RU2679104C1 - Aircraft wing - Google Patents

Aircraft wing Download PDF

Info

Publication number
RU2679104C1
RU2679104C1 RU2018110407A RU2018110407A RU2679104C1 RU 2679104 C1 RU2679104 C1 RU 2679104C1 RU 2018110407 A RU2018110407 A RU 2018110407A RU 2018110407 A RU2018110407 A RU 2018110407A RU 2679104 C1 RU2679104 C1 RU 2679104C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wing
profiles
span
section
aircraft
Prior art date
Application number
RU2018110407A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Анатолий Лонгенович Болсуновский
Николай Николаевич Брагин
Сергей Владимирович Пейгин
Original Assignee
Общество с ограниченной ответственностью "ОПТИМЕНГА-777"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Общество с ограниченной ответственностью "ОПТИМЕНГА-777" filed Critical Общество с ограниченной ответственностью "ОПТИМЕНГА-777"
Priority to RU2018110407A priority Critical patent/RU2679104C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2679104C1 publication Critical patent/RU2679104C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B64C3/14—Aerofoil profile

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.SUBSTANCE: invention relates to the aviation equipment. Wing of the aircraft consists of a center section, a console and the necessary functional systems, performed with an elongation of λ=7–11, a narrowing η=3–4.5 and a sweep χ=28–35° and contains supercritical profiles with increased sock radii. Front edge near the wing, when viewed from above, is made rectilinear, the rear edge is made with a bead. Profiles of the wing sections have a relative radius of the socks of the profiles assigned to the local chord, r≥1.0 %. Relative thickness of the profiles has a value of about 13 % in the side section and decreases to 9 % in the terminal section with a constant value in the area from 65 % of the span to the end of the wing. Wing with positive twist ε=2–2.5° in side section, end sections with negative twist ε=-2÷-3.5°, the law of the change of twist on the span has a linear descending character in the range from 20 to 100 % of the wing span.EFFECT: invention is aimed at increasing the aerodynamic quality of the aircraft, improving fuel efficiency and reducing harmful emissions into the atmosphere.1 cl, 6 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано как при разработке крыльев средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов, так и для модернизации уже существующих самолетов.The present invention relates to aircraft. The invention can be used both in the development of the wings of medium- and long-haul passenger aircraft, and for the modernization of existing aircraft.

В настоящее время при создании пассажирских самолетов помимо обеспечения безопасности и высокой скорости полета на первый план выходят критерии экологического воздействия на окружающую среду, такие как снижения выбросов вредных веществ в атмосферу и уровень шума на месности. Вышеперечисленные ограничения могут быть обеспечены путем улучшения аэродинамического совершенства при создании крыльев пассажирских самолетов. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации в диапазоне крейсерских скоростей М=0.78-0.88.At present, when creating passenger airplanes, in addition to ensuring safety and high speed of flight, criteria of environmental impact on the environment, such as reduction of harmful emissions into the atmosphere and noise level on the ground, come to the fore. The above limitations can be achieved by improving aerodynamic perfection when creating the wings of passenger aircraft. The proposed wing is designed for operation in the cruising speed range M = 0.78-0.88.

Предшествующий уровень техникиState of the art

Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем для эксплуотации при крейсерских числах М=0.78-0.88.Various wing patterns of modern passenger aircraft are known. A typical passenger aircraft wing consists of a center section, a console and the necessary functional systems for operation at cruising numbers M = 0.78-0.88.

Известно крыло самолета Эрбас Индастри А-330-300 (см. Пассажирский самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 124-125, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997г.), выполненное с удлинением λ= 7-11, сужением η= 3-4.5, стреловидностью χ1/4= 28-35°, М=0.78-0.88.The wing of the Airbus Industry A-330-300 airplane is known (see Passenger Airplanes of the World, compiled by Belyaev V.V., pp. 124-125, Moscow, ASPOL, Argus 1997), made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5, sweep χ 1/4 = 28-35 °, M = 0.78-0.88.

Известно крыло самолета Боинг В-777-200 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 226-227, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997г.), выполненное с удлинением λ= 7-11, сужением η= 3-4.5, стреловидностью χ1/4= 28-35°, М=0.78-0.88.The wing of a Boeing B-777-200 aircraft is known (see Passenger Airplanes of the World, compiled by Belyaev V.V., pp. 226-227, Moscow, ASPOL, Argus 1997), made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5, sweep χ 1/4 = 28-35 °, M = 0.78-0.88.

