RU2312792C2

RU2312792C2 - Regional aircraft

Info

Publication number: RU2312792C2
Application number: RU2003126712/11A
Authority: RU
Inventors: Александр Викторович Ермишин (RU); Александр Викторович Ермишин; Валентин Тихонович Климов (RU); Валентин Тихонович Климов; Михаил Аркадьевич Медведев (RU); Михаил Аркадьевич Медведев; Сергей Владимирович Метелица (RU); Сергей Владимирович Метелица; Татевос Романович Суринов (RU); Татевос Романович Суринов
Original assignee: ООО "Рерик авиа"
Priority date: 2003-09-02
Filing date: 2003-09-02
Publication date: 2007-12-20
Also published as: RU2003126712A

Abstract

FIELD: aeronautical engineering.

SUBSTANCE: proposed aircraft has fuselage, straight wing and horizontal swept tail surfaces at sweep angle of χ about 18-24^o at supercritical profiles which are formed over medium lines having "shelf" nature at section of from 10 to 40% of local chords at ratio of respective ordinates of medium lines of 0.75-1.0. Thickness ratio of wing changes from 0.16 to 0.13, twist angles change from +2.5 to -1.5^o by wing span according to linear law. Twist angles of tail profiles are constant.

EFFECT: reduction of mass; improved aerodynamic property; enhanced efficiency.

10 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования самолетов любых типов.The invention relates to aircraft and can be used to design aircraft of any type.

Известны различные схемы региональных самолетов (см. энциклопедию "Авиация" под редакцией Г.П.Свищева, издательство "Российские энциклопедии", М., 1988 г., журнал Aviation Week & Space Technology от 13 мая 2002 года, справочник Jane's "All the world aircraft" (Jane information group, ежегодно)). Ближайшим прототипом предлагаемого решения является самолет SAAB 2000, который по всем характеристикам превосходит аналогичные самолеты своего класса.Various schemes of regional airplanes are known (see the encyclopedia Aviation edited by G.P.Svishchev, Russian Encyclopedia Publishing House, Moscow, 1988; Aviation Week & Space Technology magazine dated May 13, 2002; Jane's reference book "All the world aircraft "(Jane information group, annually)). The closest prototype of the proposed solution is the SAAB 2000 aircraft, which surpasses similar aircraft of its class in all characteristics.

Особенностью региональных самолетов является необходимость нахождения наилучшего компромисса между взлетно-посадочными характеристиками (самолет должен использовать предельно малые ВПП с любым видом покрытия) и крейсерскими режимами (необходимо сокращать время полета). Для оптимального решения задач взлета и посадки желательно применение прямого крыла, а для получения необходимых скоростных качеств желательно применение стреловидных крыльев. При этом на всех известных самолетах после выбора стреловидности крыла стреловидность оперения устанавливается такой же. Для обеспечения заданных взлетно-посадочных характеристик при этом требуется сложная механизация.A feature of regional aircraft is the need to find the best compromise between takeoff and landing characteristics (the aircraft must use extremely small runways with any type of coverage) and cruising modes (it is necessary to reduce flight time). For the optimal solution of take-off and landing tasks, the use of a direct wing is desirable, and to obtain the necessary speed qualities, the use of arrow-shaped wings is desirable. Moreover, on all known aircraft, after selecting the sweep of the wing, the sweep of the plumage is set to the same. To ensure the given take-off and landing characteristics, complex mechanization is required.

Целью настоящего изобретения является упрощение конструкции и снижение веса самолета при обеспечении эксплуатационных скоростей полета самолета до скоростей, соответствующих числам М=0,7.The aim of the present invention is to simplify the design and reduce the weight of the aircraft while ensuring operational flight speeds of the aircraft to speeds corresponding to the numbers M = 0.7.

Для достижения этой цели на самолете устанавливаются прямое крыло, сформированное как единая пространственная система из единого базового профиля, который модифицирован по размаху таким образом, чтобы корневой профиль крыла обеспечивал выполнение условия максимума значений Мк* и Mzo при умеренных значениях Cymax, а концевой профиль крыла обеспечивал условие максимума Cymax, и стреловидное горизонтальное оперение, с углами стреловидности χ~18-24° со сверхкритическими профилями, которые установлены по средним линиям, имеющим на участке от 10 до 40% местных хорд "полочный" характер с отношением соответствующих ординат средних линий 0,75-1,0, при этом относительная толщина крыла С меняется от 0,16 до 0,13, углы крутки крыла от +2,5 до -1,5 градуса по размаху крыла по линейному закону, углы крутки профилей оперения выполнены постоянными.To achieve this goal, a direct wing is installed on the aircraft, formed as a single spatial system from a single base profile, which is scaled so that the wing root profile ensures that the conditions of maximum values of Mk * and Mzo are satisfied at moderate Cymax values, and the wing end profile provides Cymax maximum condition, and swept horizontal plumage, with sweep angles χ ~ 18-24 ° with supercritical profiles, which are installed along the middle lines, having from 10 to 40 in the section % of local chords are “shelf” in character with the ratio of the corresponding ordinates of the midlines 0.75-1.0, while the relative thickness of the wing C varies from 0.16 to 0.13, the angles of twist of the wing from +2.5 to -1.5 degrees according to the wing span according to the linear law, the twist angles of the plumage profiles are made constant.

