RU2382718C1

RU2382718C1 - Executive jet

Info

Publication number: RU2382718C1
Application number: RU2008131679/11A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Лонгинович Болсуновский (RU); Анатолий Лонгинович Болсуновский; Николай Петрович Бузоверя (RU); Николай Петрович Бузоверя; Иван Леонидович Чернышев (RU); Иван Леонидович Чернышев; Мария Анатольевна Губанова (RU); Мария Анатольевна Губанова; Борис Ильич Гуревич (RU); Борис Ильич Гуревич
Priority date: 2008-08-01
Filing date: 2008-08-01
Publication date: 2010-02-27

Abstract

FIELD: transportation.

SUBSTANCE: light jet consists of fuselage variable in section length, wing with zero sweep along rear spar and variable spanwise profiling, as well as T-shaped tail-group and power-unit of two engines in fuselage tail section behind wing. Fuselage has tear-drop shape on the base of circular sections of variable diametre with maximum thickness equal to 18-20% of fuselage length for 25% of the length from fuselage origin and decrease in thickness to 10-12% of fuselage length in the segment from 40 to 60% of its length. Wing is located at the point of fuselage narrowing from 40 to 60% of its length. Engines are located in narrow part of fuselage behind wing in the segment from 60 to 80% of fuselage length.

EFFECT: decrease in wave losses on fuselage.

7 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано при разработке легких реактивных самолетов малой пассажировместимости.The present invention relates to aircraft. The invention can be used in the development of light jet aircraft with low passenger capacity.

Известны схемы легких административных реактивных самолетов, рассчитанных на перевозку 4-9 пассажиров (см. интернет-сайт www.business-jet.ru). Типичный административный самолет имеет цилиндрический фюзеляж, заднее расположение двигателей на пилонах и Т-образное хвостовое оперение.Known schemes for light administrative jets designed to carry 4-9 passengers (see website www.business-jet.ru). A typical administrative aircraft has a cylindrical fuselage, rear pylons and a T-tail.

Известен легкий административный самолет с подкрыльевым зализом Embraer Phenom 300 (см. интернет-сайты www.business-jet.ru, www.embraer.com, информация от 22.06.2008). Недостатком данной схемы является наличие подкрыльевого зализа, который создает существенное ограничение по крейсерской скорости полета (числу Маха).The lightweight administrative aircraft with underwing wing Embraer Phenom 300 is known (see Internet sites www.business-jet.ru, www.embraer.com, information from 06.22.2008). The disadvantage of this scheme is the presence of an underwing wing, which creates a significant limitation in cruising flight speed (Mach number).

Известен также легкий административный самолет без подкрыльевого зализа Cessna Citation Encore (см. интернет-сайты www.business-jet.ru, www.cessna.com, информация от 22.06.2008), недостатком которого является то, что крыло в схеме низкоплана занимает часть полезного объема фюзеляжа и уменьшает размеры пассажирского салона.Also known is a lightweight administrative aircraft without underwing runway Cessna Citation Encore (see the websites www.business-jet.ru, www.cessna.com, information dated 06.22.2008), the disadvantage of which is that the wing in the low-wing layout occupies a part the useful volume of the fuselage and reduces the size of the passenger compartment.

Общим для всех административных самолетов данного класса недостатком являются ограниченные поперечные размеры пассажирской кабины (высота - 1.3-1.55 м, ширина - 1.31-1.56 м).A common drawback for all administrative aircraft of this class is the limited transverse dimensions of the passenger cabin (height - 1.3-1.55 m, width - 1.31-1.56 m).

