Крыло летательного аппарата и его мотогондола

Предлагаемая полезная модель относится к авиационной технике. Полезная модель может быть использована при разработке компоновок перспективных средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов с двигателями большой и сверхбольшой степени двухконтурности, расположенных на верхней поверхности крыла и обеспечивающих экранирование шума на местности крылом и расширенным диапазоном условий базирования.
2
∧
Разработка концепции перспективных магистральных и региональных самолетов в том числе нетрадиционной схемы (расположение мотогондолы над крылом, крыло сложной пространственной формы и т.д.) со стреловидными крыльями, обеспечивающих снижение аварийности, шума, эмиссии NOx, расхода топлива и эмиссии СО, удельной стоимости разработки и жизненного цикла ЛА в соответствии с целевыми показателями гражданских самолетов 2025-2030 годов.
Предлагаемое техническое решение направлено на улучшение обтекание крыла, мотогондолы и фюзеляжа, вследствие чего при трансзвуковых и околозвуковых скоростях полета можно достичь больших значений коэффициента подъемной силы Су, снизить величины сопротивления и как следствие повысить топливную эффективность, за счет оптимального расположения мотогондолы двигателя над крылом самолета при сохранении высокой крейсерской скорости полета самолета (М≥0.8).
Известно несколько примеров самолетов с мотогондолой двигателей, расположенных на крыле на пилоне.
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, МПК B64D 27/00, 2005 год, С2). 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.: ACT: 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.
Прототипом предлагаемого технического решения является мотогондола двигателя на крыле летательного аппарата (Патент РФ №2614870 МПК B64D 27/02, опуб. 30.03.2017 г.), 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÷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.
доп
Общими недостатками для всех рассмотренных выше компоновок является: большая потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,78; ухудшение обтекания крыла и мотогондолы вследствие ее необтимального положения и, как следствие, образование преждевременного отрыва потока на верхней поверхности крыла и уменьшение предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы (Су.) и, следовательно, снижение безопасности полета; изменение режима работы двигателя, влияющую на несущие свойства самолета и, следовательно, на топливную эффективность.
Задачей и техническим результатом создания полезной модели является достижение полезной аэродинамической интерференции крыла и мотогондолы двигателя и обеспечение крейсерской скорости полета до числа Маха М≥0,8 при сохранении высокого уровня аэродинамического качества.
Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что крыло летательного аппарата и мотогондола двигателя, установленная на стреловидном крыле со сверхкритическими профилями, выполнено со стреловидностью χ=28-35°, относительная толщина профиля в бортовом сечении крыла имеет величину 14-16%, относительная толщина профиля в сечении крыла, проходящем через плоскость симметрии пилона, 11-12%, при этом мотогондола установлена так, что расстояние от передней кромки входного сечения мотогондолы до передней кромки крыла по оси X составляет 0.81÷1.0 средней аэродинамической хорды крыла, а расстояние от нижней точки внешнего контура мотогондолы до верхней поверхности крыла по оси У составляет 0.15÷0.2 средней аэродинамической хорды крыла.
Полезная модель поясняется фигурами:
на фиг. 1 - показан общий вид установки мотогондолы двигателя на пилоне над крылом,
на фиг. 2 - типовой профиль крыла,
на фиг. 3 -распределение циркуляции и коэффициента подъемной силы,
на фиг. 4 - распределение давления в сечениях крыла по размаху;
на фиг. 5 - характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,
доп
на фиг.6 - зависимость предельно допустимого значения Су (Су) от числа Маха М
Предлагаемая полезная модель содержит стреловидное крыло 1 (фиг. 1), состоящее из сверхкритических профилей (фиг. 2) и мотогондолу двигателя 2 на пилоне 3. Крыло выполнено со стреловидностью χ=28-35°, относительная толщина профиля в бортовом сечении крыла имеет величину 14-16%, относительная толщина профиля в сечении крыла, проходящем через плоскость симметрии пилона, 11-12%, при этом мотогондола установлена так, что расстояние от передней кромки входного сечения мотогондолы до передней кромки крыла по оси X составляет 0.81÷1.0 средней аэродинамической хорды крыла, а расстояние от нижней точки внешнего контура мотогондолы до верхней поверхности крыла по оси У составляет 0.15÷0.2 средней аэродинамической хорды крыла.
доп
Компоновка крыла с мотогондолой получена путем многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования поверхности крыла, мотогондолы и пилона для достижения скорости полета до М=0.8-0.92, максимального аэродинамического качества и высокого значения величины Су (0.8÷1.0).
Крыло летательного аппарата 1 имеет закон распределения нагрузки (фиг. 3) близкий по значениям к эллиптическому, такое распределение позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших значениях коэффициента подъемной силы Су, снизить величину изгибающего момента и защитить концевые сечения от преждевременного отрыва потока.
Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета М=0.75-0.92. На фиг. 4 приведено характерное распределение давления в сечениях крыла по размаху. Результаты расчетов показали, что предлагаемое крыло имеет безотрывный характер обтекания (фиг. 5) верхней поверхности крыла во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки и чисел Маха М.
доп
Выполнено сравнение величины предельно допустимого значения Су выполнена на основе анализа картины обтекания верхней поверхности крыла, фиг. 6. Показано, что можно обеспечить уровень сопротивления интерференции и значение величины предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы Су (Су) как у самолета с двигателями под крылом и большее чем у прототипа на 2-5%.
Использование предлагаемой компоновки обеспечивает крейсерскую скорость полета до числа Маха М=0.8-0.92 при сохранении величины аэродинамического качества, а в перспективе может обеспечить прирост аэродинамического качества до 10% по сравнению с используемыми аналогичными компоновками.