Самолет

 

Использование: в авиационной технике при создании дозвуковых пассажирских и транспортных самолетов. Сущность: дестабилизирующие крылышки самолета выполнены с бортовым профилем отрицательной кривизны, переходящим по линейному закону вдоль 25-40% размаха в профиль положительной кривизны, и углом установки относительно средней горизонтали фюзеляжа в диапазоне от 0 до -3^o, при этом их относительная площадь составляет от 2,2 до 6,8% площади крыла, удлинение от 5 до 7, сужение от 2,5 до 3,5, относительная толщина профиля от 6 до 12%. 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании дозвуковых пассажирских и транспортных самолетов.

Особенности аэродинамической компоновки современных дозвуковых пассажирских и транспортных самолетов: суперкритический профиль крыла со значительным нагружением хвостика, большой угол заклинения крыла относительно фюзеляжа, умеренные значения аэродинамической крутки, компоновка гондол двигателей в центроплане приводят к значительной величине продольного момента на пикирование в крейсерской конфигурации и как следствие к большим балансировочным потерям максимального аэродинамического качества.

Известны проекты самолетов с дестабилизирующими крылышками: проект экспериментального самолета NASA [1] проект самолета "V-Джет" фирмы Уильямс Интернейшнл [2] проект самолета ЕВМ-123 "Парана" фирмы Эмбраер [3] Известен проект самолета А 300 В4 фирмы Эобас Индастри (см. ВМFТ-FВ-W83-005) с дестабилизирующими крылышками (фиг. 1), принятый за прототип. Крылышки относительной площади S/S_крыла 2,17% удлинения λ =3,2; сужения h =2,22; стреловидности χ_1/4=31°.. Крылышки относительной площади S/S_крыла 6,86% удлинения λ=3,2; сужения h=2,22; стреловидности χ_1/4= 28°. Оба варианта выполнены из профилей положительной кривизны вдоль всего размаха и установлены под углом ϕ = 0° к средней горизонтали носовой части фюзеляжа. Недостатком прототипа и аналогов является неоптимальное отношение геометрических параметров, при котором не достигается компромисса между минимальной площадью крылышек для возможно меньших потерь максимального крейсерского аэродинамического качества на величину собственного сопротивления и взаимное влияние с крылом, с одной стороны, и потребными значениями относительной площади, удлинения и сужения для эффективного обеспечения дестабилизирующего эффекта при минимальной интерференции с носовой частью фюзеляжа с другой. Интерференция крылышек с носовой частью фюзеляжа определяется так называемым корневым эффектом, сущность которого состоит в том, что за счет сильного разрежения в носовой части фюзеляжа имеет место значительное догружение корневых сечений крылышек. Если в этих сечениях установлен профиль положительной кривизны, имеющий достаточно напряженный характер обтекания верхней поверхности, то дополнительное догружение приводит к увеличению неблагоприятного положительного градиента давления, смещению изобар (линий равного давления) в кормовую часть, т. е. ослаблению эффекта скольжения стреловидных крылышек, и в конечном итоге ведет к увеличению потерь полного давления и возникновению диффузорных отрывов. Так, крылышки уменьшают модели самолета А 300 В В4 лишь на 65% к расчетной величине, что связано с неблагоприятным влиянием носовой части фюзеляжа на их обтекание из-за небольшой площади и удлинения. В этом случае крышки слишком близко расположены к поверхности носовой части фюзеляжа, где проявление корневого эффекта выражено наиболее ярко. В итоге установка крылышек варианта приводит к отрицательным последствиям - уменьшению величины балансировочного максимального аэродинамического качества модели А 300 В4 на 0,08 единицы. В свою очередь переразмеренные крылышки варианта с корневым профилем положительной кривизны из-за большой величины собственного сопротивления, в том числе за счет корневого эффекта, и неблагоприятного влияния на обтекание центроплана крыла (аналогичного схеме "утка"), обеспечивая 100%-ное уменьшение степени продольной статической устойчивостик расчетной величине, увеличивают величину максимального балансировочного аэродинамического качества лишь на 0,1 единицы.

Задачей изобретения является повышение максимального балансировочного аэродинамического качества дозвуковых пассажирских и транспортных самолетов, и, следовательно, дальности полета, а также эффективная разгрузка горизонтального оперения.

