RU2713579C1 - Aircraft wing - Google Patents
Aircraft wing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2713579C1 RU2713579C1 RU2019109537A RU2019109537A RU2713579C1 RU 2713579 C1 RU2713579 C1 RU 2713579C1 RU 2019109537 A RU2019109537 A RU 2019109537A RU 2019109537 A RU2019109537 A RU 2019109537A RU 2713579 C1 RU2713579 C1 RU 2713579C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- section
- stage
- profiles
- span
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION
Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике.The present invention relates to aircraft.
Изобретение может быть использовано при разработке крыльев перспективных средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов.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 аэродинамиеского качества и топливной эффективности при проектировании перспективных крыльев пассажирских самолетов особое внимание уделяется повышению скорости и безопасности полета. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации в диапазоне крейсерских скоростей M=0.84-0.9 при сохранении высоких значений аэродинамического качества и показателя топливной эффективности.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 in the cruising speed range M = 0.84-0.9 while maintaining high values of aerodynamic quality and fuel efficiency.
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.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-777-300 (см. Пассажирский самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 230-231, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ1/4=30-35°.The wing of a Boeing B-777-300 aircraft is known (see Passenger Airplanes of the World, compiled by Belyaev V.V., pp. 230-231, Moscow, ASPOL, Argus 1997), made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5, sweep χ 1/4 = 30-35 °.
Известно крыло самолета Эрбас A330-200 (см. Пассажирский самолеты мира, сост.Беляев В.В., стр 122-123, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ1/4=30-35°.The wing of the Airbus A330-200 aircraft is known (see Passenger Airplanes of the World, compiled by Belyaev V.V., pp. 122-123, Moscow, ASPOL, Argus 1997), made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3 -4.5, sweep χ 1/4 = 30-35 °.
Известно крыло с наплывом (Патент РФ №2248303 МПК В64С 3/14, опуб. 19.06.2003 г.), 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
Прототипом предлагаемого технического решения является крыло самолета (Патент РФ №2600413. МПК В64С 3/10, опуб. 20.10.2016 г.), состоящее из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинение λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью χ=25-35° и содержащем сверхкритические профили. Крыло летательного аппарата характеризуется тем, что 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 кроме 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. Крыло сформировано по девяти базовым сечениям полученным при помощи трехэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящих 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 prototype of the proposed technical solution is the wing of the aircraft (RF Patent No. 2600413. IPC В64С 3/10, publ. 10/20/2016), consisting of a center section, console and the necessary functional systems, made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5 and sweep χ = 25-35 ° and containing supercritical profiles. The wing of the aircraft is characterized in that the leading edge of the wing is straight and without a front influx when viewed from above, the trailing edge is made with an influx, the radii of the toes of the wing sections referred to the local chord r n. ≤0.7%, the middle line of the wing profiles in shape has a concave section in the range from the nose of the profile and up to 60% of the chord except for the end profiles of the wing and the limb in the tail section of the profile, the shape of the upper surface of the wing sections is characterized by a long section of small curvature in the section of 30-60% chords of the profile and the position of the maximum ordinate of the upper surface near 40% of the chord of the profile, the shape of the lower surface of the profile is made with a section of strong curvature (trimming) in the tail of the profile. The wing is formed from nine 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 the spline surface in the first three sections, the next spline surface is constructed in the third , the fourth and fifth basic sections and is joined with the last section by a ruled section.
Общим для всех рассмотренных схем недостатком является большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0.84 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≥0.84 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 to improve the technical, economic and technical and operational characteristics.
Техническим результатом изобретения является обеспечение высокой крейсерской скорости полета в диапазоне чисел Маха М=0.84-0.9 при сохранении высокого уровня аэродинамического качества и показателя топливной эффективности.The technical result of the invention is the provision of a high cruising flight speed in the range of Mach numbers M = 0.84-0.9 while maintaining a high level of aerodynamic quality and fuel efficiency.
Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, состоящем из центроплана, консоли и выполненным с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью до χ=35° и содержащим сверхкритические профили, причем крыло сформировано из четырех кусочных сегментов и содержит переднюю кромку, при виде сверху прямолинейную и не имеющую наплыва, а задняя кромка выполнена с наплывом и имеет четыре координаты излома вдоль размаха крыла, ПРИ этом крыло выполнено из сверхкритических профилей, относительная толщина профилей имеет величину порядка 13-14% в бортовом сечении и уменьшается до 8-9% в концевом сечении монотонно убывающая на участке от 40% 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÷-3.6° закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 25% до 100%.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that in the swept wing, consisting of a center wing, console and made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5 and sweep to χ = 35 ° and containing supercritical profiles, and the wing is formed of four piece segments and contains a leading edge, when viewed from above is straight and not having an influx, and the trailing edge is made with an influx and has four kink coordinates along the wing span, while the wing is made of supercritical profiles, relative thickness on profiles has a value of about 13-14% in the side section and decreases to 8-9% in the end section, monotonously decreasing in the section from 40% 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 twist ε = -2 ÷ -3.6 °; the change in twist in scope has an almost linear decreasing character in the range from 25% to 100%.
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 the aircraft using the drawings, which show:
На фиг. 1 - общий вид стреловидного крыла;In FIG. 1 - general view of the swept wing;
на фиг. 2 - типовой профиль консоли крыла;in FIG. 2 - a typical profile of the wing console;
на фиг. 3 - распределение относительной максимальной толщины вдоль размаха крыла;in FIG. 3 - distribution of the relative maximum thickness along the wingspan;
на фиг. 4 - распределение крутки вдоль размаха крыла;in FIG. 4 - distribution of twist along the wingspan;
на фиг. 5 - распределение нагрузки по размаху крыла;in FIG. 5 - load distribution according to wing span;
на фиг. 6 - изменение аэродинамического качества К и показателя топливной эффективности К*М от числа Маха крейсерского полета.in FIG. 6 - change in the aerodynamic quality K and the fuel efficiency indicator K * M from the Mach number of the cruise flight.
На фигурах цифрами показаны следующие позиции:The figures show the following positions in numbers:
1 - стреловидное крыло летательного аппарата, 2 - центроплан, 3 - консоль крыла, 4 - передняя кромка крыла, 5 - задняя кромка крыла, 6, 7, 8, 9 - изломы задней кромки крыла, 10 - профиль крыла, 11 - убывающий закон распределение толщины (с) сечений по размаху (z) крыла, 12 - закон распределения геометрической крутки (ε) сечений по размаху (z) крыла.1 - swept wing of the aircraft, 2 - center wing, 3 - wing console, 4 - leading edge of the wing, 5 - trailing edge of the wing, 6, 7, 8, 9 - fractures of the trailing edge of the wing, 10 - wing profile, 11 - decreasing law distribution of the thickness (s) of the sections according to the wingspan (z) of the wing; 12 is the distribution law of the geometric twist (ε) of the sections along the wingspan (z) of the wing.
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 до χ=35°, без наплыва и излома по передней кромке (4) и с множественным изломом (6), (7), (8), (9) на задней кромке (5) крыла.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 to χ = 35 °, without inflow and kink along the leading edge (4) and with a multiple kink (6), (7), (8), (9) on the trailing edge (5) of the wing.
Сечения крыла образованы выбранными профилями (10) (фиг. 2). Крыло создается на базе пространственной поверхности, включающей определенные формы средних линий, закон распределения относительных толщин (11) (фиг. 3) с величинами порядка 13÷14% в бортовом сечении и уменьшается до 8÷9% в концевом сечении монотонно убывающая на участке от 40% размаха крыла и до его конца и закона изменения геометрической крутки каждого профиля по размаху (12) (фиг. 4) с положительной закрученностью ε=2÷2.5° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-3,6°, закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер в диапазоне от 25% до 100% размаха крыла. Все характеристики находятся при решении задач оптимизации при заданных условиях полета.The wing sections are formed by the selected profiles (10) (Fig. 2). The wing is created on the basis of the spatial surface, including certain shapes of the midlines, the distribution law of relative thicknesses (11) (Fig. 3) with values of the order of 13-14% in the side section and decreases to 8 ÷ 9% in the end section, monotonously decreasing in the section from 40% of the wing span and to its end and the law of changing the geometric twist of each profile in the span (12) (Fig. 4) with positive twist ε = 2 ÷ 2.5 ° in the side section, end sections are designed with negative twist ε = -2 ÷ - 3.6 °, the law of the twist change in scope It has a substantially linear decreasing character in the range of 25% to 100% of the wingspan. All characteristics are found when solving optimization problems under given flight conditions.
