RU2540293C1

RU2540293C1 - Aircraft wing

Info

Publication number: RU2540293C1
Application number: RU2013137843/11A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Лонгенович Болсуновский; Николай Петрович Бузоверя; Николай Николаевич Брагин; Сергей Иванович Скоморохов; Иван Леонидович Чернышев; Владимир Викторович Янин
Priority date: 2013-08-14
Filing date: 2013-08-14
Publication date: 2015-02-10
Also published as: RU2013137843A

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: aircraft wing consists of centre-section and outer wing and features elongation λ=7-11, taper η=3-4.5, sweep χ=25-40° and includes supercritical wing sections. Wing leading edge is rectangular in top view. Wing trailing edge features strake while radii of wing section tips related to local chord r_t≤0.8%. Shape of the sing section top surface features section of minor curvature making some 30-50% of profile cord and is defined by relationship Y_t.s./Y_t.s.max.≥0.75 and by position of maximum y-coordinate of top surface in the range of 35-45% of chord profile. Shape of the profile bottom surface features trim of the profile trailing part.

EFFECT: better aerodynamics and fuel efficiency at high subsonic speeds.

5 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано при разработке крыльев перспективных средне и дальнемагистральных пассажирских самолетов.The present invention relates to aircraft. The invention can be used in the development of the wings of promising medium and long-haul passenger aircraft.

Наряду с необходимостью обеспечения высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности при проектировании перспективных крыльев пассажирских самолетов особое внимание уделяется повышению скорости и безопасности полета. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации при числах Маха вплоть до М=0,92.Along with the need to ensure a high level of aerodynamic quality and fuel efficiency in the design of promising wings of passenger aircraft, special attention is paid to improving the speed and safety of flight. The proposed wing is designed for operation at Mach numbers up to M = 0.92.

Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем.Various wing patterns of modern passenger aircraft are known. A typical wing of a passenger aircraft consists of a center section, a console and the necessary functional systems.

Известно крыло самолета Боинг В-747 (см. Пассажирский самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр.202-203, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-9, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=35-40°.The wing of a Boeing B-747 aircraft is known (see Passenger Airplanes of the World, compiled by Belyaev V.V., pp. 202-203, Moscow, ASPOL, Argus 1997), made with lengthening λ = 7-9, narrowing η = 3-4.5, sweep χ = 35-40 °.

Известно крыло самолета Локхид L-1011-500 «Тристар» (см. Пассажирский самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр.242-243, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-9, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=33-40°.The wing of the Lockheed L-1011-500 Tristar aircraft is known (see Passenger Airplanes of the World, compiled by Belyaev V.V., pp. 242-243, Moscow, ASPOL, Argus 1997), made with an extension of λ = 7- 9, narrowing η = 3-4.5, sweep χ = 33-40 °.

Известно скоростное крыло с наплывом (Патент РФ №2248303 МПК B64C 3/14, опубл. 19.06.2003 г.), выполненное с удлинением λ=9-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=25-35º с передними и задними наплывами, образующими профиль, сформированный как пространственная система на базе срединной поверхности, профиль наплывов крыла образован с линейными участками вставок в носовой и хвостовой частях, которые размещены в точках экстремума функций, описывающих координаты верхней и нижней поверхностей крыла, при этом протяженность линейных участков вставок равна длине наплывов.Known high-speed wing with influx (RF Patent No. 2248303 IPC B64C 3/14, publ. 06/19/2003), made with lengthening λ = 9-11, narrowing η = 3-4.5, sweep χ = 25-35º with front and with backward influxes forming a profile formed as a spatial system based on the median surface, the profile of wing inflows is formed with linear sections of inserts in the bow and tail parts, which are located at extremum points of functions that describe the coordinates of the upper and lower wing surfaces, while the length of the linear sections of the inserts equal to the length of floats.