Прототипом предлагаемого технического решения является региональный самолет (см. Патент РФ № 2244660, В64С 1/00, 2003 г.), состоящий из фюзеляжа, крыла, Т-образного хвостового оперения, силовой установки из двух двигателей в хвостовой части фюзеляжа за крылом и необходимых функциональных систем, выполняющий полеты в диапазоне эксплуатационных скоростей, соответствующих числам М_расч≈0.72. Самолет сформирован как единая пространственная система на базе прямого крыла с переменной профилировкой по размаху при нулевой стреловидности по заднему лонжерону и фюзеляжа переменного по длине сечения, у которого сечение передней части фюзеляжа до зоны крепления крыла выполнено в виде овала с горизонтальным расположением большой оси, а сечение задней части после зоны крепления крыла выполнено в виде круга, при этом количество пассажирских кресел в ряду изменяется по длине фюзеляжа, а в любом сечении площадь фюзеляжа отличается от площади тела вращения минимального сопротивления не более чем на 15%.The prototype of the proposed technical solution is a regional aircraft (see RF Patent No. 2244660, B64C 1/00, 2003), consisting of a fuselage, a wing, a T-tail, a power plant of two engines in the rear of the fuselage behind the wing and the necessary functional systems, flying in the range of operating speeds corresponding to the numbers M _calc ≈0.72. The aircraft is formed as a single spatial system based on the direct wing with variable profiling in span with zero sweep along the rear spar and fuselage of variable cross-sectional length, in which the front fuselage section to the wing attachment area is made in the form of an oval with a horizontal axis and the section the rear part after the wing attachment zone is made in the form of a circle, while the number of passenger seats in a row varies along the length of the fuselage, and in any section the area of the fuselage differs from oschadi minimum resistance rotating body is not more than 15%.

В качестве недостатка прототипа можно указать то, что упрощенная геометрия фюзеляжа, сформированная на базе двух сечений, не позволяет полностью реализовать потенциал применения фюзеляжа поперечного сечения для снижения волнового сопротивления летательного аппарата. Самолет имеет относительно низкие для современных компоновок максимальное крейсерское число Маха М_Мах=0.75 и расчетное крейсерское число Маха М_крейс=0.72.As a disadvantage of the prototype, we can point out that the simplified fuselage geometry, formed on the basis of two sections, does not allow to fully realize the potential of using the cross-sectional fuselage to reduce the wave resistance of the aircraft. The aircraft has a relatively low maximum cruising Mach number M _Mach = 0.75 and a calculated cruising Mach number M _cruise = 0.72, which is relatively low for modern layouts.

Задачей настоящего изобретения является разработка компоновки легкого реактивного административного самолета повышенного комфорта с высокой крейсерской скоростью полета.The objective of the present invention is to develop the layout of a light jet administrative aircraft of increased comfort with high cruising speed.

Технический результат состоит в обеспечении отсутствия волновых потерь на фюзеляже вплоть до М_крейс=0.85 и реализации максимального крейсерского числа Маха самолета М_Мах=0.8-0.82 на компоновке с прямым (по заднему лонжерону) крылом и максимальными поперечными размерами пассажирского салона (ширина и высота), составляющими 18-20% от длины фюзеляжа.The technical result consists in ensuring the absence of wave losses in the fuselage up to M _cruise = 0.85 and the implementation of the maximum cruising Mach number of the aircraft M _Max = 0.8-0.82 on a layout with a direct (along the rear spar) wing and maximum transverse dimensions of the passenger compartment (width and height) constituting 18-20% of the fuselage length.

Задача и технический результат достигаются тем, что в легком реактивном самолете, состоящем из фюзеляжа переменного по длине сечения, крыла с нулевой стреловидностью по заднему лонжерону и переменной профилировкой по размаху, а также Т-образного хвостового оперения и силовой установки из двух двигателей в хвостовой части фюзеляжа за крылом, фюзеляж имеет каплевидную форму на базе круглых сечений переменного диаметра с максимальной толщиной 18-20% от длины фюзеляжа на 25% длины от начала фюзеляжа и резким уменьшением толщины до 10-12% от длины фюзеляжа на участке от 40 до 60% его длины, крыло расположено в месте сужения фюзеляжа от 40 до 60% его длины, двигатели расположены в узкой части фюзеляжа за крылом на участке от 60 до 80% длины фюзеляжа.The objective and the technical result are achieved in that in a light jet aircraft, consisting of a fuselage of variable cross-sectional length, a wing with zero sweep along the rear spar and variable profiling along the span, as well as a T-shaped tail unit and a power plant of two engines in the rear the fuselage behind the wing, the fuselage has a teardrop shape based on round sections of variable diameter with a maximum thickness of 18-20% of the fuselage length 25% of the length from the beginning of the fuselage and a sharp decrease in thickness to 10-12% of the length yuzelyazha in the area from 40 to 60% of its length, the wing is located in the constriction of the fuselage 40 to 60% of its length, the motors are located in the narrowest part of the fuselage behind the wing in the area from 60 to 80% of the length of the fuselage.

