RU2772846C2

RU2772846C2 - Wing of an aerial vehicle

Info

Publication number: RU2772846C2
Application number: RU2020136970A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Лонгенович Болсуновский; Николай Петрович Бузоверя; Николай Николаевич Брагин; Ирина Анатольевна Губанова; Иван Леонидович Чернышев; Никита Александрович Пущин
Filing date: 2020-11-11
Publication date: 2022-05-26

Abstract

FIELD: aircraft.

SUBSTANCE: invention relates to wings of subsonic aerial vehicles. The wing of an aerial vehicle comprises a centerwing and panels, made with an elongation λ=9÷12, sweep χ=10÷35°. The trailing edge in the area from 0 to 33% of the wingspan is made with a strake. The relative thickness of the airfoil is 14÷17% in the side section, 11% in the centerwing section, and 8÷10% in the end section. The connection of the centerwing and the panel is made with a smooth coupling of 37 to 40% of the wingspan, made with a geometric twist ε=3.0°÷3.5° in the side sections and a geometric twist ε=(-4.0°)÷(-4.5°) in the end sections.

EFFECT: invention is aimed at increasing the maximum aerodynamic quality, the value of maximum permissible lift coefficient, improving the fuel efficiency index, reducing the emission of hazardous substances into the atmosphere, and reducing the noise level in the area.

1 cl, 6 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике, в частности, к несущим элементам летательного аппарата и может быть использовано при проектировании крыльев дозвуковых самолетов различного назначения.The present invention relates to aviation technology, in particular, to the bearing elements of the aircraft and can be used in the design of the wings of subsonic aircraft for various purposes.

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 магистральным самолетам, прежде всего уровень шума на местности 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, issues of ecology and environmental protection are being put forward. With regard to subsonic long-haul aircraft, first of all, the noise level on the ground in the airport area and emissions of engine combustion products.

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.There are various technical solutions for the wings of modern passenger aircraft. A typical passenger aircraft wing consists of a center section, console and necessary functional systems such as pylons, engine nacelles and other structural elements of the aircraft that affect the flow around the wing.

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.), состоящее из центроплана, консолей, выполненное с удлинением λ=8-11, сужением η=3-4, стреловидностью χ_1/4=14-28°.Known wing aircraft Airbus Industry A-320 (see Passenger aircraft Airbus Industry A-320, comp. elongation λ=8-11, narrowing η=3-4, sweep χ _1/4 =14-28°.

Известно стреловидное крыло (Патент РФ №2662595. МПК В64С 3/14, опуб. 26.07.2018 г.), взятое за прототип, содержащее центроплан и консоли, выполненное с удлинением λ=9÷12, стреловидностью χ=10÷35° и содержащее сверхкритические профили, в области от 0 до 33% передняя и задняя кромки выполнены с передним и задним наплывами, в области от 27 до 35% размаха крыла передняя и задняя кромка имеют участок сопряжения центроплана и консоли со скруглением, при этом относительная толщины профилей крыла меняется от с 15-16% в бортовом сечении до 12-13% в области 27-35% от его размаха и до 9-10% в концевом сечении крыла.A swept wing is known (RF Patent No. 2662595. IPC V64S 3/14, published on July 26, 2018), taken as a prototype, containing a center section and consoles, made with an elongation λ=9÷12, a sweep χ=10÷35° and containing supercritical profiles, in the region from 0 to 33%, the leading and trailing edges are made with leading and trailing overflows, in the region from 27 to 35% of the wing span, the leading and trailing edges have a mating section of the center section and the console with a rounding, while the relative thickness of the wing profiles varies from 15-16% in the side section to 12-13% in the region of 27-35% of its span and up to 9-10% in the end section of the wing.

