RU2724015C1

RU2724015C1 - Aircraft wing

Info

Publication number: RU2724015C1
Application number: RU2019124717A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Лонгенович Болсуновский; Николай Петрович Бузоверя; Николай Николаевич Брагин; Анна Игоревна Сахарова; Иван Леонидович Чернышев; Виталий Викторович Янин
Priority date: 2019-08-05
Filing date: 2019-08-05
Publication date: 2020-06-18

Abstract

FIELD: aviation.SUBSTANCE: invention relates to the aviation equipment. Aircraft wing comprises center section and cantilever, extension elongation λ = 8…11, narrowing η = 3.0…4.5, and comprises supercritical profiles. Leading edge in range from 0 to 25 % of the wing span is made with a break and an influx. Posterior edge is rectilinear. Front edge in area of 25…100 % has sweep −10…−15, and rear edge has sweep −15…−25. Relative thicknesses of wing profiles vary from 14…18 % in onboard cross-section to 9…12 % in wing end sections with geometric twist distribution law changing from ε = -1.0…-1.5° in onboard sections to ε = 1.5…2.0° in end cross-sections.EFFECT: invention is aimed at reduction of resistance value.3 cl, 4 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, в том числе легких реактивных и административных самолетов с пониженным уровнем шума на местности и расширенным диапазоном условий базирования.The present invention relates to aircraft and, in particular, to the supporting elements of the aircraft and can be used in the design of the wings of subsonic aircraft for various purposes, including light jets and administrative aircraft with reduced noise on the ground and an extended range of basing conditions.

В настоящее время динамика приоритетов в гражданской авиации такова, что наряду с необходимостью обеспечения безопасности, высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности, выдвигаются вопросы экологии и охраны окружающей среды. Применительно к дозвуковым 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 safety, a high level of aerodynamic quality and fuel efficiency, environmental and environmental issues are being raised. In relation to subsonic aircraft, first of all, the noise level on the ground and in the airport area and emissions of combustion products of engines.

Предлагаемое техническое решение направлено на достижение высокого уровня аэродинамического совершенства, скорости полета, кроме того оно может быть использовано для снижения уровня шума на местности за счет возможности установки мотогондол двигателя на пилоне в хвостовой части фюзеляжа выше верхней поверхности крыла, обеспечивающее экранирующее воздействие от планера, за счет возможности применения упрощенной взлетно-посадочной механизации при сохранении высокой крейсерской скорости полета самолета (М≈0,8) и улучшенном условии базирования за счет увеличения клиренса, защищенность двигателей от повреждения посторонними предметами с ВПП.The proposed technical solution is aimed at achieving a high level of aerodynamic perfection, flight speed, 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 in the rear of the fuselage above the upper surface of the wing, providing a screening effect from the glider, for due to the possibility of using simplified take-off and landing mechanization while maintaining a high cruising speed of the aircraft (М≈0.8) and an improved basing condition due to increased clearance, engine protection from damage by foreign objects from the runway.

Известны различные технические решения крыльев 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. В компоновках современных самолетов со скоростью полета М≈0.8 и более, наряду с крыльями прямой (положительной, χ_п.к.>0) стреловидности находят применение крылья обратной (отрицательной, χ_п.к.<0) стреловидности.Various technical solutions are known for the wings of modern passenger aircraft. A typical wing of a passenger aircraft consists of a center section, 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. In the layouts of modern airplanes with a flight speed of M≈0.8 and more, along with the wings of the direct (positive, χ _p.k. > 0) sweep, the wings of the reverse (negative, χ _p.k. <0) sweep are used.

Известно несколько примеров самолетов с аналогичным предлагаемому крылом.There are several examples of aircraft with a similar proposed wing.

Известен самолет НА-420 Honda Jet с крылом, 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 дальность, как следствие низкая топливная эффективность.Known aircraft HA-420 Honda Jet with a wing, 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 short range, resulting in low fuel efficiency.

