RU2351507C2

RU2351507C2 - High-lift fuselage aircraft

Info

Publication number: RU2351507C2
Application number: RU2007115592/11A
Authority: RU
Inventors: Даниил Иванович Гапеев (RU); Даниил Иванович Гапеев; Валентин Тихонович Климов (RU); Валентин Тихонович Климов
Priority date: 2007-04-26
Filing date: 2007-04-26
Publication date: 2009-04-10
Also published as: RU2007115592A

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering. Proposed aircraft represents a unified (integral) 3D system made up of elliptical fuselage with the height-to-width ratio of 1:2 to 1:4, a wing with elongation λ=7 to 11 and wing taper ratio η=3-4. Proposed system lengthwise sections consist of composite sections modified so that the fuselage section and wing root sections satisfy the conditions of maximum Mk* and Mzo at moderate Cy max, and the root section satisfies the condition of Cy max maximum. The sections feature negative aerofoil section camber f~0.015 to 0.02 varying from the aircraft axis to over with wing span from X=0.6 for root section to X=0.9 nearby the wing tip section. Relative fuselage section thickness does not exceed C~0.17 and that of wind sections does not exceed C~0.15. Angles of rear surface inclination nearby rear edge of any aircraft surface does not exceed σ<6 degrees.

EFFECT: higher stability and controllability.

5 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования летательных аппаратов разного типа и назначения.The invention relates to aircraft and can be used for the design of aircraft of various types and purposes.

Известны различные схемы широкофюзеляжных и узкофюзеляжных самолетов (см. энциклопедию «Авиация» / Под редакцией Г.П.Свищева, издательство «Российские энциклопедии», М., 1988 г.). Как правило, поперечное сечение фюзеляжа оформляется дугами окружностей. В последнее время стали применяться самолеты с некруглым, обычно эллиптическим, фюзеляжем (International Patent Classification Number PCT/US97/07636, publication number WO 97/43176, 13 мая 1996 г.), в которых пытаются реализовать идею «несущего» фюзеляжа, т.е. фюзеляжа, создающего дополнительную подъемную силу. Это решение будет далее рассматриваться в качестве прототипа.There are various schemes of wide-body and narrow-body aircraft (see the encyclopedia "Aviation" / Edited by GP Svishchev, publishing house "Russian Encyclopedias", M., 1988). As a rule, the fuselage cross section is formed by arcs of circles. Recently, aircraft with a non-circular, usually elliptical, fuselage (International Patent Classification Number PCT / US97 / 07636, publication number WO 97/43176, May 13, 1996) began to be used, in which they try to implement the idea of a “bearing” fuselage, t. e. the fuselage, creating additional lift. This solution will be further considered as a prototype.

В рассматриваемом прототипе поперечные сечения фюзеляжа выполнены в виде эллипса и образуют по длине самолета симметричный профиль с удлинением λ от 0, 33 до 1,1; предусмотрен механизм для регулирования положения самолета в полете, с помощью которого предполагается регулировать соотношение между подъемной силой крыла и фюзеляжа. Наличие такого механизма показывает, что при раздельной конструкции крыла и фюзеляжа возникают большие проблемы, связанные с разными законами обтекания специально спроектированной несущей поверхности (крыла) и большого фюзеляжа. Трудно решить вопросы интерференции потоков в местах заделки. Очень непростым становится решение вопросов устойчивости и управляемости.In the prototype under consideration, the fuselage cross-sections are made in the form of an ellipse and form a symmetrical profile with an elongation λ from 0, 33 to 1.1 along the length of the aircraft; There is a mechanism for regulating the position of the aircraft in flight, with the help of which it is supposed to adjust the ratio between the lifting force of the wing and the fuselage. The presence of such a mechanism shows that with the separate design of the wing and fuselage there are big problems associated with different laws of flow around a specially designed bearing surface (wing) and a large fuselage. It is difficult to solve the issues of interference of flows in the places of termination. It becomes very difficult to solve the issues of stability and controllability.

