RU2717412C1

RU2717412C1 - Aircraft wing

Info

Publication number: RU2717412C1
Application number: RU2019123312A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Лонгенович Болсуновский; Николай Петрович Бузоверя; Николай Николаевич Брагин; Никита Александрович Пущин; Сергей Иванович Скоморохов; Иван Леонидович Чернышев
Priority date: 2019-07-24
Filing date: 2019-07-24
Publication date: 2020-03-23

Abstract

FIELD: aviation.SUBSTANCE: invention relates to the aviation equipment. Aircraft wing consists of center section and cantilever, extension elongation λ=9–12, sweep χ=10–35°. Wing of aircraft at sight from above in area from 0 to 33 % of span of wing is made with swell, in area from 27 to 35 % of wing span rear edge has section of conjugation of center section and console, which is made with rounding. Front edge of wing is straight, relative thickness of wing profiles are made with change from 14–17 % in onboard section to 11–14 % in area of 27–35 % of its span and 8–11 % in end sections of wing. Wing is made with geometrical twist with change in span from ε=1.5–2.5° in board sections to ε=-2.0…-3.5° in end sections. Characteristic profile of wing console is made with relative curvature of 1–2 %.EFFECT: invention is aimed at increasing aerodynamic quality.1 cl, 6 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и в частности к несущим элементам летательного аппарата и может быть использовано при проектировании крыльев дозвуковых самолетов различного назначения с двигателями большой и сверхбольшой степени двухконтурности, пониженным уровнем шума на местности и расширенным диапазоном условий базирования.The present invention relates to aircraft and, in particular, to the bearing elements of an aircraft and can be used in the design of the wings of subsonic aircraft for various purposes with engines of large and extra large bypass ratio, low noise level on the ground and an extended range of basing conditions.

В настоящее время динамика приоритетов в гражданской авиации такова, что наряду с необходимостью обеспечения высокого уровня аэродинамического качества, топливной эффективности и безопасности выдвигаются вопросы экологии и охраны окружающей среды. Применительно к дозвуковым магистральным самолетам ужесточаются требования к эксплуатируемым самолетам, прежде всего уровень шума на местности и в районе аэропорта и выбросы продуктов сгорания двигателей.Currently, the dynamics of priorities in civil aviation is such that, along with the need to ensure a high level of aerodynamic quality, fuel efficiency and safety, environmental and environmental issues are being raised. With respect to subsonic main aircraft, the requirements for operating aircraft are being tightened, especially the noise level on the ground and in the airport area and emissions of engine combustion products.

Предлагаемое техническое решение направлено на достижение высокого уровня аэродинамического совершенства за счет использования эффекта ламинаризации, кроме того оно может быть использовано для снижения уровня шума на местности за счет возможности установки мотогондол двигателя на пилоне над крылом и экранирующего воздействия планера при сохранении высокой крейсерской скорости полета самолета (М≈0,8), применению или частичному отказу от взлетно-посадочной механизации.The proposed technical solution is aimed at achieving a high level of aerodynamic perfection through the use of the laminarization effect, in addition, it can be used to reduce the noise level on the ground due to the possibility of installing engine nacelles on the pylon above the wing and the shielding effect of the glider while maintaining a high cruising speed of the aircraft ( M≈0.8), the use or partial abandonment of takeoff and landing mechanization.

Важнейшими преимуществами предлагаемого решения так же являются: возможность установки на самолете двигателей большой и сверхбольшой двухконтурности 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 possibility of installing large and extra-large double-circuit engines of increased diameter on the plane 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).

Известны различные стреловидные крылья современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, таких как пилоны, мотогондолы двигателя и другие элементы конструкции самолета, влияющие на обтекание крыла.Various swept wings of modern passenger aircraft are known. A typical wing of a passenger aircraft consists of a center wing, a console and the necessary functional systems, such as pylons, engine nacelles and other structural elements of the aircraft, affecting the flow around the wing.