На фиг.1 показана схема предлагаемого самолета в плане. На фиг.2 показано сечение корневого профиля крыла. На фиг.3 - сечение концевого профиля крыла. На фиг.4 приведен закон изменения угла геометрической крутки предлагаемого крыла по размаху. На фиг.5 дан примерный закон изменения максимальной относительной толщины крыла по размаху крыла. На фиг.6 показано сечение профиля горизонтального оперения. На фиг.7 показано положение средних линий типовых профилей крыла и оперения. На фиг.8 приведены экспериментальные зависимости, характеризующие самолет по углам атаки. На фиг.9 дано изменение максимального качества предлагаемого самолета по числам М, полученное в аэродинамических испытаниях. На фиг.10 показано влияние механизации.Figure 1 shows a diagram of the proposed aircraft in plan. Figure 2 shows a section of the root profile of the wing. Figure 3 is a section of the end profile of the wing. Figure 4 shows the law of change in the angle of the geometric twist of the proposed wing in scope. Figure 5 gives an approximate law of variation of the maximum relative thickness of the wing span. Figure 6 shows a cross section of the profile of the horizontal tail. Figure 7 shows the position of the midlines of typical wing and tail profiles. On Fig shows experimental dependencies characterizing the plane at angles of attack. Figure 9 shows the change in the maximum quality of the proposed aircraft according to the numbers M, obtained in aerodynamic tests. Figure 10 shows the effect of mechanization.

Предлагаемый самолет состоит из фюзеляжа 1, крыла 2, двигателей 3, горизонтального 4 и вертикального 5 оперений. Системы и конструкция салона условно не показаны и могут быть выбраны из условий поставленной транспортной задачи.The proposed aircraft consists of the fuselage 1, wing 2, engines 3, horizontal 4 and vertical 5 plumage. The systems and interior design are not conventionally shown and can be selected from the conditions of the assigned transportation problem.

Крыло 2 имеет нулевой угол стреловидности по заднему 6 и переднему 7 лонжеронам и известными методами закреплено с фюзеляжем самолета 1 (фиг.1).Wing 2 has a zero sweep angle along the rear 6 and front 7 side members and is known with methods known as fixed to the fuselage of aircraft 1 (Fig. 1).

Сечения крыла образованы профилями единого семейства 9 (фиг.2 и 3). В связи с разными поставленными перед профилями задачами по внешнему виду профили по размаху существенно меняются. Концевой профиль (фиг.2) в основном определяет крыльевые значения Мкр* и Мζо и обслуживает большую площадь. При выборе профиля ожесточались ограничения на Мкр* и Мζо, а полученное значение Cymax выбиралось умеренным. Концевой профиль (фиг.3) определяет Cymax крыла, так как срыв на больших углах атаки на крыле с сужением происходит (при прочих равных условиях) ближе к концу. Учитывая, что и число Рейнольдса к концу крыла убывает, в предлагаемом решении добиваются для концевого профиля значительного превышения по несущим свойствам над корневым профилем. Учитывая малую обслуживаемую площадь, можно ослабить ограничение на продольный момент (т.е. разрешить увеличенную вогнутость) и не гнаться за большими Мкр*. Из конструктивных соображений важно, что при такой компановке крыла удается применять толстые профили (17%>С>12%) (фиг.5), позволяющие иметь большие объемы для размещения топлива.The wing sections are formed by profiles of a single family 9 (Fig.2 and 3). Due to the different tasks assigned to the profiles in appearance, the profiles vary significantly in scope. The end profile (figure 2) mainly determines the wing values of Mkr * and Mζо and serves a large area. When choosing a profile, restrictions on Mkr * and Mζо were tightened, and the obtained Cymax value was chosen moderate. The end profile (Fig. 3) defines the wing Cymax, since stall at large angles of attack on the wing with narrowing occurs (ceteris paribus) closer to the end. Considering that the Reynolds number also decreases towards the end of the wing, in the proposed solution they achieve for the end profile a significant excess in the bearing properties over the root profile. Given the small area served, it is possible to relax the restriction on the longitudinal moment (i.e., to allow increased concavity) and not chase large Mkr *. From design considerations, it is important that with such a layout of the wing it is possible to use thick profiles (17%> C> 12%) (Fig. 5), which allows for large volumes to accommodate fuel.