Известно крыло с наплывом (Патент РФ №2248303 МПК В64С 3/14, опуб. 19.06.2003г.), выполненное с удлинением λ= 9-11, сужением η = 3-4.5, стреловидностью χ1/4= 25-35° 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 wing with an influx (RF Patent No. 2248303 IPC V64C 3/14, publ. 06/19/2003), made with lengthening λ = 9-11, narrowing η = 3-4.5, sweep χ 1/4 = 25-35 ° s front and rear influxes forming a profile formed as a spatial system based on the median surface, the wing inflow profile is formed with linear sections of the inserts in the bow and tail parts, which are located at the extremum points of the functions describing the coordinates of the upper and lower wing surfaces, while the length of the linear sections of the inserts is equal to the length of the sag.

Прототипом предлагаемого технического решения является крыло самолета (Патент №2600413, МПК В64С 3/10, опубл. 20.10.2016) Крыло состоит из центроплана, консоли. Крыло выполнено с удлинение λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ= 25-35° и содержащем сверхкритические профили. Передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная и не имеет переднего наплыва. Задняя кромка выполнена с наплывом. Величина радиусов носков сечений крыла отнесенных к местной хорде rн.≤0.7%, средняя линия профилей крыла по форме имеет вогнутый участок в диапазоне от носка профиля и до 60% хорды до концевых профилей крыла и отгибом в хвостовой части профиля. Форма верхней поверхности сечений крыла  характеризуется продолжительным участком малой кривизны на участке 30-60% хорды профиля и положением максимальной ординаты верхней поверхности вблизи 40% хорды профиля. Форма нижней поверхности профиля выполнена с участком сильной кривизны (подрезкой) в хвостовой части профиля..The prototype of the proposed technical solution is the wing of the aircraft (Patent No. 2600413, IPC В64С 3/10, publ. 10/20/2016). The wing consists of a center section and a console. The wing is made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5 and sweep χ = 25-35 ° and containing supercritical profiles. The front edge of the wing when viewed from above is straightforward and does not have a front influx. The trailing edge is made with the influx. The value of the radii of the socks of the wing sections referred to the local chord r n. ≤0.7%, the midline of the wing profiles in shape has a concave section ranging from the nose of the profile and up to 60% of the chord to the end profiles of the wing and the limb in the tail of the profile. The shape of the upper surface of the wing sections is characterized by a long portion of small curvature in the region of 30-60% of the profile chord and the position of the maximum ordinate of the upper surface near 40% of the profile chord. The shape of the bottom surface of the profile is made with a section of strong curvature (trimming) in the tail of the profile ..

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является ухудшение обтекания верхней поверхности крыла в корневой части крыла и в области 25-35% размаха крыла как следствие 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 the deterioration of the flow around the upper surface of the wing in the root part of the wing and in the region of 25-35% of the wing span as a result of the loss of aerodynamic quality with a Mach number M≥0.8 and, as a result, a significant decrease in fuel efficiency.

Сущность изобретенияSUMMARY OF THE INVENTION

Задачей, решаемой заявленным изобретением, является улучшение технико-экономических и технико-эксплуатационных характеристик.The problem solved by the claimed invention is the improvement of technical, economic and technical and operational characteristics.

Техническим результатом изобретения является повышение аэродинамического совершенства (аэродинамического качества), несущих свойств самолета, на крейсерских режимах полета и как следствие снижение расхода топлива и уменьшение вредных выбрасов в атмосферу, при сохранении высокой крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.84-0.86.The technical result of the invention is to increase the aerodynamic perfection (aerodynamic quality), the bearing properties of the aircraft, at cruising flight modes and, as a result, reducing fuel consumption and reducing harmful emissions into the atmosphere, while maintaining a high cruising flight speed in the range of Mach numbers M = 0.84-0.86.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, состоящем из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинение λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ= 28-35° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, значение радиусов носков профилей крыла отнесенных к местной хорде rн.≥1.0%, относительная толщина профилей имеет величину порядка 13% в бортовом сечении и уменьшается до 9% в концевом сечении с практически неизменным значение на участке от 65% размаха крыла и до его конца, крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=2-2.5˚ в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3.5˚, закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 20% до 100% размаха крыла.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that in the swept wing, consisting of a center section, console and the necessary functional systems, it is made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5 and sweep χ = 28-35 ° and containing supercritical profiles, the leading edge of the wing when viewed from above is straight, the trailing edge is made with the influx, the value of the radii of the socks of the wing profiles assigned to the local chord r n. ≥1.0%, the relative thickness of the profiles is of the order of 13% in the side section and decreases to 9% in the end section with a practically unchanged value from 65% of the wing span to its end, the wing is designed with positive twist ε = 2-2.5˚ in the side section, end sections are designed with negative swirl ε = -2 ÷ -3.5˚, the law of change in twist in span is almost linear decreasing in the range from 20% to 100% of the wing span.

Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings

Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного крыла летательного аппарата с использованием чертежей, на которых показано: Details, features, and advantages of the present invention follow from the following description of embodiments of the claimed wing of an aircraft using the drawings, which show:

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

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

на фиг. 3 – распределение закрученности вдоль размаха крыла,in FIG. 3 - distribution of swirl along the wingspan,

на фиг. 4- типовой профиль крыла,in FIG. 4- typical wing profile,

на фиг. 5 – характерная картина обтекания верхней поверхности крыла, in FIG. 5 - a characteristic picture of the flow around the upper surface of the wing,

на фиг. 6 – изменение аэродинамического качества от числа Маха крейсерского полета и показатель топливной эффективности К*Мin FIG. 6 - change in aerodynamic quality from the Mach number of the cruise flight and the fuel efficiency indicator K * M

На фигурах цифрами показаны следующие позиции:The figures show the following positions in numbers:

1-крыло летательного аппарата, 2 – центроплан, 3 – консоль крыла, 4 – передняя кромка крыла, 5 – задняя кромка, 6 – излом 7 – наплыв, 8 – кривая распределения толщины

Figure 00000001
сечений по размаху
Figure 00000002
 крыла, 9 - распределение крутки крыла по размаху
Figure 00000002
 крыла, 10 – сверхкритический профиль1-wing of the aircraft, 2 - center wing, 3 - wing console, 4 - leading edge of the wing, 5 - trailing edge, 6 - kink 7 - influx, 8 - thickness distribution curve
Figure 00000001
 large cross-sections
Figure 00000002
 wing, 9 - distribution of the wing twist in scope
Figure 00000002
 wings, 10 - supercritical profile

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

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=28÷35°, без изломов по передней кромке (4) и изломом (6) и наплывом (7) на задней  кромки (5) крыла. Крыло имеет убывающий закон распределение толщины

Figure 00000001
(8)  (Фиг. 2) сечений по размаху
Figure 00000002
 крыла  от 0 до 60% вдоль размаха крыла, относительная толщина профилей имеет величину порядка 13% в бортовом сечении
Figure 00000003
 и уменьшается до 9% в концевом сечении
Figure 00000004
 с практически неизменным значением на участке от 65% размаха крыла и до его конца. Крыло летательного аппарата (1)   спроектировано с положительной закрученностью ε=2-2.5˚ (9) в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3.5˚, закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 20% до 100% размаха крыла (Фиг. 3).The wing of the aircraft (1) (Fig. 1) consists of a center section (2) and a console (3), made with lengthening λ = 7 ÷ 11, narrowing η = 3 ÷ 4,5 and sweep χ = 28 ÷ 35 °, without kinks along the leading edge (4) and kink (6) and influx (7) on the trailing edge (5) of the wing. The wing has a decreasing thickness distribution law.
Figure 00000001
 (8) (Fig. 2) cross-sectional span
Figure 00000002
 wings from 0 to 60% along the wingspan, the relative thickness of the profiles has a value of about 13% in the side section
Figure 00000003
 and decreases to 9% in the end section
Figure 00000004
 with a practically unchanged value in the area from 65% of the wing span to its end. The wing of the aircraft (1) is designed with positive twist ε = 2-2.5˚ (9) in the side section, the end sections are designed with negative twist ε = -2 ÷ -3.5˚, the law of change in twist in scope has an almost linear decreasing character in the range from 20% to 100% of the wingspan (Fig. 3).

Крыло содержит сверхкритические профили (10) (Фиг. 4), характеризуются тем, что значение радиусов носков профилей крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≥1.0%, выполнена небольшая модификация профиля крыла на участке от 60% до 100% вдоль хорды профиля крыла по сравнению с прототипом.The wing contains supercritical profiles (10) (Fig. 4), characterized in that the value of the radii of the socks of the wing profiles, referred to the local chord, r n. ≥1.0%, a small modification of the wing profile was performed in the area from 60% to 100% along the chord of the wing profile in comparison with the prototype.

Крыло сформировано по девяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации на 10 режимах полета. The wing is formed over nine basic sections obtained using a multi-stage aerodynamic design procedure, consisting of a stage of initial geometry selection, a stage of solving the inverse problem, and a stage of multi-mode optimization in 10 flight modes.

Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета. Результаты расчетов показали что, предлагаемое крыло имеет безотрывный характер обтекания (фиг. 5) верхней поверхности крыла во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки и чисел Маха М.A number of design studies were carried out in the full range of cruising flight modes. The calculation results showed that the proposed wing has a continuous flow pattern (Fig. 5) of the upper surface of the wing in the entire operational range of angles of attack and Mach M.

