Аэродинамический профиль крыла регионального самолета
AIRFOIL OF A REGIONAL AIRCRAFT WING

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке новых компоновок крыльев региональных пассажирских и транспортных самолетов.
Региональными самолетами принято называть небольшие самолеты, рассчитанные на перевозку 40-80 пассажиров и грузов до 6-8 тонн, осуществляемую обычно в пределах одной страны или близлежащих стран и регионов страны (например, в России). Типичная дальность полета региональных самолетов в Европе составляет 500-600 км, в то время как в России она возрастает до 1500-2500 км. С учетом полетов с промежуточной посадкой необходимое расстояние может быть уменьшено до 1500 км. Принципиальное отличие для России заключается в большом количестве эксплуатируемых аэропортов и аэродромов с ограничением по длине взлетно-посадочной полосы. Также существенным требованием для России является возможность взлета и посадки с грунтовых взлетно-посадочных полос. Последние обстоятельства приводят к необходимости повышения несущих свойств крыла и усложнению его механизации, что приводит к дополнительному увеличению веса планера самолета,
max
0
Аэродинамическими требованиями к профилям крыла регионального самолета, непосредственно влияющими на дальность полета и несущие свойства крыла на взлетно-посадочных режимах, являются возможно меньшее значение коэффициента аэродинамического сопротивления Сх на крейсерском режиме полета и возможно большее значение коэффициента максимальной подъемной силы Cy на взлетно-посадочных режимах. Для уменьшения сопротивления самолета, связанного с его продольной балансировкой на крейсерском режиме полета, аэродинамические профили крыла регионального самолета также должны иметь возможно меньшее абсолютное значение коэффициента продольного момента при нулевой подъемной силе mz.
Форма аэродинамических профилей крыла оказывает большое влияние на аэродинамические характеристики крыла самолета.
Известно большое количество дозвуковых аэродинамических профилей, крыла различных геометрических форм. Все известные аэродинамические профили для дозвуковых скоростей, которые используются на крыльях летательных аппаратов, включают следующие основные элементы: носовую часть округлой формы, верхний и нижний контуры, плавно сопрягающиеся с носовой частью и хвостовую часть, являющуюся областью соединения верхнего и нижнего контуров с задней кромкой профиля. Для описания формы аэродинамических профилей в патентной и научно-технической литературе используются различные геометрические параметры: верхних и нижних контуров профилей, средних линий и симметричных частей профилей, а также координаты верхних и нижних контуров профилей (смотри, например, патенты US 4,455,003 и RU 2 685 372).
В данной заявке, для описания и сравнения форм заявляемого аэродинамического профиля и его прототипа, используется набор геометрических параметров (признаков) для описания профилей крыла по известному методу PARSEC (Sobieczky, H. Parametric Airfbilsand Wings, Noteson Numerical Fluid Mechanics, 1998, Vol.16, pp.71-88.).
Данный метод параметризации контура профиля был разработан на основе рассмотрения реальной геометрии различных дозвуковых профилей крыла для сокращения количества параметров, описывающих основные особенности геометрии профилей крыла с достаточной определенностью, влияющие на аэродинамические характеристики профилей.
Выбранный метод параметризации заявляемого аэродинамического профиля крыла и его прототипа включает 12 геометрических параметров для выполнения профилей. Перечень используемых параметров для описания аэродинамических профилей крыла приведен ниже.
Графические представления приведенных параметров заявляемого аэродинамического профиля крыла и его прототипа представлены на фигуре 1.
Выбор аэродинамических профилей крыла с необходимыми значениями аэродинамических коэффициентов может проводиться путем сравнения аэродинамических коэффициентов различных профилей, полученных либо экспериментально на моделях в аэродинамических трубах, либо расчетным путем с помощью специальных расчетных пакетов программ.
Однако, значения аэродинамических коэффициентов профилей крыльев существенно различаются при испытаниях в различных аэродинамических трубах из-за различий влияния границ потока на получаемые результаты.
По этой причине, сравнения аэродинамических характеристик профилей крыльев более объективно проводить с помощью современных специальных расчетных пакетов программ. Для сравнения аэродинамических коэффициентов заявленного аэродинамического профиля, его аналогов и прототипа в заявке был использован расчетный пакет программ VISTRAN (Волков А.В., Ляпунов С.В. Метод расчета трансзвукового обтекания профиля с учетом изменения энтропии на скачках уплотнения // Ученые записки ЦАГИ, 1993, Т. XXIV, N1). Данный пакет программ был разработан для объективного сравнения аэродинамических характеристик профилей при дозвуковых и околозвуковых скоростях.
