RU2384463C1

RU2384463C1 - Самолет ближне-среднемагистральный

Info

Publication number: RU2384463C1
Application number: RU2009114801/11A
Authority: RU
Inventors: Олег Федорович Демченко (RU); Олег Федорович Демченко; Андрей Иванович Матвеев (RU); Андрей Иванович Матвеев; Виталий Юрьевич Нарышкин (RU); Виталий Юрьевич Нарышкин
Original assignee: ОАО "Научно-производственная корпорация "ИРКУТ"; Олег Федорович Демченко; Андрей Иванович Матвеев; Виталий Юрьевич Нарышкин
Priority date: 2009-04-21
Filing date: 2009-04-21
Publication date: 2010-03-20

Abstract

Изобретение относится к области авиации. Самолет выполнен в пропорции L/C=1/1, где L - длина фюзеляжа с диаметром d_ф≥4,18 м, С - размах крыла, образованного сверхкритическими профилями и выполненного со следующими параметрами: удлинение λ≥11,5, стреловидность по линии 1/4 хорд χ≥26,5°, угол установки α₀=3°, местный угол поперечного V крыла ψ=5,37°, сужение η=3,928 и средняя аэродинамическая хорда bа=3,479 м. Изобретение направлено на снижение расхода топлива. 5 ил., 3 табл.

Description

Изобретение относится к области авиации.

Известны самолеты, содержащие фюзеляж, крыло, управляющие и стабилизирующие поверхности, два двигателя, закрепленные на соответствующих консолях крыла, имеющих вогнутый профиль нижних поверхностей (см. Микеладзе В.Г., Титов В.М. «Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет». Справочник. - М.: Машиностроение, 1982).

Известные самолеты не обладают необходимыми летными характеристиками, обеспечивающими высокую надежность перевозок и минимальные эксплуатационные расходы, т.к. имеют неоптимальные пропорции и большую толщину крыла.

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в снижении эксплуатационных расходов за счет высоких летных характеристик самолета.

Указанный результат достигается тем, что самолет, содержащий фюзеляж, крыло, управляющие и стабилизирующие поверхности, два двигателя, закрепленные на соответствующих консолях крыла, имеющих вогнутый профиль нижних поверхностей, выполнен в пропорции L/C=1/1, где L - длина фюзеляжа, C - размах крыла.

Для достижения данного соотношения предложено следующее техническое решение. Самолет выполнен с крылом большого удлинения λ≥11,5.

Крыло выполнено со стреловидностью (по линии 1/4 хорд) χ≥26,5°, углом установки α°=3°, сужением η=3,928 и средней аэродинамической хордой ba=3,479 м.

Гондолы двигателей выполнены большого диаметра.

Для использования гондол двигателя большого диаметра крыло выполнено с местным углом поперечного V крыла ψ=5,37°.

Для обеспечения высокой эффективности и аэродинамического качества крыла переход от прямолинейного участка его задней кромки к стреловидному участку выполнен в виде плавной непрерывной кромки, имеющей форму кривой, описываемой сплайном третьего порядка f=cos(0,5·π·x).

Крыло образовано сверхкритическими профилями со следующими параметрами:

№ профиля	Zотн (относительное расстояние от базовой плоскости крыла)	C (относительная толщина)	φ° (угол установки)
I	0.114	0.161	3
II	0.2	0.145	2.14
III	0.289	0.129	1.4
IV	0.379	0.12	0.8
V	0.47	0.11	-0.04
VI	0.6	0.101	-0.625
VII	0.75	0.10	-1.25
VIII	1.0	0.0975	-2.65

Для обеспечения высокого уровня комфорта для пассажиров фюзеляж выполнен круглого сечения диаметром d_ф≥4,18 м. Такой фюзеляж позволяет разместить 6 кресел в ряду с одним проходом между ними с более высоким уровнем комфорта.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг.1 показан общий вид самолета, вид сбоку; на фиг.2 - то же, вид сверху; на фиг.3 - то же, вид спереди; на фиг.4 показано крыло с управляющими поверхностями; на фиг.5 - расположение соответствующих профилей крыла.

Самолет ближне-среднемагистральный содержит фюзеляж 1, крыло 2 с закрылком 3, элероном 4, воздушными тормозами 5, интерцепторами 6, предкрылком 7, пилоном 8, киль 9 с рулем направления 10, стабилизатор 11 с рулем высоты 12, гондолы силовой установки 13, трехопорное шасси 14 и кабину экипажа 15.

Для обеспечения высокой эффективности и аэродинамического качества крыла 2 переход от прямолинейного участка его задней кромки к стреловидному участку выполнен в виде плавной непрерывной кромки 16, имеющей форму кривой, описываемой сплайном третьего порядка f=cos(0,5·π·x).

Самолет представляет собой двухдвигательный низкоплан со стреловидным крылом, выполненный по нормальной аэродинамической схеме.

Крыло высокомеханизированное (предкрылки, закрылки) с увеличенным удлинением λ≥11,5 благодаря использованию композитных материалов в силовых элементах.