Поставленная задача решается тем, что дестабилизирующие крылышки, расположенные в носовой части фюзеляжа дозвукового пассажирского или транспортного самолета, выполнены с бортовым профилем отрицательной кривизны, переходящим по линейному закону вдоль 25 40% размаха в профиль положительной кривизны, и углом установки относительно средней горизонтали фюзеляжа в диапазоне от 0^o до -3^o, при этом их относительная площадь составляет от 2,2 до 6,8% площади крыла, удлинение от 5 до 7, сужение от 2,5 до 3,5, относительная толщина профиля от 6 до 12% На фиг. 1 изображены испытанные дестабилизирующие крылышки (сплошной линией) и крылышки прототипа (штрих-пунктирной линией); на фиг. 2 схема установки дестабилизирующих крылышек в носовой части фюзеляжа аэродинамической модели планера пассажирского самолета; на фиг. 3 зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки C_y= f(α) и коэффициента продольного момента от коэффициента подъемной силы m_z f(C_у) для модели самолета с дестабилизирующими крылышками и без них при М 0,65 и Re_{CAX крыла} 4х10⁶, Re_{CAXкрылышек} 0,76х10⁶; на фиг. 4 зависимость аэродинамического качества от коэффициента подъемной силы к f(C_у) для модели самолета с дестабилизирующими крылышками и без них с неотклоненным стабилизатором (ϕ_го= 0°) и в условиях балансировки при M 0,65;на фиг. 5 влияние параметра на зависимость C_усеч по размаху крылышка.

Самолет включает дестабилизирующие крылышки 1, фюзеляж 2, крыло 3, хвостовое оперение 4.

На самолете дестабилизирующие крышки функционируют следующим образом. При незначительном простое подъемной силы самолета от их установки, за счет большого плеча относительно центра тяжести запас продольной статической устойчивости самолета заметно уменьшается, фокус смещается вперед. При этом угол отклонения стабилизатора для балансировки в крейсерском полете уменьшается, уменьшаются и потери максимального балансировочного аэродинамического качества, увеличивается дальность полета, разгружается горизонтальное оперение. Эффективность дестабилизирующих крылышек достигается оптимальным выбором такой совокупности геометрических параметров, при которой уменьшение балансировочных потерь от их дестабилизирующего влияния превышает потери на собственное сопротивление крылышек и неблагоприятную интерференцию с крылом и носовой частью фюзеляжа. Установкой бортового профиля отрицательной кривизны достигается ослабление неблагоприятного влияния сильного разрежения в носовой части фюзеляжа на обтекание верхней поверхности корневых сечений крылышек, что выражается в уменьшении неблагоприятного положительного градиента давления, смещении изобар (линий равного давления) в носовую часть, т. е. сохранении эффекта скольжения в этой области и уменьшении потерь полного давления, а следовательно, и вероятности возникновения диффузорных отрывов.

