МОТОГОНДОЛА ДВИГАТЕЛЯ НА КРЫЛЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2017 года по МПК B64D27/02 

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано при разработке компоновок перспективных ближне-, средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов с двигателями большой и сверхбольшой степени двухконтурности, пониженным уровнем шума на местности и расширенным диапазоном условий базирования.

В настоящее время динамика приоритетов в гражданской авиации такова, что на первое место после безопасности выдвигаются вопросы экологии и охраны окружающей среды. Применительно к дозвуковым магистральным самолетам это прежде всего уровень шума на местности и в районе аэропорта и выбросы продуктов сгорания двигателей.

Уровни шума на местности перспективных самолетов, которые могут появиться в эксплуатации к 2020-2025 годам, должны соответствовать требованиям норм Главы 4 стандарта ИКАО со значительным запасом в сумме по трем контрольным точкам на местности и составлять до 25-35 EPN дБ. На магистральных самолетах обычной схемы, когда двигатели расположены на пилонах под крылом или по бокам в хвостовой части фюзеляжа, такой уровень шума не может быть получен несмотря на совершенствование систем шумоглушения двигателя.

Известно несколько примеров самолетов с мотогондолой двигателей, расположенных на крыле на пилоне.

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 D469054S1 C1, D12/319, 2003). Недостатками этого самолета являются малая пассажировместимость и дальность, как следствие, низкая топливная эффективность.

Среди Российских самолетов подобное расположение мотогондол имеет гидросамолет Бе-200 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр. 136-138, Москва, АСПОЛ, Аргус, 1997 г.). Самолет предназначен для перевозки до 72 пассажиров на расстояние до 3600 км с максимальной скоростью 710 км/ч (см. патент RU 2276650 С2, МПК B64D 27/00, 2005). К недостаткам этого самолета можно отнести низкую крейсерскую скорость полета и низкое аэродинамическое качество из-за установки двигателей в области стыка крыла и фюзеляжа и, как следствие этого, низкую топливную эффективность.

Наиболее близким аналогом по технической сущности является самолет VFW-Fokker 614, разработанный совместно немецким консорциумом Vereinigte Flugtechnische Werke (VFW) и предприятием Fokker. Отличительной чертой самолета было расположение двигателей - на пилонах над крылом (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.

Недостатком рассмотренной компоновки является: большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,75; 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; изменение режима работы двигателя, влияющее на несущие свойства самолета и, следовательно, на топливную эффективность.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является определение положения мотогондолы двигателя, установленной на крыле на пилоне, обеспечивающее наилучшую аэродинамическую интерференцию крыла и двигателя и обеспечение крейсерской скорости полета до числа Маха М=0,8 при сохранении высокого уровня аэродинамического качества, величины предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы, а также снижение уровня шума на местности за счет экранирующего воздействия планера самолета и повышение топливной эффективности на ~10%.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что мотогондола двигателя на крыле летательного аппарата установлена таким образом, что найдены координаты по оси X, которая составляет 0.7÷0.8 САХ (САХ - средняя аэродинамическая хорда крыла самолета, отложенная от передней кромки крыла), по оси У, которая составляет 0.01÷0.1 САХ, полученная как перпендикуляр от нижней поверхности мотогондолы до плоскости крыла, угол установки мотогондолы в вертикальной плоскости, отложенный от средней линии мотогондолы до строительной горизонтали фюзеляжа (СГФ), составляет 6÷8°, нижняя поверхность обвода мотогондолы двигателя выполнена криволинейной формы с отрицательной выпуклостью.

Предлагаемое техническое решение направлено на снижение уровня шума на местности за счет экранирующего воздействия планера самолета и достижения улучшенных значений топливной эффективности за счет оптимального расположения мотогондолы двигателя над крылом самолета при сохранении высокой крейсерской скорости полета самолета (М≈0.8).

На фиг. 1 показан общий вид установки мотогондолы двигателя на пилоне над крылом,

на фиг. 2 - оптимизация положения мотогондолы на крыле по оси Y,

на фиг. 3 - оптимизация положения мотогондолы на крыле по оси X,

на фиг. 4 - оптимизация положения мотогондолы на крыле по углу установки,

на фиг. 5 - оптимизация нижней поверхности обвода мотогондолы на крыле,

на фиг. 6 - результирующая зависимость сопротивлений,

на фиг. 7 - зависимость распределения шума на местности,

на фиг. 8 - зависимость предельно допустимого значения Су (Су_доп) от числа Маха M.

Для достижения скорости полета до М=0.78-0.8 при максимально возможном значении аэродинамического качества и высокого значения величины Су_доп (0.8÷1.0) установка мотогондолы 1 (Фиг. 1) на пилоне 2 на крыле 3 около фюзеляжа 4 была подвергнута поэтапной модификации путем последовательного выбора положения мотогондолы относительно крыла и изменения формы мотогондолы двигателя.

Найдена координата по оси У (Фиг. 1), соответствующая положению мотогондолы относительно крыла по высоте, полученная как перпендикуляр от нижней поверхности мотогондолы 8 до плоскости крыла 3. Базовый вариант координаты У был увеличен на 0.5 м (Фиг. 2) (ΔН=0,5 м).