На Фиг.1 показан общий вид предлагаемого самолета, а на Фиг.2 - его проекции с компоновкой пассажирского салона. На Фиг.3 дано сравнение габаритных размеров предлагаемого самолета и административного самолета Embraer Phenom 300, имеющего аналогичное применение. На Фиг.4-7 представлены результаты расчетных исследований компоновки: картины распределения давления по поверхности летательного аппарата на различных режимах и зависимости сопротивления от числа Маха при различных значениях коэффициента подъемной силы Су.Figure 1 shows a General view of the proposed aircraft, and Figure 2 - its projection with the layout of the passenger cabin. Figure 3 gives a comparison of the dimensions of the proposed aircraft and the administrative aircraft Embraer Phenom 300, having a similar application. Figure 4-7 presents the results of computational studies of the layout: patterns of pressure distribution over the surface of the aircraft in various modes and the dependence of the resistance on the Mach number for various values of the coefficient of lift Sy

На самолете 1 (Фиг.1) имеется крыло 2, фюзеляж 3 каплевидной формы, силовая установка 4 из двух двигателей за крылом в хвостовой части фюзеляжа, Т-образное хвостовое оперение 5. Другие функциональные системы условно не показаны.On the plane 1 (Fig. 1) there is a wing 2, a fuselage 3 of a drop-shaped form, a power plant 4 of two engines behind the wing in the rear of the fuselage, a T-shaped tail unit 5. Other functional systems are not shown conditionally.

Крыло самолета 2 с нулевой стреловидностью по заднему лонжерону имеет переменную профилировку по размаху (относительная толщина бортового профиля с=14-16%, относительная толщина концевого профиля с=9-10%). Применение прямого крыла с профилями достаточно большой толщины значительно упрощает процесс изготовления крыла, позволяет снизить вес летательного аппарата, а также отказаться от механизации передней кромки и использовать простую механизацию задней кромки в виде щелевого закрылка. При соответствующем качестве отделки поверхности на прямом крыле возможно достижение протяженных ламинарных участков обтекания в крейсерском полете.The wing of an airplane 2 with zero sweep along the rear spar has a variable profiling in span (relative thickness of the side profile c = 14-16%, relative thickness of the end profile c = 9-10%). The use of a straight wing with profiles of a sufficiently large thickness greatly simplifies the process of manufacturing the wing, reduces the weight of the aircraft, and also eliminates the mechanization of the leading edge and uses simple mechanization of the trailing edge in the form of a slotted flap. With the appropriate quality of surface finish on the direct wing, it is possible to achieve extended laminar flow areas in cruise flight.