Общим для рассмотренных схем недостатком является ухудшение обтекания крыла, связанное с влиянием пилонов, мотогондол и других элементов конструкции самолета и как следствие более низкий уровень аэродинамического качества и топливной эффективности.A common disadvantage for the considered schemes is the deterioration 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 на дозвуковых скоростях полета М=0.7÷.82.The objective and technical result of the present invention is the development of a wing that allows to increase the level of aerodynamic quality, the fuel efficiency index at subsonic flight speeds M=0.7÷.82.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в крыле летательного аппарата, содержащем центроплан и консоли, выполненным с удлинением λ=9÷12, стреловидностью χ=10÷35°, задняя кромка в области от 0 до 33% размаха крыла выполнена с наплывом, передняя кромка выполнена прямолинейной (без излома), относительная толщина профиля крыла 14÷17% в бортовом сечении, 11% в области центроплана и 8÷10% в концевом сечении, соединение центроплана и консоли выполнено с плавным сопряжением 37% - 40% размаха крыла, крыло выполнено с геометрической круткой ε=3,0° ÷3,5° в бортовых сечениях и геометрической круткой ε = (-4,0°) ÷ (-4.5°) в концевых сечениях.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that in the wing of the aircraft, containing the center section and consoles, made with an elongation λ=9÷12, sweep χ=10÷35°, the trailing edge in the region from 0 to 33% of the wing span is made with overflow, the leading edge is made straight (without a break), the relative thickness of the wing profile is 14 ÷ 17% in the side section, 11% in the center section and 8 ÷ 10% in the end section, the connection between the center section and the console is made with smooth mating 37% - 40% span, the wing is made with a geometric twist ε=3.0° ÷3.5° in the side sections and a geometric twist ε = (-4.0°) ÷ (-4.5°) in the end sections.

На фиг.1 показан общий вид стреловидного крыла,Figure 1 shows a General view of the swept wing,

на фиг.2 - типовой профиль крыла,figure 2 - typical profile of the wing,

на фиг.3 - распределение циркуляции по размаху крыла,figure 3 - distribution of circulation over the span of the wing,

на фиг.4 - распределение давления в характерном сечении крыла,figure 4 - pressure distribution in the characteristic section of the wing,

на фиг.5 - характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,figure 5 - a characteristic pattern 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,figure 6 - change in the aerodynamic quality and the criterion of fuel efficiency from the Mach number of cruising 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°, без излома (прямолинейным) по передней кромке 4. Задняя кромка 5 в области от О до 33% выполнена с наплывом. Соединение центроплана и консоли выполнено с плавным сопряжением 6 в области 37% - 40% размаха крыла. Относительная толщина профилей имеет величину порядка 14÷17% в бортовом сечении 7 и уменьшается до 8÷10% в концевом сечении 8 (Фиг. 1) с практически неизменным значением 11% в области центроплана. Крыло летательного аппарата 1 спроектировано с положительной закрученностью в диапазоне ε = 3,0° ÷ 3,5° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью в диапазоне ε = (-4,0°) ÷ (-4.5°), закон изменение крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер.The wing of the aircraft 1 (Fig. 1) consists of a center section 2 and a console 3, made with an elongation λ=9÷12 and a sweep χ=10÷35°, without a break (rectilinear) along the leading edge 4. The trailing edge 5 in the area from About up to 33% is made with an influx. The connection of the center section and the console is made with a smooth pairing 6 in the area of 37% - 40% of the wing span. The relative thickness of the profiles has a value of the order of 14÷17% in the side section 7 and decreases to 8÷10% in the end section 8 (Fig. 1) with a virtually unchanged value of 11% in the center section. The wing of the aircraft 1 is designed with a positive twist in the range ε = 3.0° ÷ 3.5° in the side section, the end sections are designed with a negative twist in the range ε = (-4.0°) ÷ (-4.5°), the law the change in twist along the span has an almost linear decreasing character.

Крыло летательного аппарата 1 имеет закон распределение циркуляции (Фиг. 3) 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 8 от преждевременного отрыва потока, что обеспечивает самолету высокое аэродинамическое качество на крейсерских режимах полета.The wing of the aircraft 1 has a circulation distribution law (Fig. 3) along the wing span close to elliptical, such a distribution makes it possible to weaken the wave crisis on the consoles at high values of the lift coefficient Su, reduce the magnitude of the bending moment and protect the end sections 8 from premature separation of the flow, which provides the aircraft with high aerodynamic quality in cruising flight modes.

Крыло содержит сверхкритические профили 9 (Фиг. 2), распределения толщин сечений профилей крыла характеризуются положением максимальной толщины на участке 35÷50% хорды профиля, форма верхней поверхности профилей крыла имеет продолжительный участок малой кривизны на участке 20÷50% хорды профиля и отрицательные значения координат конца профиля по хорде.The wing contains supercritical airfoils 9 (Fig. 2), the thickness distributions of the airfoil sections are characterized by the position of the maximum thickness in the area of 35÷50% of the airfoil chord, the shape of the upper surface of the airfoils has a long area of small curvature in the area of 20÷50% of the airfoil chord and negative values coordinates of the end of the profile along the chord.