Турбореактивные двигатели установлены на пилонах под крылом.

Хвостовое оперение состоит из киля и палубного горизонтального оперения.

Фюзеляж выполнен круглого сечения диаметром d_ф≥4,18 м.

Самолет имеет крейсерское число M=0,8, максимально допустимое число М=0,82. Значения максимального аэродинамического качества для крейсерского режима полета M=0,8 и С_у=0,6 составляют K_max=17,9.

Крыло (консоль крыла) сформировано по 8 базовым сечениям. Поверхность крыла всюду имеет двойную кривизну (сплайн) за исключением линейчатого участка между профилями 7 (z=13,5 м) и 8 (z=18 м). Крыло образовано сверхкритическими профилями. Параметры профилей представлены в таблице 1.

Таблица 1
№ профиля	Zотн (относительное расстояние от базовой плоскости крыла)	C (относительная толщина)	φ° (угол установки)
I	0.114	0.161	3
II	0.2	0.145	2.14
III	0.289	0.129	1.4
IV	0.379	0.12	0.8
V	0.47	0.11	-0.04
VI	0.6	0.101	-0.625
VII	0.75	0.10	-1.25
VIII	1.0	0.0975	-2.65

Крыло самолета стреловидное с изломом по задней кромке и состоит из 1 центроплана и двух консолей.

На каждой консоли установлены органы управления и механизации крыла: элероны 4, закрылки 3, предкрылки 7, интерцепторы 6, воздушные тормоза 5 и гасители подъемной силы.

Комплексная оптимизация крыла со сверхкритическими профилями нового поколения и рациональной механизацией в условиях конструктивных ограничений, обеспечивающих потребный объем для размещения топлива и минимально возможную массу конструкции, определила при прочих равных условиях существенное повышение эффективности аэродинамики самолета по отношению к самолетам аналогичного класса.

Горизонтальное оперение стреловидное, трапециевидной формы в плане (угол поперечного V=+6°) и состоит из стабилизатора и руля высоты.

Стабилизатор переставной, установлен в фюзеляже на трех узлах: два задних узла образуют ось вращения, к переднему узлу подсоединен винтовой механизм, отклоняющий стабилизатор от нейтрального положения на углы от +5° до -10°.

Конструкция стабилизатора состоит из двух консолей, неразъемно состыкованных по оси самолета.

Вертикальное оперение трапециевидной формы в плане состоит из киля и руля направления.

В таблице 2 даны основные геометрические данные самолета.

Площадь крыла (по трапеции)	S, м²	112
Размах крыла	Lкр, м	36
Средняя аэродинамическая хорда	ba, м	3,479
Удлинение	λ	≥11,57
Сужение	η	3,928
Стреловидность (по линии 1/4 хорд)	χ, град	≥26,5
Угол установки крыла	α₀, град	3,0
Диаметр фюзеляжа	d_ф, м	≥4,18

В предлагаемом изобретении реализовано рациональное сочетание высокого аэродинамического совершенства, использование новых и усовершенствованных конструкционных материалов, высокоэкономичных двигателей, цифровой электродистанционной системы управления, нового комплекса бортового оборудования, улучшенных условий комфорта пассажиров и членов экипажа, высокого уровня эксплуатационной технологичности.

Аэродинамическую компоновку самолета отличает новое высокоэффективное крыло. Комплексная оптимизация крыла со сверхкритическими профилями и рациональной механизацией, обеспечивающей потребный объем для размещения топлива и минимально возможную массу конструкции, обеспечила существенное скоростное преимущество по отношению к известным самолетам аналогичного класса.

В конструкции самолета применено сбалансированное сочетание усовершенствованных и новых алюминиевых сплавов и композиционных материалов, позволяющих оптимизировать конструкцию с учетом надежности и стоимости.

Claims

Самолет, содержащий фюзеляж, крыло, управляющие и стабилизирующие поверхности, два двигателя, закрепленные на соответствующих консолях крыла, имеющих вогнутый профиль нижних поверхностей, отличающийся тем, что выполнен в пропорции L/C=1/1, где L - длина фюзеляжа с диаметром d_ф≥4,18 м, C - размах крыла, выполненного со следующими параметрами: удлинение λ≥11,5, стреловидность по линии 1/4 хорд χ≥26,5°, угол установки α₀=3°, местный угол поперечного V крыла ψ=5,37°, сужение η=3,928, средняя аэродинамическая хорда ba=3,479 м и образованного сверхкритическими профилями со следующими параметрами:
№ профиля Zотн (относительное расстояние от базовой плоскости крыла) C (относительная толщина) φ° (угол установки) I 0.114 0.161 3 II 0.2 0.145 2.14 III 0.289 0.129 1.4 IV 0.379 0.12 0.8 V 0.47 0.11 -0.04 VI 0.6 0.101 -0.625 VII 0.75 0.10 -1.25 VIII 1.0 0.0975 -2.65