Магистральный самолет и его крыло Российский патент 2025 года по МПК B64C3/10 

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и предназначено для разработки средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов с крейсерской скоростью полета в диапазоне М=0.8-0.92.

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.

Известны различные современные пассажирские самолеты. Типичная 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 1997 г.), содержащий фюзеляж цилиндрической формы, крыло, состоящее из центроплана, консолей и 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, крыло состоящее из центроплана, консолей, выполненное с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью до χ_1/4 = 30°, а также содержащее сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с небольшим наплывом. Крейсерская скорость полета М=0.8. (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 146-147, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997г.).

Прототипом предлагаемого технического решения является магистральный самолет (Патент РФ №2813390, МПК В64С 3/10, 2024г.), Магистральный самолет содержит фюзеляж овального поперечного сечения, двигатели, крыло, причем 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.

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является невысокая степень проработки интерференции крыла и законцовки 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 усовершенствование крыла магистрального самолета, в результате чего будет повышены аэродинамическое совершенство (коэффициент подъемной силы), топливная эффективность, на дозвуковых скоростях полета М_крейс=0.81-0.85.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в магистральном самолете содержащем, фюзеляж овального поперечного сечения, двигатели со степенью двухконтурности больше или равно 8, крыло, расположенное на средней линии фюзеляжа, состоящее из центроплана и консолей, выполненное с единой передней кромкой без излома, со стреловидностью χ= 28÷35°, относительная толщина бортового профиля центроплана составляет 31÷35%, на расстоянии 10-22% размаха крыла, на крыле установлена серповидная законцовка, составляющая 15% площади крыла.

Изобретение иллюстрируется следующими фигурами:

фиг. 1 – общий вид предлагаемого изобретения;

фиг. 2 – две проекции предлагаемого изобретения;

фиг. 3 – сравнение распределений давления в сечениях крыла по размаху с прототипом;

фиг. 4 – расчётная картина распределения местных чисел Маха по поверхности самолета;

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

Магистральный самолет 1 (Фиг. 1) содержит крыло 2, состоящее из центроплана 3 и консолей 4, выполненное с единой передней кромкой без излома, со стреловидностью χ= 28÷35° в сочетании с фюзеляжем 5 овального поперечного сечения. Крыло расположено на средней линии фюзеляжа (схема «среднеплан»), такое расположение в сочетании с наплывом 6 (бортовым профилем крыла большей относительной толщины 31-35%) (Фиг. 2) на расстоянии 10-22% размаха крыла позволит улучшить аэродинамическую интерференцию крыла и фюзеляжа, вследствие изменения профилировки наплыва.

Установка двигателей большой степени двухконтурности, с коэффициентом двухконтурности m≥8, позволяет уменьшить количество вредных выбросов в атмосферу.

На крыле установлена законцовка «серповидного» типа 7, составляющая 15% площади крыла. Наличие законцовки улучшает обтекание концевой части крыла за счет устранения перетекания набегающего потока с нижней поверхности на верхнюю.

Крыло сформировано по девяти базовым сечениям, законцовка крыла спроектирована по пяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящей из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации.

Таким образом, оптимизированный наплыв и серповидная законцовка крыла обеспечивают повышение несущих свойств, аэродинамическое качество и, как следствие, снижение потребляемого топлива по сравнению с классической компоновкой.

Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета для подтверждения повышения несущих свойств. 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.

Было выполнено сравнение расчетных характеристик предлагаемого крыла с крылом - прототипом. Результаты исследований (фиг. 5) показали, что предлагаемое крыло летательного аппарата по сравнению с прототипом имеет большее значение коэффициента аэродинамического качества К на 6-8% и лучший показатель топливной эффективности на 5-15%, а также уменьшение вредных выбросов в атмосферу, в том числе за счет установки двигателей большей степени двухконтурности.

Таким образом, удается создать магистральный самолет с крылом, обладающий следующими преимуществами:

- большее значение коэффициента аэродинамического качества К на 6-8% и топливной эффективности на дозвуковых скоростях полета М_крейс=0.81-0.85.

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Магистральный самолет содержит фюзеляж овального поперечного сечения, двигатели большой степени двухконтурности, крыло, расположенное на средней линии фюзеляжа, состоящее из центроплана и консолей, выполненное с единой передней кромкой без излома, со стреловидностью χ=28÷35°. При этом относительная толщина бортового профиля центроплана составляет 31÷35%, на расстоянии 10-22% размаха крыла, на крыле установлена серповидная законцовка, составляющая 15% площади крыла. Применение предлагаемой компоновки позволит увеличить значение коэффициента аэродинамического качества К на 6-8% и лучший показатель топливной эффективности на 5-15% и, как следствие, уменьшение вредных выбросов в атмосферу за счет установки двигателей большей степени двухконтурности. 5 ил.

Магистральный самолет, содержащий фюзеляж овального поперечного сечения, двигатели со степенью двухконтурности больше или равной 8, крыло, расположенное на средней линии фюзеляжа, состоящее из центроплана и консолей, выполненное с единой передней кромкой без излома, со стреловидностью χ=28÷35°, отличающийся тем, что относительная толщина бортового профиля центроплана составляет 31÷35%, на расстоянии 10-22% размаха крыла, на крыле установлена серповидная законцовка, составляющая 15% площади крыла.