Для устранения этих недостатков предлагается самолет, который сформирован как единая (интегральная) пространственная система из эллипсообразного фюзеляжа с отношением высоты к ширине от 1:2 до 1,4 и крыла с удлинением λ=7-11 и сужением η=3-4, которая в продольных сечениях состоит из составных профилей, модифицированых таким образом, чтобы профили фюзеляжа и корневой профиль крыла обеспечивали выполнение условий максимума значений Мк* и Mzo при умеренных значениях Су max, а концевой профиль обеспечивал выполнение условие максимума Су max, при этом все профили имеют отрицательную вогнутость f~0,015-0,02 в сечениях профиля, положение которой меняется от оси самолета по размаху крыла от Х=0,6 для корневого профиля до Х=0,9 у концевого профиля крыла, при этом относительная толщина любого профиля фюзеляжа не превышает С~0,17 и профилей крыла не превышает C~0,15, а углы наклона верхней поверхности у задней кромки любой поверхности самолета не превышают величины σ<6 градусов.To eliminate these shortcomings, an airplane is proposed, which is formed as a single (integral) spatial system of an ellipsoid fuselage with a height to width ratio of 1: 2 to 1.4 and a wing with lengthening λ = 7-11 and narrowing η = 3-4, which in longitudinal sections consists of composite profiles, modified so that the fuselage profiles and the wing root profile ensure that the conditions of maximum values of Mk * and Mzo are satisfied at moderate values of Cy max, and the end profile ensures that the condition of maximum Cy max is met, all profiles have negative concavity f ~ 0.015-0.02 in profile sections, the position of which varies from the axis of the aircraft in terms of wing span from X = 0.6 for the root profile to X = 0.9 at the end profile of the wing, and the relative thickness of any the fuselage profile does not exceed C ~ 0.17 and the wing profiles do not exceed C ~ 0.15, and the angles of inclination of the upper surface at the trailing edge of any plane surface do not exceed σ <6 degrees.

Суть предложения поясняется иллюстрациями.The essence of the proposal is illustrated by illustrations.

На фиг.1 показана схема интегрального самолета. На фиг.2 - вид спереди с совмещенным сечением. На фиг.3 - совмещенные продольные сечения. На фиг.4 дан график углов закрученности основных продольных сечений. На фиг.5 приведено сравнение несущих свойств предлагаемого решения и ряда известных самолетов.Figure 1 shows a diagram of an integrated aircraft. Figure 2 is a front view with combined section. Figure 3 - combined longitudinal section. Figure 4 is a graph of the torsion angles of the main longitudinal sections. Figure 5 shows a comparison of the bearing properties of the proposed solution and a number of known aircraft.

Самолет интегральной схемы 1 (фиг.1) состоит из интегрального узла 2, состоящего из фюзеляжа 3 и крыла 4, объединенных с кабиной экипажа 5. Самолет имеет вертикальное 6 и горизонтальное 7 оперения с рулями 10 и 11. Силовая установка состоит из двигателей 8. На самолете имеются шасси, самолетные и двигательные системы, оборудование и приборы, которые условно не показаны.The aircraft integrated circuit 1 (figure 1) consists of an integrated unit 2, consisting of a fuselage 3 and a wing 4, combined with the cockpit 5. The aircraft has a vertical 6 and horizontal 7 tail with rudders 10 and 11. The power plant consists of engines 8. On the plane there are landing gears, aircraft and propulsion systems, equipment and devices that are not conditionally shown.

Кабина экипажа 5 с приборными отсеками, бытовыми помещениями, багажниками и другими служебными помещениями расположена в носовой части, которая выполнена цилиндрической по схеме узкофюзеляжных самолетов. Пассажирский салон находится в интегральном узле 2 и размещен в эллипсообразном сечении с горизонтальной большой осью эллипсообразного фюзеляжа с отношением высоты к ширине от 1:2 до 1:4, которое выбирается из условия максимального комфорта пассажиров (фиг.2), равного условиям широкофюзеляжного самолета. Хвостовая часть фюзеляжа используется для грузовых помещений и выполняется переменного сечения с плавным изменением ширины и высоты. Отъемная (трапециевидная) часть крыла выбрана по оптимальным условиям, рекомендуемым для скоростных самолетов с удлинением λ=7-11 и сужением η=3-4.The crew cabin 5 with instrument compartments, domestic premises, luggage racks and other service rooms is located in the bow, which is made cylindrical according to the scheme of narrow-body aircraft. The passenger compartment is located in the integrated unit 2 and is placed in an ellipsoid section with a horizontal major axis of the ellipsoid fuselage with a height to width ratio of 1: 2 to 1: 4, which is selected from the condition for maximum passenger comfort (Fig. 2), equal to the conditions of a wide-body aircraft. The tail of the fuselage is used for cargo spaces and is made of variable cross-section with a smooth change in width and height. The detachable (trapezoidal) part of the wing was selected according to the optimal conditions recommended for high-speed aircraft with an elongation of λ = 7-11 and a narrowing of η = 3-4.