Такое положение мотогондолы приводит к небольшому изменению индуктивного сопротивления. Смещение мотогондолы по оси У снижает волновое сопротивление на ΔСхв=0.0003, однако этого улучшения недостаточно для заметного ослабления отрыва пограничного слоя. Это соответствует согласно выполненным расчетам повышению аэродинамического качества полной компоновки примерно на 1% по сравнению с исходным положением мотогондол на крыле.

Найдена координата X (Фиг. 1), которая составляет 0.7÷0.8 САХ (САХ - средняя аэродинамическая хорда крыла самолета) как расстояние от среза сопла мотогондолы 5 до передней кромки крыла 6.

Смещение мотогондолы назад по потоку на 0.5 м от исходного положения (Фиг. 3) приводит к снижению сопротивления на ΔСхв=0.0025, что соответствует согласно выполненным расчетам возможному повышению аэродинамического качества самолета на 8.5%.

Найден угол установки мотогондолы в вертикальной плоскости, отложенный от средней линии мотогондолы 9 до строительной горизонтали фюзеляжа (СГФ) 7 (Фиг. 4).

Увеличение угла установки мотогондолы приводит к росту индуктивного сопротивления (ΔСхинд=0.00065 при углах установки гондолы 0° и 8°). Это обусловлено перераспределением несущих свойств компоновки от крыла мотогондолам. Мотогондола является телом малого удлинения, что и приводит к росту индуктивного сопротивления всей компоновки. С ростом угла установки мотогондолы от 0 до 8 градусов волновое сопротивление уменьшается на ΔСхв=0.003, что находится в соответствии с характером эпюр давления на крыле.

Угол установки мотогондолы должен составлять 6÷8°, что приводит к повышению аэродинамического качества самолета примерно на 8.5%.

Выполнено проектирование нижней поверхности обвода 8 мотогондолы двигателя 1 (Фиг. 5). Мотогондола должна обеспечивать устойчивую работу двигателя на всех режимах полета.

Изменение обводов нижней половины мотогондолы приводит к повышению несущих свойств крыла непосредственно вблизи мотогондолы и снижает подъемную силу на консоли. Модификация обводов мотогондолы приводит к некоторому смещению назад переднего скачка уплотнения (на 5-7% САХ) и ослаблению его интенсивности. Модификация обводов мотогондолы приводит к снижению волнового сопротивления на ΔСх=0.001 и увеличению индуктивного ΔСх=0.0005. Прирост аэродинамического качества самолета может составить около 1% за счет выполнения нижней поверхности обвода мотогондолы двигателя криволинейной формы с отрицательной выпуклостью.

На фигуре 6 приведено сравнение коэффициентов сопротивления рассматриваемых вариантов. В итоге сопротивление снизилось на 0.0037.

Применение предложенной компоновки может обеспечить снижение шума на местности по сравнению с эксплуатируемыми самолетами на величину до 40%, фиг. 7, на участке перед и под мотогондолой.

Выполнено сравнение величины предельно допустимого значения Су (Су_доп) для предлагаемой компоновки и компоновки с двигателями под крылом. Оценка величины Су_доп выполнена на основе анализа картины обтекания верхней поверхности крыла, фиг. 8. Показано, что можно обеспечить уровень сопротивления и значение величины предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы Су (Су_доп) как у самолета с двигателями под крылом.

Использование предлагаемой компоновки может обеспечить прирост аэродинамического качества на 20% по сравнению с используемыми аналогичными компоновками.

Обеспечивает скорость полета до М=0.78-0.8. Позволяет обеспечить снижение шума на местности как за счет экранирующего воздействия планера самолета, так и за счет конструктивных особенностей двигателя и повышение топливной эффективности на ~10%.

Важнейшими преимуществами предлагаемого решения также являются: возможность установки на самолете двигателей большой и сверхбольшой двухконтурности (отношение расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний контур) 12 и более, 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).

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Мотогондола (1) на крыле (3) летательного аппарата установлена так, что координата по оси X составляет 0.7÷0.8 средней аэродинамической хорды крыла, отложенной от передней кромки крыла (6) до среза сопла мотогондолы (5), по оси Y составляет 0.01÷0.1 средней аэродинамической хорды крыла самолета, полученной как перпендикуляр от нижней поверхности мотогондолы до плоскости крыла (6), угол установки мотогондолы в вертикальной плоскости, отложенный от средней линии мотогондолы (9) до строительной горизонтали (7) фюзеляжа (4), составляет 6÷8°, нижняя поверхность обвода мотогондолы (8) выполнена криволинейной формы с отрицательной выпуклостью. Достигается снижение уровня шума за счет экранирующего воздействия планера самолета и улучшение значений топливной эффективности. 8 ил.

Мотогондола двигателя на крыле летательного аппарата, установленная таким образом, что координата по оси X составляет 0.7÷0.8 средней аэродинамической хорды крыла, отложенной от передней кромки крыла до среза сопла мотогондолы, по оси Y составляет 0.01÷0.1 средней аэродинамической хорды крыла самолета, полученной как перпендикуляр от нижней поверхности мотогондолы до плоскости крыла, угол установки мотогондолы в вертикальной плоскости, отложенный от средней линии мотогондолы до строительной горизонтали фюзеляжа, составляет 6÷8°, нижняя поверхность обвода мотогондолы двигателя выполнена криволинейной формы с отрицательной выпуклостью.