RU2717405C1

RU2717405C1 - Aircraft wing

Info

Publication number: RU2717405C1
Application number: RU2019125901A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Лонгенович Болсуновский; Николай Петрович Бузоверя; Николай Николаевич Брагин; Сергей Иванович Скоморохов; Иван Леонидович Чернышев; Юрий Николаевич Чернавских
Priority date: 2019-08-16
Filing date: 2019-08-16
Publication date: 2020-03-23

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to the aviation equipment. Aircraft wing consists of center section, console and sweep χ=28–35°. Relative thickness of profiles has value of 14–16 % in onboard section and value of 11–12 % in sections of 30–40 % of wingspan. There is positive swirling ε=2–5° in bead section. End sections are designed with negative swirling ε=-2÷-5. Upper wing surface has long linear character in range of 15–80 % of chord, and maximum relative thickness of wing in range of 35–45 % of chord.

EFFECT: invention is aimed at increasing aerodynamic quality.

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.

Наряду с необходимостью обеспечения высокой скорости полета необходимо обеспечивать высокие аэродинамические характеристики, безопасность полета и снижение экологического воздействия на окружающую среду посредствам снижения выбросов вредных веществ в атмосферу. Вышеперечисленные ограничения могут быть обеспечены путем улучшения аэродинамического совершенства при создании крыльев пассажирских самолетов. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации в диапазоне крейсерских скоростей М=0.8-0.9.Along with the need to ensure high flight speed, it is necessary to ensure high aerodynamic characteristics, flight safety and reduce environmental impact by reducing emissions of harmful substances into the atmosphere. 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 = 0.8-0.9.

Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем для эксплуатации при крейсерских числах М=0.8-0.9.Various wing patterns of modern passenger aircraft are known. A typical passenger plane wing consists of a center section, a console and the necessary functional systems for operation at cruising numbers M = 0.8-0.9.

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 χ=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 = 3-4.5, sweep χ = 30-35 °.

Известно крыло самолета Эрбас А330-200 (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 χ=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 = 30-35 °.

Известно крыло самолета ИЛ-96М, состоящее из центроплана, консолей, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью до χ=30° и содержащее сверхкритические профили, крейсерская скорость полета М=0.8, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с небольшим наплывом (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 146-147, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.).Known wing of the IL-96M aircraft, consisting of a center wing, consoles, made with lengthening λ = 7-11, narrowing η = 3-4.5 and sweep to χ = 30 ° and containing supercritical profiles, cruising flight speed M = 0.8, the front edge of the wing when viewed from above, the rectilinear, trailing edge is made with a small influx (see Passenger Airplanes of the World, comp. Belyaev V.V., pp. 146-147, Moscow, ASPOL, Argus 1997).

Прототипом предлагаемого технического решения является крыло летательного аппарата (Патент РФ №2662590 МПК В64С 3/10, опуб. 26.07.2018 г.), содержащее центроплан и консоль, выполненное со стреловидностью χ=28-35°, профили крыла по размаху на участке от 0 до 40% в носовой части имеют увеличенную площадь на величину 10-20% и длину концевых участков профилей («хвостиков»), увеличенную на ~1÷3% относительно профиля расположенного на 43% по размаху крыла, значение радиусов носков профилей крыла отнесенных к местной хорде составляет r_н.≥1.5%, относительная толщина профилей имеет величину порядка 14% в бортовом сечении и уменьшается до 9% на участке от 65% размаха крыла и до его конца.The prototype of the proposed technical solution is the wing of the aircraft (RF Patent No. 2662590 MPK V64S 3/10, publ. 07.26.2018), containing a center section and a console made with sweep χ = 28-35 °, wing profiles in the range from 0 to 40% in the bow have an increased area of 10-20% and the length of the end sections of the profiles (“tails”) increased by ~ 1 ÷ 3% relative to the profile located at 43% of the wingspan, the radius of the socks of the wing profiles referred to the local chord is r _n. ≥1.5%, the relative thickness of the profiles is about 14% in the side section and decreases to 9% in the area from 65% of the wing span to its end.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является ухудшение обтекания верхней поверхности крыла в корневой части крыла и области стыка крыла и фюзеляжа и в области излома крыла и, как следствие, потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,8 и 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 area of the junction of the wing and the fuselage and in the region of the fracture of the wing and, as a result, the loss of aerodynamic quality with a Mach number M≥0.8 and a significant decrease in fuel efficiency.

Задачей и 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 выбросов в атмосферу.The objective and technical result of the invention is to improve aerodynamic perfection (aerodynamic quality), the bearing properties of the aircraft, at cruising flight modes and, as a result, reduce fuel consumption and reduce harmful emissions into the atmosphere.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, содержащем центроплан и консоли, выполненном со стреловидностью χ=28-35°, относительная толщина профилей имеет величину порядка 14-16% в бортовом сечении, 11-12% в сеченииях 30-40% размаха крыла, крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=2-5° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-5°, верхняя поверхность крыла имеет продолжительный линейный характер в диапазоне 15-80% хорды, а максимальная относительная толщина крыла в диапазоне 35-45% хорды.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that in the swept wing containing the center wing and console, made with sweep χ = 28-35 °, the relative thickness of the profiles is about 14-16% in the side section, 11-12% in the section 30 -40% of the wing span, the wing was designed with positive swirl ε = 2-5 ° in the side section, the end sections were designed with negative swirl ε = -2 ÷ -5 °, the upper surface of the wing has a long linear character in the range of 15-80% chord , and the maximum Yelnia wing thickness in the range of 35-45% of the chord.

