Магистральный самолет Российский патент 2024 года по МПК B64C3/10 

Разработка концепции перспективных магистральных и региональных самолетов в том числе нетрадиционной схемы с крыльями большого удлинения, обеспечивающих снижение аварийности, шума, эмиссии NO_X, расхода топлива и эмиссии СО₂, удельной стоимости разработки и жизненного цикла ЛА в соответствии с целевыми показателями гражданских самолётов 2025÷2030 годов. Наряду с необходимостью обеспечения высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности при проектировании перспективных крыльев пассажирских самолетов особое внимание уделяется повышению скорости полета и уровню акустического воздействия. Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и предназначено для разработки средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов с крейсерской скоростью полета в диапазоне М=0.82-0.85.

Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное схема пассажирского самолета включает в себя крыло, мотогондолу и другие элементы, такие как фюзеляж, хвостовое оперение и др.

Известен самолет Эрбас A330-200 (см. Пассажирский самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 122-123, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997г.), содержащий фюзеляж цилиндрической формы, крыло, состоящее из центроплана и консолей, выполненное с удлинением λ= 7-11, сужением η= 3-4.5, стреловидностью χ_1/4= 30-35°.

Известен самолет ИЛ-96М, содержащий фюзеляж цилиндрической формы, крыла состоящее из центроплана, консолей, выполненное с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью до χ_1/4 = 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 1997г.).

Прототипом предлагаемого технического решения является самолет (Промышленный образец РФ №78398 МКПО 12-07, опуб. 16.05.2011г.), фюзеляж с обтекаемой носовой частью в форме эллиптического цилиндра, трапециевидное в плане стреловидное крыло, на консолях которого установлены двигатели.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является рассмотрение задачи обтекания крыла без учета мотогондолы двигателя в широком диапазоне крейсерских значений числа Маха М, и как следствие ухудшение обтекания верхней поверхности крыла и потере аэродинамического качества и топливной эффективности при числе М≥0,8.

Задачей и техническим результатом изобретения является повышение аэродинамического совершенства (коэффициента подъемной силы), и топливной эффективности, повышение скорости полета в диапазоне крейсерских скоростей М=0.82-0.85.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в магистральном самолете содержащем, фюзеляж овального поперечного сечения, двигатели, крыло расположено на средней линии фюзеляжа, выполнено с единой передней кромкой без излома, со стреловидностью χ=28÷35°, относительной толщиной бортового профиля центроплана имеющей величину 25÷30% на расстоянии 10-20% размаха крыла, двигатели выполнены турбовинтовыми большой степени двухконтурности и установлены на пилонах под крылом.

На фиг. 1 - общий вид предлагаемого изобретения;

на фиг. 2 - типовой профиль центроплана сечения крыла;

на фиг. 3 - распределение давления в сечениях крыла по размаху;

на фиг. 4 - характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,

на фиг. 5 - изменение коэффициента подъемной силы Су от угла атаки α при крейсерском числе Маха для предполагаемого крыла и прототипа.

Предложена компоновка магистрального самолета 1 (Фиг. 1) с крылом 2 выполненным с единой переднюю кромку без излома, со стреловидностью χ= 28÷35° в сочетании с фюзеляжем 3 овального поперечного сечения, крыло расположено на средней линии фюзеляжа (схема «среднеплан»), такое расположение в сочетании с наплывом 4 (бортовым профилем крыла большей относительной толщины 25-30%, отношение максимальной толщины профиля к хорде профиля) (Фиг. 2) позволит улучшить аэродинамическую интерференцию крыла и фюзеляжа, позволит установить турбовинтовые двигатели 5 большей степени двухконтурности на пилонах под крылом, что обеспечивает экономический выигрыш на 10-30% по сравнению с традиционными компоновками.

Крыло сформировано по девяти базовым сечениям, обеспечивающим оптимальные величины относительных толщин заданных профилей для обеспечения заданных величин коэффициентов подъемной силы и аэродинамического качества, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящего из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации. Оптимизация формы крыла осуществлялась в присутствии 2-х мотогондол. В результате сформировано крыло, обеспечивающее повышенное значение несущих свойств, аэродинамического качества и, как следствие, снижение потребляемого топлива по сравнению с классической компоновкой.

Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета. На фиг.3 приведено характерное распределение давления в сечениях крыла по размаху. Результаты расчетов показали, что предлагаемое крыло имеет безотрывный характер обтекания (фиг. 4) верхней поверхности крыла во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки и чисел Маха М.

Были выполнены сравнительные исследования предлагаемой компоновки с прототипом. Результаты исследований (фиг. 5) показали, что предлагаемая компоновка летательного аппарата по сравнению с прототипом имеет большее значение коэффициента подъемной силы Су на 1-4% и имеет лучший показатель топливной эффективности на 5-10% и, как следствие, уменьшение вредных выбросов в атмосферу за счет установки двигателей большей степени двухконтурности.

Таким образом, удается создать компоновку летательного аппарата, обладающее следующими преимуществами:

- большее значение коэффициента подъемной силы Су на 1-4% и топливной эффективности на 5-10% на дозвуковых скоростях полета М_крейс=0.82-0.85.

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и предназначено для разработки средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов с крейсерской скоростью полета в диапазоне М=0.8-0.85. Магистральный самолет содержит фюзеляж овального поперечного сечения, двигатели, крыло, турбовинтовые двигатели большой степени двухконтурности установлены на пилонах под крылом, крыло расположено на средней линии фюзеляжа, выполнено с единой передней кромкой без излома, со стреловидностью χ=28÷35°, относительной толщиной бортового профиля центроплана, имеющей величину 25÷30% на расстоянии 10-20% размаха крыла. Проведенные исследования показали, что применение предлагаемой компоновки позволит увеличить коэффициент подъемной силы Су на 1-4% и увеличить показатель топливной эффективности на 5-10%, и, как следствие, уменьшить вредные выбросы в атмосферу за счет установки двигателей большей степени двухконтурности. 5 ил.

Магистральный самолет, содержащий фюзеляж овального поперечного сечения, двигатели, крыло, отличающийся тем, что крыло расположено на средней линии фюзеляжа, выполнено с единой передней кромкой без излома, со стреловидностью χ=28÷35°, относительной толщиной бортового профиля центроплана, имеющей величину 25÷30% на расстоянии 10-20% размаха крыла, двигатели выполнены турбовинтовыми большой степени двухконтурности и установлены на пилонах под крылом.