RU2683404C1

RU2683404C1 - Aircraft wing

Info

Publication number: RU2683404C1
Application number: RU2018110399A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Лонгенович Болсуновский; Николай Николаевич Брагин; Сергей Владимирович Пейгин
Original assignee: Общество с ограниченной ответственностью "ОПТИМЕНГА-777"
Priority date: 2018-03-23
Filing date: 2018-03-23
Publication date: 2019-03-28

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, completed with lengthening λ =7–11, narrowing η = 2–4.5 and sweep χ = 15–25° and contains supercritical profiles. Front edge of the wing, when viewed from above, is straight in one area, and swept one in another. Rear edge is straight. Relative thickness of the profiles has a value of about 14.5 % in the side section and decreases to 9.5 % in the terminal section with a constant value in the area from 0.65 wing span to end thereof. Wing is designed with a positive twist. ε = 1–1.15° in side section, end sections are designed with a negative twist ε = -1÷2°. Pattern of change of spanwise twist has a linear descending character in the range from 0.2 to 1 wing span.EFFECT: invention is aimed at reducing noise on the ground.1 cl, 5 dwg

Description

Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано при разработке компоновок перспективных ближне-, средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов с пониженным уровнем шума на местности и расширенным диапазоном условий базирования за счет установки двигателей на верхней поверхности крыла при сохранении уровня аэродинамического совершенства на уровне передовых образцов летательных аппаратов.The present invention relates to aircraft. The invention can be used in the development of the layouts of promising short-, medium- and long-haul passenger airplanes with a reduced level of noise on the ground and an extended range of basing conditions due to the installation of engines on the upper surface of the wing while maintaining the level of aerodynamic perfection at the level of advanced aircraft models.

В настоящее время динамика приоритетов в гражданской авиации такова, что на первое место после безопасности выдвигаются вопросы экологии и охраны окружающей среды. Применительно к дозвуковым магистральным самолетам это, прежде всего, уровень шума на местности и в районе аэропорта и выбросы продуктов сгорания двигателей.At present, the dynamics of priorities in civil aviation is such that environmental issues and environmental protection come first after safety. As applied to subsonic long-haul aircraft, this is, first of all, the noise level on the ground and in the airport area and emissions of engine combustion products.

Уровни шума на местности перспективных самолетов, которые могут появиться в эксплуатации к 2020-2035 годам, должны соответствовать требованиям норм Главы 4 стандарта ИКАО со значительным запасом в сумме по трем контрольным точкам на местности и составлять до 25-35 EPN дБ. На магистральных самолетах обычной схемы, когда двигатели расположены на пилонах под крылом или по бокам в хвостовой части фюзеляжа, такой уровень шума не может быть получен, несмотря на совершенствование систем шумоглушения двигателя. The noise levels in the area of promising aircraft, which may appear in operation by 2020-2035, must comply with the requirements of Chapter 4 of the ICAO standard with a significant margin of three control points on the ground and be up to 25-35 EPN dB. On main planes of the usual scheme, when the engines are located on pylons under the wing or on the sides in the rear of the fuselage, this noise level cannot be obtained, despite the improvement of engine noise suppression systems.

Предшествующий уровень техники State of the art

Известно несколько примеров самолетов с мотогондолой двигателей расположенных на крыле. There are several examples of aircraft with a nacelle of engines located on the wing.

Известен самолет YС-14 разработанный компанией Boeing. Самолет предназначен для перевозки до 150 пассажиров на расстояние до 4815км с максимальной скоростью 815км/ч. Крыло самолета выполненное с удлинением λ= 7-11, сужением η= 2-4.5, стреловидностью χ_1/4= 15-25°. (см. Зарубежное военное обозрение, 1975г. №9, стр 53-61). Famous YC-14 aircraft developed by Boeing. The aircraft is designed to carry up to 150 passengers at a distance of up to 4815km with a maximum speed of 815km / h. The wing of the aircraft made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 2-4.5, sweep χ _1/4 = 15-25 °. (see Foreign Military Review, 1975. No. 9, pp. 53-61).

Известен самолет Ан-72 разработанный ОКБ им Антонова. (см. Энциклопедия современной военной авиации, автор. Морозов В.П., часть 1, Москва, 2003г.). Самолет предназначен для перевозки до 68 пассажиров на расстояние до 4800км с максимальной скоростью 705км/ч. Крыло самолета выполненное с удлинением λ= 7-11, сужением η= 2-4.5, стреловидностью χ_1/4= 15-25°.The famous An-72 aircraft developed by Antonov Design Bureau. (see Encyclopedia of modern military aviation, author. Morozov V.P., part 1, Moscow, 2003). The aircraft is designed to carry up to 68 passengers at a distance of 4800km with a maximum speed of 705km / h. The wing of the aircraft made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 2-4.5, sweep χ _1/4 = 15-25 °.