Были выполнены сравнительные исследования предлагаемого крыла с крылом - прототипом. Результаты исследований показали, что предлагаемое крыло летательного аппарата по сравнению с прототипом позволяет без ухудшения аэродинамических показателей обеспечить дополнительное увеличение аэродинамического качества ΔКмах ≈ 0.2÷0.5 в диапазоне чисел Маха М=0.82÷0.86 и топливной эффективности ΔКмах*М ≈ 0.2÷0.4 (Фиг.6) и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение безопасности полета.Comparative studies of the proposed wing with the wing prototype were performed. The research 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 ΔKmak ≈ 0.2 ÷ 0.5 in the range of Mach numbers M = 0.82 ÷ 0.86 and fuel efficiency ΔKmakh * M ≈ 0.2 ÷ 0.4 (Fig. 6) and, as a result, reduced fuel consumption and increased flight safety.

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

- высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых скоростях полета Мкрейс=0.78-0.88.- high aerodynamic quality and fuel efficiency at subsonic flight speeds M cruise = 0.78-0.88.

Claims (1)

Крыло летательного аппарата, состоящее из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ= 28-35° и содержащее сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, отличающееся тем, что профили сечения крыла имеют значение радиусов носков профилей крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≥1.0%, относительная толщина профилей имеет величину порядка 13% в бортовом сечении и уменьшается до 9% в концевом сечении с практически неизменным значением на участке от 65% размаха крыла и до его конца, крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=2-2.5° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3.5°, закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 20 до 100% размаха крыла.The wing of the aircraft, consisting of a center section, a console and the necessary functional systems, is made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5 and sweep χ = 28-35 ° and containing supercritical profiles, the front edge of the wing is rectilinear when viewed from above, the trailing edge is made with the influx, characterized in that the wing section profiles have the radius of the socks of the wing profiles assigned to the local chord, r n. ≥1.0%, the relative thickness of the profiles is about 13% in the side section and decreases to 9% in the end section with a practically unchanged value from 65% of the wing span to its end, the wing is designed with positive swirl ε = 2-2.5 ° in the side section, end sections are designed with negative swirl ε = -2 ÷ -3.5 °, the law of change in twist in span has an almost linear decreasing character in the range from 20 to 100% of the wing span.
RU2018110407A 2018-03-23 2018-03-23 Aircraft wing RU2679104C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018110407A RU2679104C1 (en) 2018-03-23 2018-03-23 Aircraft wing

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018110407A RU2679104C1 (en) 2018-03-23 2018-03-23 Aircraft wing

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2679104C1 true RU2679104C1 (en) 2019-02-05

Family

ID=65273640

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018110407A RU2679104C1 (en) 2018-03-23 2018-03-23 Aircraft wing

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2679104C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2707164C1 (en) * 2019-04-19 2019-11-22 Общество с ограниченной ответственностью «ОПТИМЕНГА-777» Aircraft wing

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5314142A (en) * 1991-03-19 1994-05-24 British Aerospace Public Limited Company Wing root aerofoil for forward swept wings
US20060226283A1 (en) * 2004-12-21 2006-10-12 Michael Shepshelovich Hybrid transonic-subsonic aerofoils
RU2600413C1 (en) * 2015-09-14 2016-10-20 Ооо "Оптименга-777" Aircraft wing

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5314142A (en) * 1991-03-19 1994-05-24 British Aerospace Public Limited Company Wing root aerofoil for forward swept wings
US20060226283A1 (en) * 2004-12-21 2006-10-12 Michael Shepshelovich Hybrid transonic-subsonic aerofoils
RU2600413C1 (en) * 2015-09-14 2016-10-20 Ооо "Оптименга-777" Aircraft wing

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2707164C1 (en) * 2019-04-19 2019-11-22 Общество с ограниченной ответственностью «ОПТИМЕНГА-777» Aircraft wing

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2600413C1 (en) Aircraft wing
US6293497B1 (en) Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil
US8128035B2 (en) Winglets with recessed surfaces, and associated systems and methods
US7900868B2 (en) Noise-shielding wing configuration
US20090108141A1 (en) Method and apparatus for enhancing engine-powered lift in an aircraft
EP0681544A1 (en) High-efficiency, supersonic aircraft
WO1998017529A9 (en) Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil
RU2662590C1 (en) Aircraft wing
EP0735970B1 (en) Aircraft wing/nacelle combination
WO2012112408A1 (en) Laminar flow wing optimized for transonic cruise aircraft
RU2679104C1 (en) Aircraft wing
RU2609623C1 (en) Aircraft wing
RU2645557C1 (en) Aerial vehicle wing
RU2662595C1 (en) Aircraft wing
KR101015391B1 (en) A Natural Laminar Flow Airfoil for Very Light Jets
RU2686784C1 (en) Aircraft wing
RU2693389C1 (en) Aircraft wing
RU2707164C1 (en) Aircraft wing
CN111247068A (en) Aircraft pylon fairing
RU2717405C1 (en) Aircraft wing
RU2540293C1 (en) Aircraft wing
RU2713579C1 (en) Aircraft wing
RU216044U1 (en) aircraft wing
RU2772846C2 (en) Wing of an aerial vehicle
RU2717412C1 (en) Aircraft wing