На фиг.3 показаны типовые продольные сечения самолета. Видно, что все сечения самолета, включая фюзеляжные, имеют форму подобного несущего профиля, что позволяет сформировать единую систему. Установка профилей производится от оси самолета по графику, приведенному на фиг.4. Фюзеляжные профили и профили, имеющие наплывы, установлены под отрицательными углами с постепенным переходом к положительным углам в начале трапециевидной части крыла. Далее профили устанавливаются по линейному закону, при этом концевой профиль установлен с отрицательным углом - 2 градуса.Figure 3 shows a typical longitudinal section of the aircraft. It can be seen that all sections of the aircraft, including the fuselage, have the shape of a similar bearing profile, which allows the formation of a single system. Installation of profiles is made from the axis of the aircraft according to the schedule shown in figure 4. Fuselage profiles and profiles with sagging are installed at negative angles with a gradual transition to positive angles at the beginning of the trapezoidal part of the wing. Next, the profiles are set according to a linear law, while the end profile is set with a negative angle of 2 degrees.

В рамках единой системы все профили модифицированны в продольных сечениях образом, чтобы профили фюзеляжа и корневой профиль крыла обеспечивали выполнение условий максимума значений Мк* и Mzo при умеренных значениях Cy max, а концевой профиль обеспечивал выполнение условие максимума Cy max, при этом все профили имеют отрицательную вогнутость f~0,015-0,02 в сечениях профиля, положение которой меняется от оси самолета по размаху крыла от Х=0,6 для корневого профиля до Х=0,9 у концевого профиля крыла, при этом относительная толщина любого профиля фюзеляжа не превышает С~0,17 и профилей крыла не превышает С~0,15, а углы наклона верхней поверхности у задней кромки любой поверхности самолета не превышают величины σ<5÷6 градусов.Within the framework of a unified system, all profiles are modified in longitudinal sections so that the fuselage profiles and the wing root profile ensure that the conditions of maximum values of Mk * and Mzo are satisfied at moderate values of Cy max, and the end profile ensures that the maximum condition Cy max is satisfied, while all profiles have a negative concavity f ~ 0.015-0.02 in profile sections, the position of which varies from the axis of the aircraft in terms of wing span from X = 0.6 for the root profile to X = 0.9 at the wing end profile, with the relative thickness of any fuselage profile does not exceed C ~ 0.17 and wing profiles does not exceed C ~ 0.15, and the angles of inclination of the upper surface at the trailing edge of any surface of the aircraft do not exceed σ <5 ÷ 6 degrees.

Аэродинамические испытания (фиг.5) показали, что предлагаемая схема интегрального самолета реально обладает отмеченными преимуществами и для выполнения расчетов можно пользоваться хорошо известными зависимостями для дозвуковых самолетов. Это подтверждает возможность повышения летно-технических данных пропорционально изменению обтекаемой поверхности, что в предлагаемом решении составляет не менее 15-20%.Aerodynamic tests (Fig. 5) showed that the proposed integrated circuit scheme actually has the noted advantages, and well-known relationships for subsonic aircraft can be used to perform calculations. This confirms the possibility of increasing flight performance in proportion to the change in the streamlined surface, which in the proposed solution is at least 15-20%.

Claims

Aircraft containing a fuselage with a crew cabin and a passenger cabin, wing, vertical and horizontal tail, rudders, powerplant, landing gear, aircraft and propulsion systems, equipment and instruments, characterized in that it is formed as a single (integral) spatial system of an ellipsoid fuselage with a ratio of height to width from 1: 2 to 1: 4 and wings with lengthening λ = 7-11 and narrowing η = 3-4, which in longitudinal sections consists of profiles modified in longitudinal sections so that the fuselage and root profiles the wing profile ensured that the conditions for maximum values of Mk * and Mzo were satisfied at moderate values of Cy max, and the end profile ensured that the condition for maximum Cy max was satisfied, while all profiles had negative concavity f ~ 0.015-0.02 in profile sections, the position of which varies from the axis of the aircraft in terms of wing span from X = 0.6 for the root profile to X = 0.9 at the wing end profile, while the relative thickness of any fuselage profile does not exceed C ~ 0.17 and the wing profiles do not exceed C ~ 0.15, and the angles of inclination of the upper surface at the trailing edge of any the airplane’s capacity does not exceed σ <6 °.