Фюзеляж 3 имеет каплевидную форму на базе круглых сечений переменного диаметра с максимальной толщиной 18-20% от длины фюзеляжа на 25% его длины и резким уменьшением толщины до 10-12% от длины фюзеляжа на участке от 40 до 60% его длины. Форма фюзеляжа получена в результате процедуры численной оптимизации и обеспечивает отсутствие волновых потерь вплоть до М_крейс=0.85 при заданных максимальных поперечных размерах фюзеляжа, соответствующих высоте 1.9 м и ширине 2.0 м пассажирского салона 6. Картина распределения давления, иллюстрирующая отсутствие скачков уплотнения на поверхности фюзеляжа до М=0.86 приведена на Фиг.4. В сужающейся части фюзеляжа (от 40 до 60% его длины) образуется область заторможенного потока, благодаря чему обеспечивается бесскачковое обтекание корневой части расположенного там прямого крыла. Мотогондолы двигателей 4 расположены на участке от 60 до 80% длины фюзеляжа и обеспечивают дополнительное торможение потока в области крыла. Распределение давления в сечениях крыла на режимах М=0.77, Су=0.475 и М=0.82, Су=0.3 приведены на Фиг.5. Суммарно фюзеляж и мотогондолы обеспечивают благоприятное для трансзвуковых скоростей распределение площадей поперечных сечений, известное как «правило площадей». Картина распределения давления по поверхности всего летательного аппарата на режиме М=0.82, Су=0.3 показана на Фиг.6. Зависимости сопротивления от числа Маха для значений коэффициента подъемной силы Су=0.3 и 0.45 показаны на Фиг.7. Как видно из фиг.7, волновой кризис при Су=0.3 наступает при числе Маха, большем М=0.82.The fuselage 3 has a teardrop shape based on round sections of variable diameter with a maximum thickness of 18-20% of the length of the fuselage by 25% of its length and a sharp decrease in thickness to 10-12% of the length of the fuselage in the section from 40 to 60% of its length. The fuselage shape was obtained as a result of the numerical optimization procedure and ensures the absence of wave losses up to M _cruise = 0.85 for given maximum transverse fuselage dimensions corresponding to a height of 1.9 m and a width of 2.0 m of the passenger compartment 6. Pressure distribution pattern illustrating the absence of shock waves on the fuselage surface up to M = 0.86 is shown in Figure 4. In the tapering part of the fuselage (from 40 to 60% of its length), an area of inhibited flow is formed, due to which a hop-free flow around the root part of the direct wing located there is ensured. Motor nacelles of engines 4 are located on a section from 60 to 80% of the fuselage length and provide additional flow inhibition in the wing area. The pressure distribution in the wing sections at the modes M = 0.77, Cy = 0.475 and M = 0.82, Cy = 0.3 are shown in Fig. 5. In total, the fuselage and engine nacelles provide a transverse cross-sectional area distribution, known as the “area rule”, which is favorable for transonic speeds. The picture of the pressure distribution over the surface of the entire aircraft in the mode M = 0.82, Su = 0.3 is shown in Fig.6. The dependences of the resistance on the Mach number for the values of the coefficient of lift Sy = 0.3 and 0.45 are shown in Fig.7. As can be seen from Fig.7, the wave crisis at Su = 0.3 occurs when the Mach number is greater than M = 0.82.

В фюзеляже 3 (Фиг.2) расположена кабина экипажа 7, рассчитанная на двух членов экипажа, и пассажирский салон 6, рассчитанный на размещение 4-8 человек.In the fuselage 3 (Figure 2) is the crew cabin 7, designed for two crew members, and a passenger compartment 6, designed to accommodate 4-8 people.

Таким образом удается создать легкий реактивный самолет, обладающий следующими преимуществами:Thus, it is possible to create a light jet aircraft with the following advantages:

- существенное увеличение поперечных размеров пассажирского салона - 18÷20% от длины фюзеляжа;- a significant increase in the transverse dimensions of the passenger compartment - 18 ÷ 20% of the length of the fuselage;

- обеспечение крейсерского числа Маха М_крейс=О.75-0.82;- ensuring the cruising Mach number M _cruise = O.75-0.82;

- применение прямого крыла, имеющего ряд преимуществ, таких как уменьшенный вес конструкции, возможность применения простой механизации и др.- the use of a direct wing, which has a number of advantages, such as reduced design weight, the possibility of using simple mechanization, etc.

Claims

A light jet aircraft consisting of a fuselage of variable cross-sectional length, a wing with zero sweep along the rear spar and variable profiling in span, as well as a T-shaped tail unit and a power plant of two engines in the rear of the fuselage behind the wing, characterized in that the fuselage has a teardrop shape on the basis of round sections of variable diameter with a maximum thickness of 18-20% of the fuselage length by 25% of the length from the beginning of the fuselage and a sharp decrease in thickness to 10-12% of the fuselage length in the section from 40 to 60% of it Lina; the wing is located at the site of narrowing of the fuselage from 40 to 60% of its length; engines are located in a narrow part of the fuselage behind the wing in a section from 60 to 80% of the length of the fuselage.