Известен самолет Piaggio Р. 180 Avanti, с крылом, разработанный итальянским консорциумом Piaggio Aero Industries, (см. интернет-сайты www.piaggioaerospace.it). Самолет предназначен для перевозки до 9 пассажиров на расстояние до 2780 км с максимальной скоростью 732 км/ч.The famous aircraft Piaggio R. 180 Avanti, with a wing, developed by the Italian consortium Piaggio Aero Industries, (see Internet sites www.piaggioaerospace.it). The aircraft is designed to carry up to 9 passengers at a distance of 2780 km with a maximum speed of 732 km / h.

Известен легкий административный самолет HFB-320 Hansa Jet, со стреловидным крылом, обратной стреловидности -15 по передней кромке, разработанный немецкой фирмой Hamburger Flugzeugbau GmbH (см. интернет-сайты www.airwar.ru,). Самолет предназначен для перевозки до 12 пассажиров на расстояние до 2420 км с максимальной скоростью 825 км/ч.Known for the lightweight HFB-320 Hansa Jet administrative aircraft, with a swept wing, a backward sweep of -15 along the leading edge, developed by the German company Hamburger Flugzeugbau GmbH (see the websites www.airwar.ru,). The aircraft is designed to carry up to 12 passengers at a distance of 2420 km with a maximum speed of 825 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, снижению безопасности полета; изменению режимов работы двигателя, влияющих на несущие свойства самолета и, следовательно, на топливную эффективность. Общим для всех недостатком схемы крыла с обратной стреловидностью является эффект упругой дивергенции (скручивание с последующим разрушением) и статической неустойчивости самолета с таким крылом в полете на высоких скоростях.Common disadvantages for all the above configurations are: a large loss of aerodynamic quality with a Mach number of M 0 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, reduce flight safety; a change in engine operating conditions that affect the load-bearing properties of the aircraft and, consequently, fuel efficiency. A common drawback of the reverse sweep wing scheme is the effect of elastic divergence (twisting with subsequent destruction) and the static instability of an aircraft with such a wing in flight at high speeds.

Известно крыло летательного аппарата (Патент РФ №2693389, МПК В64С 3/10, 2019 г.) взятое за прототип, содержащее центроплан и консоль, выполненное с удлинением λ=8÷11, сужением η=3.0-4.5, крыло содержит сверхкритические профили, передняя кромка при виде сверху в области от 0 до 25% размаха крыла выполнена с изломом и наплывом, задняя кромка выполнена прямолинейной, относительные толщины профилей крыла меняются от 15-17% в бортовом сечении до 10-11% в концевых сечениях крыла, с меняющейся по размаху законом распределения геометрической круткой от ε=0.0-0.5° в бортовых сечениях до ε=-0.1÷-1.0° в концевых сечениях.A wing of an aircraft is known (RF Patent No. 2693389, IPC ВСС 3/10, 2019) taken as a prototype containing a center section and a console made with lengthening λ = 8 ÷ 11, narrowing η = 3.0-4.5, the wing contains supercritical profiles, the front edge when viewed from above in the range from 0 to 25% of the wing span is made with a kink and influx, the trailing edge is made rectilinear, the relative thicknesses of the wing profiles vary from 15-17% in the side section to 10-11% in the end sections of the wing, changing according to the range, the distribution law of the geometric twist from ε = 0.0-0.5 ° in the side sections to ε = -0.1 ÷ -1.0 ° in the end sections.