Горизонтальное оперение выполнено стреловидным (фиг.1). При этом учитывается, что меньшие площади оперения и разные задачи, стоящие перед крылом и оперением, не требуют максимальной реализации несущих свойств профиля оперения. Профиль выбирается многорежимным из числа хорошо изученных классических или сверхкритических профилей (фиг.6).The horizontal plumage is swept (figure 1). It is taken into account that smaller plumage areas and different tasks facing the wing and plumage do not require maximum realization of the bearing properties of the plumage profile. The profile is selected multi-mode from among the well-studied classical or supercritical profiles (Fig.6).

Для сравнения на фиг.7 показаны средние линии типовых профилей, которые использованы для формирования системы крыла и горизонтального оперения.For comparison, Fig. 7 shows the midlines of typical profiles that are used to form the wing system and horizontal tail.

На фиг.8 приведены экспериментальные характеристики модели предлагаемого самолета, полученные в аэродинамической трубе. Для сравнения приведены известные характеристики модели самолета Як-40.On Fig shows the experimental characteristics of the model of the proposed aircraft, obtained in a wind tunnel. For comparison, the known characteristics of the Yak-40 aircraft model are given.

На фиг.9 приведены максимальные значения аэродинамического качества Кмах, полученные в трубных экспериментах. Для сравнения приведены данные по аналогичной модели со стреловидным крылом.Figure 9 shows the maximum values of the aerodynamic quality Kmah obtained in pipe experiments. For comparison, data are presented for a similar model with an arrow-shaped wing.

На фиг.10 показано изменение характеристик при применении механизации.Figure 10 shows the change in characteristics when applying mechanization.

Из графиков хорошо видно, что предлагаемая схема действительно обеспечивает высокие характеристики до скоростей полета, соответствующих числу М=0,7 на Су~0,42. При этом самолет устойчив, отсутствуют большие отрицательные значений коэффициента m_zo в отличие от стреловидных компоновок.From the graphs it is clearly seen that the proposed scheme really provides high performance up to flight speeds corresponding to the number M = 0.7 per Su ~ 0.42. Moreover, the aircraft is stable, there are no large negative values of the coefficient m _zo in contrast to the swept layouts.

Увеличение максимальных крейсерских скоростей (чисел М) обусловлено тем, что верхняя поверхность крыла спроектирована так, что максимальное разрежение на ней не превышает допустимых значений коэффициента давления на расчетном режиме (М_расч=0,80) и поэтому волновые потери являются относительно слабыми. К тому же уменьшение углов наклона верхней поверхности в хвостовой части профилей на предлагаемом крыле устраняет возможность возникновения ранних отрывов на расчетных крейсерских режимах.The increase in maximum cruising speeds (numbers M) is due to the fact that the upper surface of the wing is designed so that the maximum vacuum on it does not exceed the permissible values of the pressure coefficient in the design mode (M _calc = 0.80) and therefore the wave losses are relatively weak. In addition, a decrease in the angle of inclination of the upper surface in the tail of the profiles on the proposed wing eliminates the possibility of early breaks in the design cruise modes.

Выбранное стреловидное оперение не ограничивает критическое значение скорости (числа М), так как выбирается из условия оптимальности для максимального скоростного режима.The selected arrow-shaped plumage does not limit the critical value of speed (number M), since it is selected from the optimality condition for the maximum speed mode.

На взлетно-посадочных режимах удается реализовать в полном объеме преимущества прямого крыла, что позволяет упростить механизацию крыла и существенно снизить массу.On takeoff and landing modes, it is possible to fully realize the advantages of a direct wing, which allows to simplify the mechanization of the wing and significantly reduce weight.

В целом отмеченные особенности способствуют снижению массы самолета, уменьшению сопротивления, повышению значений К_мах.In general, the noted features contribute to a decrease in aircraft mass, a decrease in drag, and an increase in K _max .

Все отмеченные качества и преимущества предложенного решения подтверждены расчетами и аэродинамическими испытаниями.All the noted qualities and advantages of the proposed solution are confirmed by calculations and aerodynamic tests.

Claims

Regional aircraft containing the fuselage, wing, horizontal and vertical tail, power unit of at least two engines located either in the rear of the aircraft or on the wing, characterized in that the plane has a direct wing, formed as a single spatial system from a single base profile, which is modified in scope so that the wing root profile ensures that the conditions of maximum values of Mk * and Mzo are satisfied at moderate Cymax values, and the wing end profile provides l Cymax maximum condition, and swept horizontal plumage with sweep angles χ ~ 18-24 ° with supercritical profiles that are formed along the midlines, which have from 10 to 40% of local chords a “shelf” character with a ratio of the corresponding ordinates of the midlines 0, 75-1.0, while the relative thickness of the wing C varies from 0.17 to 0.13, the angles of twist of the wing vary from +2.5 to -1.5 degrees in terms of wing span according to the linear law, the angles of twist of the tail profiles are made constant .