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

на фиг. 2 - типовой профиль крыла;in FIG. 2 - typical wing profile;

на фиг. 3 - распределение циркуляуии и коэффициента подъемной силы;in FIG. 3 - distribution of circulation and lift coefficient;

на фиг. 4 - распределение давления в сечениях крыла по размаху;in FIG. 4 - distribution of pressure in the wing sections over the span;

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 для предполагаемого крыла и прототипа;in FIG. 6 - change in aerodynamic quality from the Mach number of the cruise flight for the proposed wing and prototype;

Крыло летательного аппарата 1 (Фиг. 1) состоит из центроплана 2 и консоли 3, выполнено со стреловидностью χ=28÷35°, без изломов по передней кромке 4 и изломом 6 и наплывом 7 на задней кромке 5 крыла.The wing of the aircraft 1 (Fig. 1) consists of a center wing 2 and a console 3, made with 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.

Крыло спроектировано с относительной толщиной профилей порядка 14-16%) в бортовом сечении 8, 11-12% в сеченииях 30-40% размаха крыла, крыло спроектировано с положительной закрученностью ε=2-5° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-5°.The wing was designed with a relative thickness of profiles of the order of 14-16%) in the side section of 8, 11-12% in the section of 30-40% of the wing span, the wing was designed with positive swirl ε = 2-5 ° in the side section, the end sections were designed with a negative twist ε = -2 ÷ -5 °.

Крыло содержит сверхкритические профили 10 (Фиг. 2), верхняя поверхность крыла имеет продолжительный линейный характер в диапазоне 15-80% хорды, а крыло имеет максимальную относительную толщину в области 35-45% хорды.The wing contains supercritical profiles 10 (Fig. 2), the upper surface of the wing has a continuous linear character in the range of 15-80% of the chord, and the wing has a maximum relative thickness in the region of 35-45% of the chord.

Крыло сформировано по десяти 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: М=0.84 Су=0.6, 0.7; М=0.845 Су=0.6; М=0.85 Су=0.6; М=0.855 Су=0.525, М=0.86 Су=0.565; М=0.865 Су=0.51 при натурных условиях и М=0.845 Су=0.6; М=0.85 Су=0.59; М=0.855 Су=0.58 при трубных условиях.The wing is formed from ten basic sections obtained using a multi-stage procedure of aerodynamic design, 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: M = 0.84 Su = 0.6, 0.7; M = 0.845 Su = 0.6; M = 0.85 Su = 0.6; M = 0.855 Su = 0.525, M = 0.86 Su = 0.565; M = 0.865 Su = 0.51 under field conditions and M = 0.845 Su = 0.6; M = 0.85 Su = 0.59; M = 0.855 Su = 0.58 under pipe conditions.

Крыло летательного аппарата 1 имеет закон распределения нагрузки, (Фиг. 3) близкий по значениям к эллиптическому, такое распределение позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших значениях коэффициента подъемной силы Су, снизить величину изгибающего момента и защитить концевые сечения 9 от преждевременного отрыва потока.The wing of the aircraft 1 has a load distribution law (Fig. 3) that is close to elliptical in value, this distribution allows you to weaken the wave crisis on the consoles at high values of the lifting force coefficient Su, reduce the magnitude of the bending moment and protect the end sections 9 from premature flow separation.

Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета. На фиг. 4 приведено характерное распределение давления в сечениях крыла по размаху. 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. In FIG. Figure 4 shows the characteristic distribution of pressure in the wing sections over the span. The calculation results showed that the proposed wing has an inseparable flow around (Fig. 5) 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≈0.1÷0.2 в диапазоне чисел Маха М=0.8÷0.9 (Фиг. 6) для крейсерского значения коэффициента подъемной силы Су и для дальнемагистралъного пассажирского самолета улучшение показателя топливной эффективности на 1-5% 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 in comparison with the prototype allows without any deterioration in aerodynamic performance to provide an additional increase in aerodynamic quality ΔKmah ≈ 0.1 ÷ 0.2 in the range of Mach numbers M = 0.8 ÷ 0.9 (Fig. 6) for the cruising lift coefficient Su and for a long-haul passenger aircraft, an improvement in fuel efficiency by 1-5% and, as a result, 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 an aircraft wing having the following advantages:

- высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых скоростях полета М_крейс=0.8-0.9.- high aerodynamic quality and fuel efficiency at subsonic flight speeds M _cruise = 0.8-0.9.

Claims

1. The wing of the aircraft, containing the center section and the console, made with sweep χ = 28-35 °, characterized in that the relative thickness of the wing profiles is of the order of 14-16% in the side section, 11-12% in sections 30-40 % wing span, the wing is made with a twist ε = 2-5 ° in the side section and ε = -2 ÷ -5 ° in the end sections.

2. The wing of the aircraft according to claim 1, characterized in that the upper surface of the wing has a continuous linear character in the range of 15-80% of the chord, and the maximum relative thickness of the wing in the range of 35-45% of the chord.