Известно несколько примеров самолетов с мотогондолой двигателей, расположенных на пилоне над крылом.There are several examples of aircraft with engine nacelles located on a pylon above the wing.

Известен самолет НА-420 Honda Jet разработанный компанией Honda. Мотогондолы двигателей установлены на крыле на пилоне. Самолет предназначен для перевозки до 8 пассажиров на расстояние до 2040 км с максимальной скоростью 790 км/ч. (см. патент US D469054 S1 от 21 января 2003 года). Недостатком этого самолета является малая пассажировместимость, повышенное значение коэффициента сопротивления и как следствие низкая топливная эффективность.Known aircraft HA-420 Honda Jet developed by Honda. Engine nacelles are mounted on the pylon wing. The aircraft is designed to carry up to 8 passengers at a distance of 2040 km with a maximum speed of 790 km / h. (see US patent D469054 S1 dated January 21, 2003). The disadvantage of this aircraft is its low passenger capacity, increased resistance coefficient and, as a result, low fuel efficiency.

Известен самолет VFW-Fokker 614, разработанный совместно немецким консорциумом Vereinigte Flugtechnische Werke (VFW) и предприятием Fokker. (Гражданская авиация/ ред. Джим Винчестер; пер. с англ. М.М. Михайлова. М. АСТ:Астрель, 2010, - 265 с цв.ил.- (История авиации)). Самолет предназначен для перевозки до 40 пассажиров на расстояние до 1200 км с максимальной скоростью 780 км/ч.Famous aircraft VFW-Fokker 614, developed jointly by the German consortium Vereinigte Flugtechnische Werke (VFW) and the company Fokker. (Civil aviation / ed. Jim Winchester; trans. From English. M. M. Mikhailova. M. AST: Astrel, 2010, - 265 with color .- (History of aviation)). The aircraft is designed to carry up to 40 passengers at a distance of 1200 km with a maximum speed of 780 km / h.

Общими недостатками для всех рассмотренных выше компоновок является: большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,75 вызванная отсутствием учета влияния элементов конструкции самолета при проектировании крыла, как следствие, образование нестационарных аэродинамических взаимодействий 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; изменению режимов работы двигателя, влияющих на несущие свойства самолета и, следовательно, на топливную эффективность.Common disadvantages for all of the above configurations are: a large loss of aerodynamic quality with a Mach number M≥0.75 caused by the lack of consideration of the influence of structural elements of the aircraft during wing design, as a result, the formation of unsteady aerodynamic interactions that can lead to premature flow separation on the upper surface of the wing and reducing the maximum permissible value of the coefficient of lifting force (Su _ext .) and, therefore, reducing flight safety; a change in engine operating conditions that affect the load-bearing properties of the aircraft and, consequently, fuel efficiency.

Известно крыло самолета Эрбас Индастри А-320 (см. Пассажирский самолет Эрбас Индастри А-320, сост. Зайцев Н.Н., стр 21-23, Техническая информация, ЦАГИ, 1993 г.), выполненное с удлинением λ=8-11, сужением η=3-4, стреловидностью χ=14-35°.The wing of the Airbus Industry A-320 airplane is known (see Passenger airplane Airbus Industry A-320, compiled by N. Zaitsev, pp. 21-23, Technical Information, TsAGI, 1993), performed with an extension of λ = 8-11 , narrowing η = 3-4, sweep χ = 14-35 °.