Крыло сформировано по семи 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=0.77 Су=0.6; М=0.78 Су=0.525, 0.6, 0.725; М=0.79 Су=0.575; М=0.8 Су=0.525, трубные с фиксированным переходом М=0.78 Су=0.58; М=0.79 Су=0.56, натурные со свободным переходом на верхней поверхности консольной части крыла М=0.79 Су=0.51, 0.56, при этом протяженность ламинарных участков была ограничена 65% хорды - положением заднего лонжерона и интерцепторов.The wing is formed according to seven basic sections obtained using a multi-stage aerodynamic design procedure, consisting of the stage of initial geometry selection, the stage of solving the inverse problem and the stage of multi-mode optimization in 10 flight modes: M=0.77 Cy=0.6; M=0.78 Cy=0.525, 0.6, 0.725; M=0.79 Cy=0.575; M=0.8 Su=0.525, pipe with a fixed transition M=0.78 Su=0.58; М=0.79 Сy=0.56, full-scale with a free transition on the upper surface of the cantilever part of the wing М=0.79 Сy=0.51, 0.56, while the length of the laminar sections was limited by 65% of the chord - the position of the rear spar and spoilers.

Установленные в системе крыла базовые сечения позволяют обеспечить в расчетных условиях достаточно равномерное распределение местного коэффициента подъемной силы сечений вдоль размаха крыла.The base sections installed in the wing system make it possible to provide, under the design conditions, a fairly uniform distribution of the local lift coefficient of the sections along the wing span.

Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета. Приведено характерное распределение давления в сечениях крыла по размаху (фиг. 4). Крыло имеет безотрывный характер обтекания (фиг. 5) верхней поверхности крыла во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки и чисел Маха М.A number of computational studies were performed, in the full range of cruising flight modes. The characteristic distribution of pressure in the sections of the wing along the span is shown (Fig. 4). The wing has a non-separated flow around the upper surface of the wing (Fig. 5) in the entire operational range of angles of attack and Mach numbers M.

Были выполнены сравнительные исследования предлагаемого крыла с крылом - прототипом. Результаты исследований (фиг. 6) показали, что предлагаемое крыло летательного аппарата по сравнению с прототипом позволяет без ухудшения аэродинамических показателей обеспечить дополнительное увеличение аэродинамического качества ΔКмах≈0.1÷0.5 в диапазоне чисел Маха М=0.7÷0.82 и топливной эффективности ΔКмах*М≈0.1÷0.75 (Фиг. 6) и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение безопасности полета.Comparative studies of the proposed wing with the prototype wing were performed. The research results (Fig. 6) showed that the proposed wing of the aircraft, compared with the prototype, allows, without deteriorating aerodynamic performance, to provide an additional increase in the aerodynamic quality ΔKmax≈0.1÷0.5 in the range of Mach numbers M=0.7÷0.82 and fuel efficiency ΔKmax*M≈0.1 ÷0.75 (Fig. 6) and, as a result, a decrease in fuel consumption and an increase in flight safety.

Предлагаемое техническое решение направлено на достижение высокого уровня аэродинамического совершенства, скорости полета, кроме того оно может быть использовано для создания самолетов с пониженным уровнем шума на местности за счет возможности установки мотогондол двигателя на пилоне в хвостовой части фюзеляжа выше верхней поверхности крыла, обеспечивающее экранирующее воздействие от планера при сохранении высокой крейсерской скорости полета самолета.The proposed technical solution is aimed at achieving a high level of aerodynamic perfection, flight speed, in addition, it can be used to create aircraft with a reduced noise level on the ground due to the possibility of installing engine nacelles on a pylon in the rear fuselage above the upper surface of the wing, providing a shielding effect from glider while maintaining a high cruising speed of the aircraft.

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

- высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых скоростях полета М_крейс=0.7÷0.82.- high lift-to-drag ratio and fuel efficiency at subsonic flight speeds M _cruise =0.7÷0.82.

Claims

The wing of the aircraft, containing the center section and consoles, is made with an elongation λ=9÷12, sweep χ=10÷35°, the trailing edge in the area from 0 to 33% of the wing span is made with an influx, the relative thickness of the wing profile is 14÷17% in side section, 11% in the area of the center section and 8÷10% in the end section, characterized in that the connection of the center section and the console is made with a smooth pairing of 37-40% of the wing span, the wing is made with a geometric twist ε=3.0° ÷ 3, 5° in the side sections and geometric twist ε = (-4.0°) ÷ (-4.5°) in the end sections.