Известно скоростное стреловидное крыло (Патент РФ №2228282 МПК B64C 3/14, опуб. 10.05.2004 г.), взятое за прототип, состоящее из центроплана и консоли, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4,5, углами стреловидности по передней кромке χ=25-40°, крыло сформировано как единая пространственная система на базе неплоской срединной поверхности, имеющей в бортовых сечениях S-образную форму средних линий с отрицательной вогнутостью в хвостовых частях при

и положительной вогнутостью f=0,015-0,02 при

, а при переходе от бортовых сечений далее по размаху отрицательная вогнутость постепенно исчезает и положения максимальной положительной вогнутости плавно смещаются назад по хорде от значений

у борта до значений

в концевых сечениях, при этом максимальные относительные толщины профилей располагаются при

, углы наклона верхней поверхности у задней кромки имеют величины не более 7°.Known high-speed swept wing (RF Patent No. 2228282 IPC B64C 3/14, publ. 05/10/2004), taken as a prototype, consisting of a center section and console, made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4, 5, with sweep angles along the leading edge χ = 25–40 °, the wing is formed as a single spatial system based on a non-planar median surface having S-shaped center lines in the lateral sections with negative concavity in the tail parts at

and positive concavity f = 0.015-0.02 with

, and when passing from the side sections further in magnitude, the negative concavity gradually disappears and the positions of the maximum positive concavity smoothly shift back along the chord from the values

on board to values

in end sections, while the maximum relative thicknesses of the profiles are located at

, the angles of inclination of the upper surface at the trailing edge are no more than 7 °.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,8 и, как следствие, значительное снижение топливной эффективности.A common drawback of all the considered schemes is a large loss of aerodynamic quality with a Mach number M≥0.8 and, as a result, a significant decrease in fuel efficiency.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является обеспечение высокой крейсерской скорости полета до числа Маха М=0,92 высоких уровней аэродинамического качества и топливной эффективности.The objective and technical result of the present invention is to provide high cruising flight speeds up to Mach number M = 0.92 high levels of aerodynamic quality and fuel efficiency.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, состоящем из центроплана и консоли, и выполненным с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью χ=25-40°, и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла выполнена прямолинейной при виде сверху и не имеет переднего наплыва, задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде r_H.≤0.8%, форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с участком малой кривизны, составляющим 30-50% хорды профиля, и определена соотношением У_в.п/У_в.п.max≥0.75 и положением максимальной ординаты У_в.п.max верхней поверхности в диапазоне 35-45% хорды профиля, форма нижней поверхности профиля выполнена с участком сильной кривизны (подрезкой) в хвостовой части профиля.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that in the swept wing, consisting of a center section and console, and made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5 and sweep χ = 25-40 °, and containing supercritical profiles, the leading edge of the wing is straight when viewed from above and does not have a front influx, the trailing edge is made with the influx, the radii of the socks of the wing sections referred to the local chord r _H. ≤0.8%, the shape of the upper surface of the wing sections is made with a section of small curvature of 30 -50% ho rows profile, and is defined Y ratio _ce / C _v.p.max ≥0.75 position and maximum ordinates Y _v.p.max upper surface in the range of 35-45% of the section chord, the shape of the lower airfoil surface portion formed with a strong curvature ( trimming) in the tail of the profile.

На фиг.1 показан общий вид стреловидного крыла,Figure 1 shows a General view of the swept wing,

на фиг.2 - распределение относительной максимальной толщины вдоль размаха крыла,figure 2 - distribution of the relative maximum thickness along the wingspan,

на фиг.3 - типовой профиль консоли крыла,figure 3 is a typical profile of the wing console,

на фиг.4 - распределение нагрузки по размаху крыла,figure 4 - load distribution on the span of the wing,

на фиг.5 - изменение аэродинамического качества и критерия топливной эффективности от числа Маха крейсерского полета.figure 5 - change in aerodynamic quality and fuel efficiency criterion from the Mach number of the cruise flight.

Крыло летательного аппарата 1 (Фиг.1) состоит из центроплана 2 и консоли 3, выполнено с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью χ=25-40°, без наплыва и излома по передней кромке 4 и с изломом 6 и наплывом 7 на задней кромке 5 крыла. Благодаря отсутствию излома по передней кромке 4, крыло имеет более равномерное распределение толщины

сечений по размаху 8

крыла (Фиг.2) и меньшие нагрузки на конструкцию крыла по сравнению с крыльями, имеющими наплыв на передней кромке крыла. Это, в свою очередь, позволяет снизить вес крыла.The wing of the aircraft 1 (Figure 1) consists of a center wing 2 and a console 3, made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5 and sweep χ = 25-40 °, without inflow and kink along the leading edge 4 and with a kink of 6 and an influx of 7 at the trailing edge 5 of the wing. Due to the absence of a break along the leading edge 4, the wing has a more even distribution of thickness

cross sections on a scale of 8

wing (Figure 2) and lower load on the wing structure compared to wings having an influx at the leading edge of the wing. This, in turn, reduces the weight of the wing.