В качестве прототипа принято крыло летательного аппарата (Патент РФ №2662595. МГЖ В64С 3/14, опуб. 26.07.2018 г. ) выполненное с удлинением λ=9-12, стреловидностью χ= 10-35°, содержащее сверхкритические профили, при виде сверху в области от 0 до 33% размаха крыла передняя и задняя кромки выполнены с передним и задним наплывами, в области от 27 до 35% размаха крыла передняя и задняя кромки имеют участок сопряжения участков центроплана и консоли, выполненный со скруглением, при этом относительная толщина профиля крыла меняется от 15-16% в бортовом сечении до 12-13% в области 27-35% от его размаха и до 9-10% в концевом сечении крыла.As a prototype, a wing of an aircraft was adopted (RF Patent No. 2662595. MGZh V64S 3/14, published on July 26, 2018) with elongation λ = 9-12, sweep χ = 10-35 °, containing supercritical profiles, when from the top in the range from 0 to 33% of the wing span, the leading and trailing edges are made with front and rear influxes, in the region from 27 to 35% of the wing span the leading and trailing edges have a mating section between the center section and console sections, made with rounding, while the relative thickness wing profile varies from 15-16% in the side section to 12-13% in the region STI 27-35% of its span, and to 9-10% into the end section of the wing.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является отсутствие всестороннего рассмотрения особенностей обтекания крыла, связанного с влиянием пилонов, мотогондол и других элементов конструкции самолета и, как следствие, более низкий уровень аэродинамического качества и топливной эффективности.A common drawback of all the schemes considered is the lack of a comprehensive review of the features of the wing flow associated with the influence of pylons, engine nacelles and other structural elements of the aircraft and, as a result, a lower level of aerodynamic quality and fuel efficiency.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является разработка крыла, позволяющего увеличить уровень аэродинамического качества, показатель топливной эффективности и величину предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы, а также снизить уровня шума на местности за счет применения эффекта ламинаризации верхней поверхности крыла, возможности упрощения или частичного отказа от использования взлетно-посадочной механизации, использования экранирующего воздействия планера самолета на дозвуковых скоростях полета М=0.7÷0.8 самолета со стреловидным крылом.The objective and technical result of the present invention is the development of the wing, which allows to increase the level of aerodynamic quality, fuel efficiency and the maximum permissible value of the coefficient of lift, as well as reduce the noise level on the ground by applying the effect of laminarization of the upper surface of the wing, the possibility of simplification or partial rejection the use of take-off and landing mechanization, the use of the shielding effect of an airplane glider at subsonic speeds flight M = 0.7 ÷ 0.8 aircraft with swept wings.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле, содержащем центроплан и консоль, выполненным с удлинение λ=9÷12, стреловидностью χ=10-35° и содержащем сверхкритические профили, передняя кромка крыла выполнена прямолинейной, относительные толщины профилей крыла меняются от 14-17% в бортовом сечении до 11-14% в области 27-35% от его размаха и 8-11% в концевых сечениях крыла, при этом крыло выполнено с геометрической круткой, меняющейся по размаху от ε=1.5-2.5° в бортовых сечениях до ε=-2.0÷-3.5° в концевых сечениях. Характерный профиль консоли крыла выполнен с относительной кривизной 1÷2%.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 lengthening λ = 9 ÷ 12, sweep χ = 10-35 ° and containing supercritical profiles, the leading edge of the wing is made linear, the relative thickness of the wing profiles vary from 14-17% in the side section to 11-14% in the region of 27-35% of its span and 8-11% in the end sections of the wing, while the wing is made with a geometric twist, varying in scope from ε = 1.5-2.5 ° in side sections up to ε = -2.0 ÷ -3.5 ° in end sections. The characteristic profile of the wing console is made with a relative curvature of 1 ÷ 2%.

