региональный самолет

Формула изобретения

Региональный самолет, содержащий фюзеляж, крыло, горизонтальное и вертикальное оперение, силовую установку из не менее чем двух двигателей, расположенных либо в хвостовой части самолета, либо на крыле, отличающийся тем, что на самолете установлено прямое крыло, сформированное как единая пространственная система из единого базового профиля, который модифицирован по размаху таким образом, чтобы корневой профиль крыла обеспечивал выполнение условия максимума значений Мк* и Mzo при умеренных значениях Cymax, а концевой профиль крыла обеспечивал условие максимума Cymax, и стреловидное горизонтальное оперение с углами стреловидности ˜18-24° со сверхкритическими профилями, которые сформированы по средним линиям, имеющим на участке от 10 до 40% местных хорд "полочный" характер с отношением соответствующих ординат средних линий 0,75-1,0, при этом относительная толщина крыла С меняется от 0,17 до 0,13, углы крутки крыла - от +2,5 до -1,5 градуса по размаху крыла по линейному закону, углы крутки профилей оперения выполнены постоянными.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования самолетов любых типов.

Известны различные схемы региональных самолетов (см. энциклопедию "Авиация" под редакцией Г.П.Свищева, издательство "Российские энциклопедии", М., 1988 г., журнал Aviation Week & Space Technology от 13 мая 2002 года, справочник Jane's "All the world aircraft" (Jane information group, ежегодно)). Ближайшим прототипом предлагаемого решения является самолет SAAB 2000, который по всем характеристикам превосходит аналогичные самолеты своего класса.

Особенностью региональных самолетов является необходимость нахождения наилучшего компромисса между взлетно-посадочными характеристиками (самолет должен использовать предельно малые ВПП с любым видом покрытия) и крейсерскими режимами (необходимо сокращать время полета). Для оптимального решения задач взлета и посадки желательно применение прямого крыла, а для получения необходимых скоростных качеств желательно применение стреловидных крыльев. При этом на всех известных самолетах после выбора стреловидности крыла стреловидность оперения устанавливается такой же. Для обеспечения заданных взлетно-посадочных характеристик при этом требуется сложная механизация.

Целью настоящего изобретения является упрощение конструкции и снижение веса самолета при обеспечении эксплуатационных скоростей полета самолета до скоростей, соответствующих числам М=0,7.

Для достижения этой цели на самолете устанавливаются прямое крыло, сформированное как единая пространственная система из единого базового профиля, который модифицирован по размаху таким образом, чтобы корневой профиль крыла обеспечивал выполнение условия максимума значений Мк* и Mzo при умеренных значениях Cymax, а концевой профиль крыла обеспечивал условие максимума Cymax, и стреловидное горизонтальное оперение, с углами стреловидности ˜18-24° со сверхкритическими профилями, которые установлены по средним линиям, имеющим на участке от 10 до 40% местных хорд "полочный" характер с отношением соответствующих ординат средних линий 0,75-1,0, при этом относительная толщина крыла С меняется от 0,16 до 0,13, углы крутки крыла от +2,5 до -1,5 градуса по размаху крыла по линейному закону, углы крутки профилей оперения выполнены постоянными.

На фиг.1 показана схема предлагаемого самолета в плане. На фиг.2 показано сечение корневого профиля крыла. На фиг.3 - сечение концевого профиля крыла. На фиг.4 приведен закон изменения угла геометрической крутки предлагаемого крыла по размаху. На фиг.5 дан примерный закон изменения максимальной относительной толщины крыла по размаху крыла. На фиг.6 показано сечение профиля горизонтального оперения. На фиг.7 показано положение средних линий типовых профилей крыла и оперения. На фиг.8 приведены экспериментальные зависимости, характеризующие самолет по углам атаки. На фиг.9 дано изменение максимального качества предлагаемого самолета по числам М, полученное в аэродинамических испытаниях. На фиг.10 показано влияние механизации.

Предлагаемый самолет состоит из фюзеляжа 1, крыла 2, двигателей 3, горизонтального 4 и вертикального 5 оперений. Системы и конструкция салона условно не показаны и могут быть выбраны из условий поставленной транспортной задачи.

Крыло 2 имеет нулевой угол стреловидности по заднему 6 и переднему 7 лонжеронам и известными методами закреплено с фюзеляжем самолета 1 (фиг.1).

Сечения крыла образованы профилями единого семейства 9 (фиг.2 и 3). В связи с разными поставленными перед профилями задачами по внешнему виду профили по размаху существенно меняются. Концевой профиль (фиг.2) в основном определяет крыльевые значения Мкр* и М о и обслуживает большую площадь. При выборе профиля ожесточались ограничения на Мкр* и М о, а полученное значение Cymax выбиралось умеренным. Концевой профиль (фиг.3) определяет Cymax крыла, так как срыв на больших углах атаки на крыле с сужением происходит (при прочих равных условиях) ближе к концу. Учитывая, что и число Рейнольдса к концу крыла убывает, в предлагаемом решении добиваются для концевого профиля значительного превышения по несущим свойствам над корневым профилем. Учитывая малую обслуживаемую площадь, можно ослабить ограничение на продольный момент (т.е. разрешить увеличенную вогнутость) и не гнаться за большими Мкр*. Из конструктивных соображений важно, что при такой компановке крыла удается применять толстые профили (17%>С>12%) (фиг.5), позволяющие иметь большие объемы для размещения топлива.

Горизонтальное оперение выполнено стреловидным (фиг.1). При этом учитывается, что меньшие площади оперения и разные задачи, стоящие перед крылом и оперением, не требуют максимальной реализации несущих свойств профиля оперения. Профиль выбирается многорежимным из числа хорошо изученных классических или сверхкритических профилей (фиг.6).

Для сравнения на фиг.7 показаны средние линии типовых профилей, которые использованы для формирования системы крыла и горизонтального оперения.

На фиг.8 приведены экспериментальные характеристики модели предлагаемого самолета, полученные в аэродинамической трубе. Для сравнения приведены известные характеристики модели самолета Як-40.

На фиг.9 приведены максимальные значения аэродинамического качества Кмах, полученные в трубных экспериментах. Для сравнения приведены данные по аналогичной модели со стреловидным крылом.

На фиг.10 показано изменение характеристик при применении механизации.

Из графиков хорошо видно, что предлагаемая схема действительно обеспечивает высокие характеристики до скоростей полета, соответствующих числу М=0,7 на Су˜0,42. При этом самолет устойчив, отсутствуют большие отрицательные значений коэффициента m_zo в отличие от стреловидных компоновок.

Увеличение максимальных крейсерских скоростей (чисел М) обусловлено тем, что верхняя поверхность крыла спроектирована так, что максимальное разрежение на ней не превышает допустимых значений коэффициента давления на расчетном режиме (М _расч=0,80) и поэтому волновые потери являются относительно слабыми. К тому же уменьшение углов наклона верхней поверхности в хвостовой части профилей на предлагаемом крыле устраняет возможность возникновения ранних отрывов на расчетных крейсерских режимах.

Выбранное стреловидное оперение не ограничивает критическое значение скорости (числа М), так как выбирается из условия оптимальности для максимального скоростного режима.

На взлетно-посадочных режимах удается реализовать в полном объеме преимущества прямого крыла, что позволяет упростить механизацию крыла и существенно снизить массу.

В целом отмеченные особенности способствуют снижению массы самолета, уменьшению сопротивления, повышению значений К_мах.

Все отмеченные качества и преимущества предложенного решения подтверждены расчетами и аэродинамическими испытаниями.