Крыло сформировано по пяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации, поверхность крыла образована путем построения сплайн-поверхности.The wing is formed over five basic sections obtained using the multi-stage aerodynamic design procedure, consisting of the initial geometry selection stage, the inverse problem solution stage and the multi-mode optimization stage, the wing surface is formed by constructing a spline surface.
Распределение нагрузки по размаху отличается от эллиптического (Фиг. 5). Такое распределение позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших Су, снизить изгибающий момент и защитить концевые сечения от преждевременного срыва.The load distribution over the span differs from the elliptical (Fig. 5). This distribution allows you to weaken the wave crisis on the consoles at large Su, reduce bending moment and protect the end sections from premature failure.
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 ≈ 0,1÷0.6 в диапазоне чисел Маха М=0.85÷0.9 и топливной эффективности ΔКмах*М ≈ 0.1÷0.5 (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 ΔKmakh ≈ 0.1 ÷ 0.6 in the range of Mach numbers M = 0.85 ÷ 0.9 and fuel efficiency ΔKmakh * M ≈ 0.1 ÷ 0.5 ( 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 в диапазоне чисел Маха Mкрейс=0.84-0.9.- high aerodynamic quality and fuel efficiency at subsonic flight speeds in the range of Mach numbers M cruise = 0.84-0.9.
Claims (5)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019109537A RU2713579C1 (en) | 2019-04-01 | 2019-04-01 | Aircraft wing |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019109537A RU2713579C1 (en) | 2019-04-01 | 2019-04-01 | Aircraft wing |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2713579C1 true RU2713579C1 (en) | 2020-02-05 |
Family
ID=69625293
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019109537A RU2713579C1 (en) | 2019-04-01 | 2019-04-01 | Aircraft wing |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2713579C1 (en) |
Citations (3)
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 |
US20050116092A1 (en) * | 2003-11-19 | 2005-06-02 | Gregg Robert D.Iii | Blended leading and trailing edge wing planform |
RU2600413C1 (en) * | 2015-09-14 | 2016-10-20 | Ооо "Оптименга-777" | Aircraft wing |
-
2019
- 2019-04-01 RU RU2019109537A patent/RU2713579C1/en active
Patent Citations (3)
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 |
US20050116092A1 (en) * | 2003-11-19 | 2005-06-02 | Gregg Robert D.Iii | Blended leading and trailing edge wing planform |
RU2600413C1 (en) * | 2015-09-14 | 2016-10-20 | Ооо "Оптименга-777" | Aircraft wing |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4189120A (en) | Variable camber leading edge flap | |
RU2600413C1 (en) | Aircraft wing | |
EP0932548B1 (en) | Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil | |
US6089502A (en) | Blunt-leading-edge raked wingtips | |
CA2372166C (en) | Aircraft wing and fuselage contours | |
RU2440916C1 (en) | Aircraft in integral aerodynamic configuration | |
US4828204A (en) | Supersonic airplane | |
WO1998017529A9 (en) | Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil | |
EP0681544A1 (en) | High-efficiency, supersonic aircraft | |
CN112660381A (en) | Laminar flow control technology-based wing body fusion layout passenger plane layout method | |
RU2662590C1 (en) | Aircraft wing | |
RU2609623C1 (en) | Aircraft wing | |
RU2713579C1 (en) | Aircraft wing | |
RU2645557C1 (en) | Aerial vehicle wing | |
CN115924104B (en) | Pneumatic design method of aircraft based on multi-section type telescopic wing | |
RU2679104C1 (en) | Aircraft wing | |
RU2707164C1 (en) | Aircraft wing | |
RU2540293C1 (en) | Aircraft wing | |
RU2180309C2 (en) | Supersonic maneuverable aircraft | |
RU2749174C1 (en) | Aircraft wing | |
RU2662595C1 (en) | Aircraft wing | |
RU2717405C1 (en) | Aircraft wing | |
RU2772846C2 (en) | Wing of an aerial vehicle | |
Lowry | Data on spoiler-type ailerons | |
RU2717416C1 (en) | Aircraft wing |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20210126 Effective date: 20210126 |