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 давления в сечениях крыла по размахуin FIG. 3 - the distribution of pressure in the sections of the wing span

на фиг. 4 - распределение циркуляции по размахуin FIG. 4 - distribution of circulation by scale

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 и критерия топливной эффективности от числа Маха крейсерского полета,in FIG. 6 - 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=9÷12 и стреловидностью χ=10÷35°, с изломом по задней кромке 4, со скруглением 5 на участке 27-35% размаха крыла, передняя кромка крыла выполнена прямолинейной, относительные толщины профилей крыла выполнены с изменением от 14-17% в бортовом 6 сечении до 11-14% в области 27-35% от его размаха и 8-11% в концевых 7 сечениях крыла (Фиг. 1) При этом крыло выполнено с геометрической круткой с изменением по размаху от ε=1.5-2.5° в бортовых сечениях до ε=-20÷-3.5° в концевых сечениях.The wing of the aircraft 1 (Fig. 1) consists of a center wing 2 and a console 3, made with an elongation of λ = 9 ÷ 12 and a sweep of χ = 10 ÷ 35 °, with a kink along the trailing edge 4, with a rounding 5 in a section of 27-35% the wing span, the leading edge of the wing is straightforward, the relative thickness of the wing profiles is made with a change from 14-17% in the airborne 6 section to 11-14% in the region of 27-35% of its wingspan and 8-11% in the end 7 wing sections ( Fig. 1) In this case, the wing is made with a geometrical twist with a span change from ε = 1.5-2.5 ° in side sections to ε = -20 ÷ -3.5 ° in end sections .

Крыло содержит сверхкритические профили 8 (Фиг. 2). Характерный профиль консоли крыла выполнен с относительной кривизной 1÷2%.The wing contains supercritical profiles 8 (Fig. 2). The characteristic profile of the wing console is made with a relative curvature of 1 ÷ 2%.

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, при этом протяженность ламинарных участков была ограничена 65% хорды - положением заднего лонжерона и интерцепторов. На фигуре 3 приведено распределение давления в сечениях крыла по размаху.The wing was 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, while the length of the laminar sections was limited to 65% of the chord by the position of the rear spar and interceptors. The figure 3 shows the distribution of pressure in the sections of the wing span.

Крыло летательного аппарата 1 имеет закон распределение циркуляции по размаху крыла близкий 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 7 от преждевременного отрыва потока, что обеспечивает самолету высокое аэродинамическое качество на крейсерских режимах полета. Установленные в системе крыла базовые сечения позволяют обеспечить в расчетных условиях достаточно равномерное распределение местного коэффициента подъемной силы сечений вдоль размаха крыла (фиг. 4).The wing of the aircraft 1 has a law that the distribution of circulation over the wing span is close to elliptical, 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 7 from premature flow separation, which provides the aircraft with high aerodynamic quality at cruising flight modes. The basic sections installed in the wing system make it possible to provide, under design conditions, a fairly uniform distribution of the local section lift coefficient along the wing span (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 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÷0.3 в диапазоне чисел Маха М=0.78÷0.8 и топливной эффективности ΔКмах*М≈0.1÷0.2 (Фиг. 4) 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 ΔKmah ≈ 0.1-1.3 in the range of Mach numbers M = 0.78 ÷ 0.8 and fuel efficiency ΔKmakh * M≈0.1 ÷ 0.2 (Fig. 4) 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 на дозвуковых скоростях полета М_крейс=0.7-0.8.- high aerodynamic quality at subsonic flight speeds M _cruise = 0.7-0.8.

- увеличение показателя топливной эффективности на 1-5%- increase in fuel efficiency by 1-5%

Claims

A wing of an aircraft containing a center wing and a console made with lengthening λ = 9 ÷ 12, sweep χ = 10 ÷ 35 °, in the region from 0 to 33% of the wing span, the trailing edge is made with the influx, in the region from 27 to 35% of the wing span the trailing edge has a section between the center section and the console, made with rounding, characterized in that the leading edge of the wing is made rectilinear, the relative thickness of the wing profiles is made with a change from 14-17% in the side section to 11-14% in the region of 27-35% from its span and 8-11% in the end sections of the wing, while It was made with a geometric twist with a change from ε = 1.5-2.5 ° in side sections to ε = -2.0 ÷ -3.5 ° in end sections, and the characteristic profile of the wing console is made with a relative curvature of 1 ÷ 2 %