Общими недостатками для обоих самолетов является низкуая крейсерская скорость полета и низкое аэродинамическое качество из-за установки двигателей в области стыка крыла и фюзеляжа и как следствие этого низкую топливную эффективность. Common shortcomings for both aircraft are low cruising flight speed and low aerodynamic quality due to the installation of engines in the area of the junction of the wing and fuselage and, as a consequence, low fuel efficiency.

Наиболее близким аналогом по технической сущности является модель самолета AMELIA разработанная в NASA. (Отчет NASA NASA/TM-2012-218950, 2012,- 392с). Модель самолета выполнена со стреловидным крылом и мотогондолой двигателя установленной на пилоне над передней кромкой крыла. Самолет предназначен для перевозки до 40 пассажиров на расстояние до 1200км с максимальной скоростью 780км/ч. Крыло самолета выполненное с удлинением λ= 7-11, сужением η= 2-4.5, стреловидностью χ_1/4=15-25°.The closest analogue in technical essence is the AMELIA aircraft model developed at NASA. (NASA Report NASA / TM-2012-218950, 2012, - 392s). The model of the aircraft is made with a swept wing and an engine nacelle mounted on a pylon above the front edge of the wing. The aircraft is designed to carry up to 40 passengers at a distance of up to 1200 km with a maximum speed of 780 km / h. The wing of the aircraft made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 2-4.5, sweep χ _1/4 = 15-25 °.

Недостатком рассмотренной компоновки является: большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,75; вследствие образования нестационарных аэродинамических взаимодействий в области между фюзеляжем и мотогондолой двигателя которые могут приводить к преждевременному отрыву потока на верхней поверхности крыла и уменьшению предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы (Су_доп.) и, следовательно, снижение безопасности полета; изменение режима работы двигателя, влияющую на несущие свойства самолета и следовательно на топливную эффективность. The disadvantage of the considered layout is: a large loss of aerodynamic quality with a Mach number M≥0.75; due to the formation of unsteady aerodynamic interactions in the area between the fuselage and the engine nacelle, which can lead to premature separation of the flow on the upper surface of the wing and reduce the maximum permissible lift coefficient (Su _add .) and, therefore, reduce flight safety; a change in engine operating mode, affecting the load-bearing properties of the aircraft and, consequently, 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 заявленного изобретения является проектирование крыла летательного аппарата, обеспечивающее наилучшую аэродинамическую интерференцию крыла, фюзеляжа и двигателя и обеспечение безотрывного обтекания верхней поверхности крыла при скорости полета соответствующей числу Маха М>0,76 при сохранении высокого уровня аэродинамического качества, величины предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы, а также снижение уровня шума на местности за счет экранирующего воздействия планера самолета и повышение топливной эффективности на ~10%.The technical result of the claimed invention is the design of the wing of the aircraft, providing the best aerodynamic interference of the wing, fuselage and engine and providing continuous flow around the upper surface of the wing at a flight speed corresponding to the Mach number M> 0.76 while maintaining a high level of aerodynamic quality, the maximum permissible value of the lifting coefficient forces, as well as lowering the noise level on the ground due to the shielding effect of the airframe and increasing fuel efficiency by about 10%.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что крыло летатетльного аппарата, состоящем из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинение λ = 7-11, сужением η = 2-4.5 и стреловидностью χ= 15-25° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямым (без стреловидности) на участке

от 0 (стык крыла с фюзеляжем) до ≈0.2 размаха крыла, от 0.2 до 1 стреловидная, задняя кромка выполнена прямолинейной (без стреловидности), относительная толщина профилей имеет величину порядка 14.5% в бортовом сечении и уменьшается до 9.5% в концевом сечении с практически неизменным значение на участке от 0.65 размаха крыла и до его конца, крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=1-1.15° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-1÷-2°, 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 the wing of the flying apparatus, consisting of a center section, a console and the necessary functional systems, is made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 2-4.5 and sweep χ = 15-25 ° and containing supercritical profiles, the leading edge of the wing when viewed from above straight (without sweep) in the area

from 0 (the junction of the wing with the fuselage) to ≈0.2 wing span, from 0.2 to 1 swept, the trailing edge is straight (without swept), the relative thickness of the profiles is about 14.5% in the side section and decreases to 9.5% in the end section with almost the value remains unchanged in the section from 0.65 to the end of the wing span, the wing is designed with positive twist ε = 1-1.15 ° in the side section, end sections are designed with negative twist ε = -1 ÷ -2 °, the law changes the twist in scope linear y occurring in the range from 20% to 100% of the wingspan.

