мотогондола двигателя, установленная на стреловидном крыле со сверхкритическими профилями, выполнено со стреловидностью χ=28-35°, относительная толщина профиля в бортовом сечении крыла имеет величину 14-16%, относительная толщина профиля в сечении крыла, проходящем через плоскость симметрии пилона, 11-12%, при этом мотогондола установлена так, что расстояние от передней кромки входного сечения мотогондолы до передней кромки крыла по оси X составляет 0.81÷1.0 средней аэродинамической хорды крыла, а расстояние от нижней точки внешнего контура мотогондолы до верхней поверхности крыла по оси У составляет 0.15÷0.2 средней аэродинамической хорды крыла.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that the wing of the aircraft and the engine nacelle, mounted on a swept wing with supercritical profiles, is made with a sweep χ=28-35°, the relative thickness of the profile in the side section of the wing has a value of 14-16%, relative profile thickness in the wing section passing through the plane of symmetry of the pylon, 11-12%, while the engine nacelle is installed so that the distance from the leading edge of the engine nacelle inlet section to the leading edge of the wing along the X axis is 0.81 ÷ 1.0 of the average aerodynamic chord of the wing, and the distance from the bottom point of the outer contour of the engine nacelle to the upper surface of the wing along the Y axis is 0.15÷0.2 of the average aerodynamic chord of the wing.

Полезная модель поясняется фигурами:The utility model is illustrated by the figures:

на фиг. 1 - показан общий вид установки мотогондолы двигателя на пилоне над крылом,in fig. 1 - shows a general view of the installation of the engine nacelle on a pylon above the wing,

на фиг. 2 - типовой профиль крыла,in fig. 2 - typical wing profile,

на фиг. 3 -распределение циркуляции и коэффициента подъемной силы,in fig. 3 - distribution of circulation and lift coefficient,

на фиг. 4 - распределение давления в сечениях крыла по размаху;in fig. 4 - distribution of pressure in the sections of the wing along the span;

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 - зависимость предельно допустимого значения Су (Су_доп) от числа Маха Мfigure 6 - dependence of the maximum allowable value Su (Su _dop ) on the Mach number M

Предлагаемая полезная модель содержит стреловидное крыло 1 (фиг. 1), состоящее из сверхкритических профилей (фиг. 2) и мотогондолу двигателя 2 на пилоне 3. Крыло выполнено со стреловидностью χ=28-35°, относительная толщина профиля в бортовом сечении крыла имеет величину 14-16%, относительная толщина профиля в сечении крыла, проходящем через плоскость симметрии пилона, 11-12%, при этом мотогондола установлена так, что расстояние от передней кромки входного сечения мотогондолы до передней кромки крыла по оси X составляет 0.81÷1.0 средней аэродинамической хорды крыла, а расстояние от нижней точки внешнего контура мотогондолы до верхней поверхности крыла по оси У составляет 0.15÷0.2 средней аэродинамической хорды крыла.The proposed utility model contains a swept wing 1 (Fig. 1), consisting of supercritical profiles (Fig. 2) and engine nacelle 2 on the pylon 3. The wing is made with a sweep χ=28-35°, the relative thickness of the profile in the side section of the wing has the value 14-16%, relative profile thickness in the wing section passing through the plane of symmetry of the pylon, 11-12%, while the engine nacelle is installed so that the distance from the leading edge of the engine nacelle inlet section to the leading edge of the wing along the X axis is 0.81 ÷ 1.0 of the average aerodynamic wing chords, and the distance from the lower point of the outer contour of the engine nacelle to the upper surface of the wing along the Y axis is 0.15÷0.2 of the average aerodynamic wing chord.

Компоновка крыла с мотогондолой получена путем многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования поверхности крыла, мотогондолы и пилона для достижения скорости полета до М=0.8-0.92, максимального аэродинамического качества и высокого значения величины Су_доп (0.8÷1.0).The layout of the wing with the engine nacelle was obtained by a multi-stage procedure of aerodynamic design of the surface of the wing, engine nacelle and pylon to achieve a flight speed of up to М=0.8-0.92, maximum aerodynamic quality and a high value of _Sudop (0.8÷1.0).

Крыло летательного аппарата 1 имеет закон распределения нагрузки (фиг. 3) близкий по значениям к эллиптическому, такое распределение позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших значениях коэффициента подъемной силы Су, снизить величину изгибающего момента и защитить концевые сечения от преждевременного отрыва потока.The wing of the aircraft 1 has a load distribution law (Fig. 3) close in value to an elliptical one, such a distribution makes it possible to weaken the wave crisis on the consoles at high values of the lift coefficient Su, reduce the magnitude of the bending moment and protect the end sections from premature separation of the flow.

Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета М=0.75-0.92. На фиг. 4 приведено характерное распределение давления в сечениях крыла по размаху. 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 М=0.75-0.92. In FIG. Figure 4 shows the typical distribution of pressure in the spanwise sections of the wing. 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.

Выполнено сравнение величины предельно допустимого значения Су выполнена на основе анализа картины обтекания верхней поверхности крыла, фиг. 6. Показано, что можно обеспечить уровень сопротивления интерференции и значение величины предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы Су (Су_доп) как у самолета с двигателями под крылом и большее чем у прототипа на 2-5%.Comparison of the value of the maximum allowable value Su is made on the basis of the analysis of the pattern of flow around the upper surface of the wing, Fig. 6. It is shown that it is possible to provide the level of interference resistance and the value of the maximum allowable value of the lift coefficient Su (Su _dop ) as in an aircraft with engines under the wing and greater than that of the prototype by 2-5%.

Использование предлагаемой компоновки обеспечивает крейсерскую скорость полета до числа Маха М=0.8-0.92 при сохранении величины аэродинамического качества, а в перспективе может обеспечить прирост аэродинамического качества до 10% по сравнению с используемыми аналогичными компоновками.The use of the proposed layout provides a cruising flight speed up to the Mach number M=0.8-0.92 while maintaining the aerodynamic quality, and in the future can provide an increase in aerodynamic quality up to 10% compared to similar layouts used.

Claims

An aircraft wing and its engine nacelle mounted on a swept wing with supercritical profiles, characterized in that the wing is made with a sweep χ=28-35°, the relative profile thickness in the side section of the wing is 14-16%, the relative thickness of the profile in the wing section passing through the plane of symmetry of the pylon, 11-12%, while the engine nacelle is installed so that the distance from the leading edge of the engine nacelle inlet section to the leading edge of the wing along the X axis is 0.81÷1.0 of the average aerodynamic chord of the wing, and the distance from the lower point of the external contour of the engine nacelle to the upper surface of the wing along the Y axis is 0.15÷0.2 of the average aerodynamic chord of the wing.