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 considered schemes is the lack of a comprehensive consideration 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 летательного аппарата, позволяющего увеличить уровень аэродинамического качества, показатель топливной эффективности и величину предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы, а также снизить уровень шума на местности за счет экранирующего воздействия планера самолета в диапазоне чисел Маха М=0.78-0.83 при обеспечении безотрывного обтекания крыла и обеспечение высокого уровня несущих свойств.The objective and technical result of the present invention is the development of the wing of the aircraft, 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 due to the screening effect of the airplane glider in the range of Mach numbers M = 0.78 -0.83 while ensuring continuous flow around the wing and ensuring a high level of bearing properties.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в крыле, содержащем центроплан и консоль, выполненным с удлинение λ=8÷11, сужением η=3.0÷4.5передняя кромка в области от 0 до 25% размаха крыла выполнена с изломом и наплывом, задняя кромка выполнена прямолинейной, передняя кромка в области 25-100% имеет отрицательную величину стреловидности -10÷-15, задняя кромка имеет отрицательную величину стреловидности -15÷-25, относительные толщины профилей крыла меняются от 14-18% в бортовом сечении до 9-12% в концевых сечениях крыла, с меняющейся по размаху законом распределения геометрической крутки от ε-1.0÷-1.5° в бортовых сечениях до ε=1.5÷2.0° в концевых сечениях.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that in the wing containing the center wing and console, made with lengthening λ = 8 ÷ 11, narrowing η = 3.0 ÷ 4.5, the leading edge in the region from 0 to 25% of the wing span is made with a kink and influx, the trailing edge is straight, the leading edge in the region of 25-100% has a negative sweep value of -10 ÷ -15, the trailing edge has a negative sweep value of -15 ÷ -25, the relative thickness of the wing profiles vary from 14-18% in the side section to 9 -12% in wing end sections, with the sweeping law of the distribution of geometric twist from ε-1.0 ÷ -1.5 ° in side sections to ε = 1.5 ÷ 2.0 ° in end sections.

На фиг. 1 показан общий вид стреловидного крыла и сравнение с прототипомIn FIG. 1 shows a General view of the swept wing and a comparison with the prototype

на фиг. 2 - характерные величины распределение давления в сечениях крыла и сравнение с прототипомin FIG. 2 - characteristic values of the pressure distribution in the wing sections and comparison with the prototype

на фиг. 3 - обтекание верхней поверхности крылаin FIG. 3 - flow around the upper surface of the wing

на фиг. 4 - изменение величины сопротивления Сх от числа Маха крейсерского полета,in FIG. 4 - change in the resistance value Cx 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=8÷11 и сужением η=3÷4.5, передняя кромка 4 при виде сверху в области от 0 до 25% размаха крыла выполнена с изломом 5 и наплывом 6, в области от 25 до 100% размаха крыла передняя кромка выполнена с отрицательной стреловидностью -15÷-25, задняя кромка 7 выполнена прямолинейной, имеет отрицательную величину стреловидности -15÷-25. Относительная толщина профилей имеет величину порядка 14-18% в бортовом сечении 8 и уменьшается до 9-1.% в концевом сечении 9 (Фиг. 1). Крыло летательного аппарата 1 выполнено с изменением геометрической крутки по размаху от ε=-1.0÷-1.5° в бортовых сечениях до ε=1.5÷2.0° в концевых сечениях.The wing of the aircraft 1 (Fig. 1) consists of a center section 2 and a console 3, made with lengthening λ = 8 ÷ 11 and narrowing η = 3 ÷ 4.5, the front edge 4 when viewed from above in the region from 0 to 25% of the wing span is made with kink 5 and influx 6, in the region from 25 to 100% of the wing span, the leading edge is made with a negative sweep -15 ÷ -25, the trailing edge 7 is made straight, has a negative sweep -15 ÷ -25. The relative thickness of the profiles is of the order of 14-18% in the side section 8 and decreases to 9-1.% In the end section 9 (Fig. 1). The wing of the aircraft 1 is made with a change in the geometric twist in scope from ε = -1.0 ÷ -1.5 ° in side sections to ε = 1.5 ÷ 2.0 ° in end sections.