В настоящее время, лидером в производстве региональных самолетов является франко-итальянский концерн ATR, который производит самолеты серий ATR-42 и ATR-72. Самолеты обеих серий имеют типичную конфигурацию с высокорасположенным крылом повышенного удлинения (λ≈12), узким фюзеляжем цилиндрической формы, однокилевым Т-образным хвостовым оперением и двигателями, установленными под крылом.
В профилировках крыльев региональных самолетов ATR-42 и ATR-72 франко-итальянского концерна, до настоящего времени, используются, разработанные NACA в 1930-х годах классические профили серии NACA 43018 (корневой) и NACA 43013 (концевой) с крейсерским значением коэффициента подъемной силы Су=0.3 (Selig M. AirfoilCoordinatesDatabaseVersion 2.0, 2008. httrjs://m-seliq.ae.illinois.edu/ads/aircraft.html) Корневой профиль NACA 43018 с относительной толщиной 18% характеризуется утолщенной формой носовой части с повышенным значением радиуса носовой части, передним положениям максимальной толщины, а также малым значением угла наклона средней линии профиля к хорде на задней кромке профиля.
6
6
max
0
Расчетные значения аэродинамических характеристик профиля NACA 43018 с относительной толщиной 18% при взлетно-посадочном числе Маха М=0.15 и числе Рейнольдса Re=6⋅10 характеризуются умеренным значением коэффициента максимальной подъемной силы Cy≈1.65. На крейсерском режиме полета при числах М=0.5 и Re=10⋅10 и коэффициенте подъемной силы Су=0.5 профиль NACA 43018 характеризуется малыми значениями коэффициентов сопротивления Сх=0.0075 и продольного момента mz=0.01.
В 1980-х годах NASA разработал новую серию средне скоростных профилей крыла для региональных самолетов MS(1) с улучшенными аэродинамическими характеристиками (McGheeR.J, BeasleyW.D. Low-Speed Aerodynamic Characteristic sofa 17-Percent-Thick Medium-Speed Airfoil Designed for General Aviation Applications. NASATP 1786,1980).
Корневой профиль MS(1)-0318 с относительной толщиной 18% характеризуется: формой носовой части с значением радиуса носовой части верхнего контура большим по сравнению с радиусом носовой части нижнего контура; смещением назад положения максимальной вогнутости средней линии; средним положением по хорде максимальной толщины профиля, а также увеличенным значением угла наклона средней линии к хорде на задней кромке профиля.
max
zo
6
6
Расчетные значения аэродинамических характеристик профиля MS(1)-0318 характеризуются более высоким значением коэффициента максимальной подъемной силы (Cy≈1.76) на взлетно-посадочных режимах при числах М=0.15 и Re=6⋅10 и удовлетворительным уровнем значений коэффициентов сопротивления Сх=0.0083-0.0082 и момента тангажа (m≈-0.073) при крейсерских числах М=0.5, Re=10⋅10 при коэффициенте подъемной силы Су=0.5-0.6.
Профили серии MS(1) использованы в профилировках крыльев современных региональных самолетов, производимых в Швеции Saab 340, число построенных 459 и Saab 2000, число построенных 63 в Чехии LetL-610 и в Индонезии IPTN-250.
В крыльях современных отечественных региональных самолетов Ил-114 и Ан-140 использованы аэродинамические профили серии П-20, разработанные в 1960-х годах и аэродинамические профили серии П-301, разработанные в 1990-х годах. Данные профили уступают профилям NASA серии MS(1) как по уровню несущих свойств на взлетно-посадочных режимах, так и по сопротивлению на крейсерских режимах полета.
В качестве прототипа заявленного изобретения принят корневой аэродинамический профиль крыла серии MS(1)-0318 с максимальной относительной толщиной 18%, обладающий наилучшими значениями аэродинамических коэффициентов на взлетно-посадочных и крейсерских режимах полета.
0
Задачей и техническим результатом заявляемого аэродинамического профиля является увеличение коэффициента максимальной подъемной силы аэродинамического профиля на взлетно-посадочных режимах полета и снижение коэффициента сопротивления на крейсерских режимах полета без увеличения значения коэффициента продольного момента при нулевой подъемной силе mz.
Решение поставленной задачи и полученный технический результат достигаются тем, что предлагаемый аэродинамический профиль с максимальной относительной толщиной 18% хорды ВЫПОЛНЕН со следующим набором значений геометрических параметров, по методу PARSEC:
Значения относительных геометрических параметров профиля, выраженные в процентах, отнесены к его хорде.