В ЦАГИ были проведены экспериментальные исследования эффективности дестабилизирующих крылышек с бортовым профилем отрицательной кривизны, переходящим по линейному закону вдоль 30% размаха в профиль положительной кривизны, относительной площади , удлинения λ=6, сужения h=3, стреловидности χ_1/4= 30°,, относительной толщины профиля , углом установки относительно средней горизонтали фюзеляжа ϕ = 0° (фиг. 1) на тематической модели пассажирского самолета (фиг. 2) в условиях аэродинамической трубы Т-106 ЦАГИ при M 0,65. Для повышения достоверности эксперимента и некоторому приближению к условиям натурного полета в рабочей части аэродинамической трубы создавалось избыточное давление р_o 1,5 ата, что соответствовало повышенным значениям чисел Re_{CAX крыла}4х10⁶, Re_{CAXкрылышек} 0,76х10⁶ по сравнению с испытаниями, проводимыми по стандартной методике. Проведенные исследования показали, что дестабилизирующие крылышки практически не оказывает влияния на зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки. Вместе с тем, за счет значительного плеча крылышек относительно центра тяжести модели имеет место уменьшение запаса продольной статической устойчивости самолета, соответствующее расчетной величине (фиг. 3). Относительная площадь и форма крылышек позволили получить дестабилизирующий эффект при минимальных потерях максимального крейсерского аэродинамического качества на величину собственного сопротивления крылышек и практически отсутствии неблагоприятной интерференции с крылом и фюзеляжем. Как показали расчеты, в условиях балансировки, за счет меньшей величины запаса продольной статической устойчивости ()медели с дестабилизирующими крылышками имеет место уменьшение балансировочных потерь максимального аэродинамического качества на 0,5 единицы, т. е. примерно в два раза для данной модели, что соответствует увеличению дальности полета на 3% Граница переходного участка от бортового профиля отрицательной кривизны, заявленная в диапазоне 25-40% размаха, получена на основе расчетной оценки влияния фюзеляжа на распределение коэффициента подъемной силы в сечениях по размаху несущей поверхности телесной конфигурации в рамках трансзвукового обтекания с учетом влияния вязкости Видно, что значительное изменение параметра практически не оказывает влияния на протяженность зоны ярко выраженного воздействия фюзеляжа на обтекание крылышка. Нижняя граница указанного диапазона (25%) диктуется также технологическими возможностями обеспечения плавного перехода по линейному закону от бортового профиля отрицательной кривизны к профилю положительной кривизны. Заявленный диапазон угла установки крышек относительно средней горизонтали фюзеляжа от 0 до -3^o соответствует диапазону углов атаки современных пассажирских и транспортных самолетов от 5^o до 8^o, при которых достигается максимальная величина крейсерского аэродинамического качества. Для каждой конкретной компоновки самолета имеет место определенный эффективный угол атаки () и соответствующий ему угол установки крылышка из указанного диапазона. При этом С_{у opt} крылышек, при котором они имеют минимальное сопротивление, совпадает с С_{у кmax} самолета. Например, для угол установки крылышек составляет 0^o, для соответственно -3^o. Величина относительной площади дестабилизирующих крылышек заявлена на диапазоне от 2,2 до 6,8% площади крыла на основании экспериментальных исследований прототипа и результатов, полученных на предприятии автором. При неблагоприятное влияние пика разрежения на носовой части фюзеляжа при невысоких местных значениях числа Reпо хорде крылышек приводит к существенным потерям максимального крейсерского аэродинамического качества на интерференцию фюзеляжа и крылышек и лишь частичной реализации их дестабилизирующего эффекта, что и подтвердилось в испытаниях крылышек прототипа. При S > 6,8% соответственное сопротивление крылышек и неблагоприятная интерференция с центропланом крыла превышают уменьшение балансировочных потерь от их дестабилизирующего влияния, что подтверждается низкой эффективностью крылышек прототипа и отсутствием эффективности подобных крылышек относительной площади 7% испытанных автором на предприятии. Заявленный диапазон относительной площади крылышек является оптимальным, при котором имеет место компромиссное соотношение неблагоприятных факторов при полной реализации дестабилизирующего эффекта. Результаты экспериментальных исследований, проведенных на предприятии с крылышками относительной площади 2,8% подтверждают сделанный вывод. Заявленные диапазоны удлинения λ=5-7 и сужения h=2,5-3,5 являются оптимальными для стреловидных крылышек как с точки зрения приближения к эллиптическому характеру распределения нагрузки по размаху для минимизации индуктивного сопротивления, минимальных интерференционных потерь с фюзеляжем и центропланом крыла, так и с точки зрения обеспечения потребных прочностных характеристик при минимальном весе. В заявленном диапазоне относительных толщин профилей крылышек = 6-12% нижняя граница (6%) определяется условиями весовой эффективности крылышек пассажирских и транспортных самолетов (по аналогии с крылом), а верхняя граница (12% ) определяется как предельная величина для обеспечения минимальных волновых потерь с целью достижения потребных значений крейсерской величины критического числа М современных пассажирских и транспортных самолетов М ≥ 0,75. Стреловидность дестабилизирующих крылышек, как и стреловидность горизонтального оперения, определяется стреловидностью крыла самолета, на котором они установлены.

Таким образом, предложенное решение позволяет уменьшить балансировочные потери максимального крейсерского аэродинамического качества дозвуковых пассажирских и транспортных самолетов в два раза, в то время как у прототипа в лучшем случае не более чем на 20% (если считать потери максимального балансировочного аэродинамического качества минимальными ≈ 0,5 единицы. Кроме того, полная реализация дестабилизирующего эффекта крылышек позволяет несколько разгрузить горизонтальное оперение самолета, вследствие чего оно может быть выполнено более легким.

Формула изобретения

Самолет, преимущественно дозвуковой пассажирский или транспортный, содержащий крыло, фюзеляж, вертикальное и горизонтальное оперения, дестабилизирующие крылышки, расположенные в носовой части фюзеляжа, отличающийся тем, что дестабилизирующие крылышки выполнены с бортовым профилем отрицательной кривизны, переходящим по линейному закону вдоль 25 40%-ного размаха в профиль положительной кривизны, и углом установки относительно средней горизонтали фюзеляжа в диапазоне от 0 до -3^o, при этом их относительная площадь составляет 2,2 6,8%-ной площади крыла, удлинение 5 - 7, сужение 2,5 3,5, относительная толщина профиля 6 12%

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5