Крыло содержит сверхкритические профили, обеспечивающие реализацию необходимых значений несущих свойств, коэффициентов момента тангажа и сопротивления во всем диапазоне эксплуатационных режимов. 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 на 15 режимах полета. Установленные в системе крыла базовые сечения позволяют обеспечить в расчетных условиях достаточно равномерное распределение местного коэффициента подъемной силы сечений вдоль размаха крыла.The wing contains supercritical profiles, ensuring the implementation of the necessary values of the bearing properties, pitch moment and drag coefficients in the entire range of operating conditions. The wing is formed over five 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 15 flight modes. The basic sections established in the wing system allow for a sufficiently uniform distribution of the local section lift coefficient along the wing span under design conditions.

Был выполнен ряд расчетных исследований в полном диапазоне крейсерских режимов полета. Представлено сравнение коэффициентов распределения давления в нескольких сечениях по размаху крыла с прототипом (фиг. 2). Сравнения показали большие значения коэффициента подъемной силы Су при одном и том же значении угла атаки. Это благоприятно влияет на условия базирования и значения полетных углов атаки крейсерского полета. Результаты расчетов показали, что предлагаемое крыло имеет благоприятный характер обтекания (фиг. 3) верхней поверхности во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки и чисел Маха М. Сравнения величин сопротивления (фиг. 4) показали практически одинаковые значения до числа Маха М=0.8, далее предлагаемый вариант выигрывает у прототипа порядка 2-5%.A number of design studies were performed in the full range of cruising flight modes. A comparison of the pressure distribution coefficients in several sections along the wing span with the prototype is presented (Fig. 2). Comparisons showed large values of the coefficient of lifting force Su at the same value of the angle of attack. This favorably affects the conditions of basing and the values of the flight angles of attack of the cruise flight. The calculation results showed that the proposed wing has a favorable flow around (Fig. 3) the upper surface in the entire operational range of angles of attack and Mach numbers M. Comparison of the resistance values (Fig. 4) showed almost the same values up to the Mach number M = 0.8, then the proposed option wins the prototype of the order of 2-5%.

Вышеперечисленные преимущества свидетельствуют о возможности снижения расхода топлива и увеличение безопасности полета и позволяют повысить величину предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы (Су_доп.) на 2-4%.The above advantages indicate the possibility of reducing fuel consumption and increasing flight safety and can increase the maximum permissible value of the coefficient of lift (Su _additional ) by 2-4%.

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

- высокие значения коэффициента подъемной силы и меньшие значения коэффициента сопротивления и, как следствие, уменьшение расхода топлива на дозвуковых скоростях полета М_крейс=0.78-0.83.- high values of the coefficient of lifting force and lower values of the coefficient of resistance and, as a consequence, a decrease in fuel consumption at subsonic flight speeds M _cruise = 0.78-0.83.

Использование прямого крыла упрощает и облегчает конструкцию, позволяет получить высокие взлетно-посадочные характеристики при отсутствии предкрылка и обеспечивает естественную ламинаризацию обтекания поверхности.The use of a straight wing simplifies and facilitates the design, allows to obtain high take-off and landing characteristics in the absence of a slat and provides a natural laminarization of the flow around the surface.

Claims

1. The wing of the aircraft containing the center section and the console, made with lengthening λ = 8 ÷ 11, narrowing η = 3.0-4.5, the leading edge of the wing in the region from 0 to 25% of the wing span is made with a kink and influx, the trailing edge of the wing is made rectilinear characterized in that the leading edge in the region of 25-100% of the wingspan has a sweep of -10 ° ÷ -15 °, the trailing edge has a sweep of -15 ° ÷ -25 °.

2. The wing of the aircraft according to claim 1, characterized in that the relative thickness of the wing profiles is made with a change from 14-18% in the side section to 9-12% in the end sections of the wing.

3. The wing of the aircraft according to claim 2, characterized in that it is made with a change in the geometric twist from ε = -1.0 ÷ -1.5 ° in side sections to ε = 1.5 ÷ 2.0 ° in end sections.