Приведенные параметры геометрии заявляемого аэродинамического профиля по методу PARSEC определяют сущность заявляемого изобретения и его преимущества по аэродинамическим характеристикам по сравнению с профилем - прототипом и аналогами.
На фигуре 1 схематично показан набор параметров аэродинамических профилей крыла по методу PARSEC.
На фигуре 2 приведена геометрия заявляемого профиля крыла (А-18).
На фигуре 3 приведено сравнение геометрий и параметров по методу PARSEC, заявляемого профиля крыла (А18) и профиля крыла прототипа MS(1)-0318.
f
На фигуре 4 представлено сравнение средних линий Y (X) заявляемого профиля крыла (А18) и профиля крыла прототипа MS(1)-0318, характеризующее положения и величины максимальной вогнутости профилей.
t
На фигуре 5 представлено сравнение симметричных частей Y (X) заявляемого профиля крыла (А18) и профиля крыла-прототипа MS(1)-0318, характеризующее положения и величины максимальной толщины профилей.
6
На фигуре 6 приведены расчетные распределения коэффициентов давлений Ср(х) и аэродинамические коэффициенты заявляемого профиля крыла (А18) и профиля-крыла прототипа MS(1)-0318, рассчитанные на крейсерском режиме полета (М=0.5; Re=10⋅10) при фиксированных значениях коэффициента подъемной силы Су=0.5, 0.6 и 0.7.
6
На фигуре 7 представлено сравнение расчетных зависимостей аэродинамических коэффициентов подъемной силы (Су(α)), сопротивления (Су(Сх)), продольного момента (mz(Cy)) и аэродинамического качества (К(Су)) заявляемого профиля крыла (А18) и профиля крыла-прототипа MS(1)-0318, полученные на взлетно-посадочных режимах полета (М=0.15; Re=6⋅10).
Заявляемый аэродинамический профиль включает носовую часть округлой формы 1, верхний 2 и нижний 3 контуры, плавно сопрягающиеся с носовой частью 1 и формирующие толщину хвостовой части в области задней кромки 4 (фиг. 2).
Наиболее существенными отличиями заявляемого аэродинамического профиля от профиля - прототипа MS(1)-0318 являются смещения вперед к носовой части положения максимальных значений кривизны средней линии 5 (фиг. 4) и толщины профиля 6 (фиг. 5).
max
Из уровня техники известно, что смещения вперед к носовой части положения максимальных значений кривизны средней линии 5 (фиг. 4) и толщины профиля 6 (фиг. 5), приводят к увеличению коэффициента максимальной подъемной силы Cy на взлетно-посадочных режимах. Однако, при этом происходит увеличение сопротивления профиля на крейсерских режимах полета. Сущность заявляемого изобретения состоит в выполнении рационального сочетания приведенных наиболее существенных отличий с выполнением заявляемых значений параметров по методу PARSEC, аэродинамического профиля крыла регионального самолета.
0
Для увеличения коэффициента максимальной подъемной силы профиля на взлетно-посадочных режимах без приращения значения коэффициента продольного момента mz при нулевой подъемной силе,, а также снижения его сопротивления в крейсерском полете, предлагается выполнение аэродинамического профиля со следующими значениями геометрических параметров:
Значения относительных геометрических параметров профиля, выраженные в процентах, отнесены к его хорде.
Указанные отличия обеспечивают благоприятный характер обтекания профиля, характеризующийся низким уровнем значений коэффициента сопротивления в крейсерском полете при одновременном увеличении коэффициента максимальной подъемной силы и сохранении малых значений момента на взлетно-посадочных режимах, а также повышенным уровнем значений аэродинамического качества на режиме набора высоты по сравнению с аналогичными характеристиками профиля-прототипа MS(1)-0318 (фиг. 6).
te
Аэродинамический профиль крыла может быть адаптирован под конструктивные требования толщины задней кромки крыла (ΔY) путем изменения симметричной части хвостового участка профиля.
6
zo
Расчетные значения аэродинамических характеристик заявляемого профиля при крейсерских числах М=0.5, Re=10⋅10 и коэффициенте подъемной силы Су=0.5 характеризуются, по сравнению с прототипом, меньшими значениями коэффициентов сопротивления Сх=0.008 и продольного момента m≈-0.068 (фиг. 6).
6
max
На взлетно-посадочных режимах при числах М=0.15 и Re=6⋅10 заявленный аэродинамический профиль по сравнению с прототипом и аналогами обладает более высоким значением коэффициента Cy≈1.92 (фиг. 7).