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 крылаin FIG. 5 - a characteristic picture of the flow around the upper surface of the wing

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

1 - крыло летательного аппарата, 2 – центроплан, 3 – консоль крыла, 4 – прямая передняя кромка крыла, 5 – стреловидная передняя кромка крыла, 6 – задняя кромка, 7 - убывающее распределение толщины (

) сечений по размаху (

) крыла, 8 - распределение крутки крыла по размаху (

) крыла,9 – сверхкритический профиль1 - wing of the aircraft, 2 - center wing, 3 - wing console, 4 - straight leading edge of the wing, 5 - swept front edge of the wing, 6 - trailing edge, 7 - decreasing distribution of thickness (

)

) wings, 8 - distribution of the wing twist in scope (

) wings, 9 - 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=2÷4,5 и стреловидностью χ=15÷25°, передняя кромка крыла при виде сверху прямая (4) (без стреловидности) на участке

от 0 (стык крыла с фюзеляжем) до ≈20% размаха крыла, от 20% до 100% стреловидная (5), задняя кромка (6) выполнена прямолинейной (без стреловидности).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 = 2 ÷ 4,5 and sweep χ = 15 ÷ 25 °, front the wing edge when viewed from above is straight (4) (without sweep) in the area

from 0 (the junction of the wing with the fuselage) to ≈20% of the wing span, from 20% to 100% swept (5), the trailing edge (6) is made rectilinear (without sweep).

Крыло имеет убывающий закон распределение толщины (

) (7) (Фиг. 2) сечений по размаху (

) крыла от 0 до 0.6 вдоль размаха крыла, относительная толщина профилей имеет величину порядка 14.5% в бортовом сечении и уменьшается до 9.5% в концевом сечении с практически неизменным значение на участке от 0.65 размаха крыла и до его конца. Крыло летательного аппарата 1 спроектировано с положительной закрученностью (8) ε=1-1.15° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-1÷-2°, закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 0.2 до 1 размаха крыла(Фиг. 3).The wing has a decreasing distribution of thickness (

) (7) (Fig. 2) of cross-sections in terms of

) of the wing from 0 to 0.6 along the wing span, the relative thickness of the profiles is of the order of 14.5% in the side section and decreases to 9.5% in the end section with a practically unchanged value in the region from 0.65 of the wing span to its end. The wing of the aircraft 1 is designed with positive twist (8) ε = 1-1.15 ° in the side section, end sections are designed with negative twist ε = -1 ÷ -2 °, the law of change in twist in scope has an almost linear decreasing character in the range from 0.2 up to 1 wing span (Fig. 3).

Крыло сформировано по восьми 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 eight basic sections obtained using a multi-stage aerodynamic design procedure, consisting of the initial geometry selection stage, the inverse problem solution stage, and the multi-mode optimization stage in 10 flight modes.

Крыло содержит сверхкритические профили (9) (Фиг. 4).The wing contains supercritical profiles (9) (Fig. 4).

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.

Применение предложенного решения может обеспечить снижение шума на местности по сравнению с эксплуатируемыми самолетами за счет экранирующего воздействия планера самолета на величину до 40%, на участке перед и под мотогондолой.The application of the proposed solution can provide noise reduction on the ground compared with operating aircraft due to the shielding effect of the aircraft glider by up to 40%, in the area in front of and under the nacelle.

Обеспечивает скорость полета до М=0.76-0.8. Позволяет обеспечить снижение шума на местности и повышение топливной эффективности на ~10%. Provides flight speed up to M = 0.76-0.8. It allows to provide noise reduction on the ground and increase fuel efficiency by ~ 10%.

Важнейшими преимуществами предлагаемого решения так же являются: возможность установки на самолете двигателей большой и сверхбольшой двухконтурности (отношение расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний контур) 12 и более, увеличенного диаметра вследствие снятия ограничения на их размеры при размещении над крылом; возможность расширения условий базирования за счет увеличения клиренса, уменьшения шума на местности за счет экранирования шума, защищенность двигателей от повреждения посторонними предметами с ВПП; благоприятные возможности для управления вектором тяги (улучшение топливной эффективности).The most important advantages of the proposed solution are also: the ability to install large and extra-large bypass engines on an airplane (the ratio of air flow through the external circuit to the air flow through the internal circuit) 12 or more, of increased diameter due to the removal of restrictions on their sizes when placed above the wing; the possibility of expanding the conditions of basing by increasing the clearance, reducing noise on the ground due to noise shielding, engine protection from damage by foreign objects from the runway; favorable opportunities for thrust vector control (improved fuel efficiency).

Claims

The wing of the aircraft, consisting of a center wing, console and the necessary functional systems, is made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 2-4.5 and sweep χ = 15-25 ° and contains supercritical profiles, characterized in that

leading edge of wing

from 0, corresponding to the junction of the wing with the fuselage, to 0.2 wing span when viewed from above is straightforward,

in a section from 0.2 to 1, the leading edge of the wing is swept in a plan view,

the rear edge of the wing when viewed from above is straightforward,

the relative thickness of the profiles is of the order of 14.5% in the side section and decreases to 9.5% in the end section by a constant value in the area from 0.65 of the wing span to its end,

in this case, the wing is designed with positive swirl ε = 1-1.15 ° in the side section, the end sections are designed with negative swirl ε = -1 ÷ -2 °, the law of change in twist in span has a linear decreasing character in the range from 0.2 to 1 wing span.