Крыло содержит сверхкритические профили 9 (Фиг.3), характеризуется радиусами носков 10 профиля, имеющими величину r_H.≤0.8% (где r_H. - величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде), положением максимальной толщины на участке 20-45% хорды профиля. Форма верхней поверхности 11 профиля 9 характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 30-50% хорды профиля и определяемым соотношением У_в.п/У_в.п.max≥0.75 (где У_в.п - значение ординаты верхней поверхности сечения крыла, У_в.п.max - максимальное значение ординаты верхней поверхности сечения крыла) и положением максимальной ординаты верхней поверхности в диапазоне 35-45% хорды профиля. Нижняя поверхность 12 профиля выполнена с участком 13 сильной кривизны (подрезкой) в хвостовой части профиля.The wing contains supercritical profiles 9 (Figure 3), characterized by the radii of the socks 10 of the profile having a value of r _H. ≤0.8% (where r _H. is the radius of the socks of the wing sections referred to the local chord), the position of the maximum thickness in the section 20- 45% profile chords. The shape of the upper surface 11 of profile 9 is characterized by a long portion of small curvature in the region of 30-50% of the chord of the profile and a determined ratio of U _vp / V _vp max ≥0.75 (where V _vp is the ordinate of the upper surface of the wing section, V _vp.max is the maximum ordinate of the upper surface of the wing section) and the position of the maximum ordinate of the upper surface in the range of 35-45% of the profile chord. The bottom surface 12 of the profile is made with a section 13 of strong curvature (trimming) in the tail of the profile.

Крыло сформировано по шести базовым сечениям, полученным при помощи трехэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящей из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации, поверхность крыла образована путем построения сплайн-поверхности по первым трем сечениям, следующая сплайн-поверхность строится по третьему, четвертому и пятому базовым сечениям и стыкуется с последним сечением линейчатым участком.The wing is formed from six basic sections obtained using the three-stage aerodynamic design procedure, consisting of the initial geometry selection stage, the inverse problem solving stage and the multi-mode optimization stage, the wing surface is formed by constructing a spline surface from the first three sections, the next spline surface is constructed using the third, fourth and fifth basic sections and is joined with the last section by a ruled section.

Распределение нагрузки по размаху отличается от эллиптического (Фиг.4). Такое распределение позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших Су, снизить изгибающий момент и защитить концевые сечения от преждевременного срыва.The distribution of the load in scope is different from the elliptical (Figure 4). Such a distribution makes it possible to weaken the wave crisis on consoles at large Su, reduce the bending moment and protect the end sections from premature failure.

Были выполнены исследования в аэродинамической трубе на модели самолета с предлагаемым крылом. Результаты испытаний показали, что предлагаемое крыло летательного аппарата по сравнению с прототипом позволяет без ухудшения аэродинамических показателей обеспечить дополнительное увеличение аэродинамического качества ΔКмах≈0,65÷1.2 в диапазоне чисел Маха М=0.88÷0.92 и топливной эффективности ΔКмах*М≈0.6÷1.07 (Фиг.5) и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение безопасности полета.Research was carried out in a wind tunnel on an airplane model with the proposed wing. The test results showed that the proposed wing of the aircraft compared to the prototype allows without any deterioration in aerodynamic performance to provide an additional increase in aerodynamic quality ΔKmah ≈ 0.65 ÷ 1.2 in the range of Mach numbers M = 0.88 ÷ 0.92 and fuel efficiency ΔKmakh * M≈0.6 ÷ 1.07 ( 5) and, as a consequence, a decrease in fuel consumption and an increase in flight safety.

Таким образом, удается создать крыло летательного аппарата, обладающее следующими преимуществами:Thus, it is possible to create a wing of the aircraft with the following advantages:

- высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых скоростях полета М_крейс=0.88-0.92.- high aerodynamic quality and fuel efficiency at subsonic flight speeds M _cruise = 0.88-0.92.

Claims

The wing of the aircraft, consisting of a center wing and console, made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5, sweep χ = 25-40º and containing supercritical profiles, characterized in that the leading edge of the wing is made straight when viewed from above and does not have a front influx, the trailing edge is inflated, the radius of the nose of the wing sections, referred to the local chord r _H. ≤0.8%, the shape of the upper surface of the wing sections is made with a section of small curvature, comprising 30-50% of the profile chord and is determined by the ratio _vp / At _vp.max ≥0.75 and the position of the maximum ordinate at _{vp.max of the} upper surface in the range of 35–40% of the profile chord; the shape of the lower surface of the profile is trimmed in the tail of the profile.