[1]Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке новых компоновок крыльев региональных пассажирских и транспортных самолетов.
[2]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,
[3]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 Cymax 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 mz0.
[4]Форма аэродинамических профилей крыла оказывает большое влияние на аэродинамические характеристики крыла самолета.
[5]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).
[6]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.).
[7]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.
[8]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.
[9]
[10]Графические представления приведенных параметров заявляемого аэродинамического профиля крыла и его прототипа представлены на фигуре 1.
[11]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.
[12]Однако, значения аэродинамических коэффициентов профилей крыльев существенно различаются при испытаниях в различных аэродинамических трубах из-за различий влияния границ потока на получаемые результаты.
[13]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.
[14]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.
[15]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.
[16]Расчетные значения аэродинамических характеристик профиля NACA 43018 с относительной толщиной 18% при взлетно-посадочном числе Маха М=0.15 и числе Рейнольдса Re=6⋅106 характеризуются умеренным значением коэффициента максимальной подъемной силы Cymax≈1.65. На крейсерском режиме полета при числах М=0.5 и Re=10⋅106 и коэффициенте подъемной силы Су=0.5 профиль NACA 43018 характеризуется малыми значениями коэффициентов сопротивления Сх=0.0075 и продольного момента mz0=0.01.
[17]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).
[18]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.
[19]Расчетные значения аэродинамических характеристик профиля MS(1)-0318 характеризуются более высоким значением коэффициента максимальной подъемной силы (Cymax≈1.76) на взлетно-посадочных режимах при числах М=0.15 и Re=6⋅106 и удовлетворительным уровнем значений коэффициентов сопротивления Сх=0.0083-0.0082 и момента тангажа (mzo≈-0.073) при крейсерских числах М=0.5, Re=10⋅106 при коэффициенте подъемной силы Су=0.5-0.6.
[20]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.
[21]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.
[22]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.
[23]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 mz0.
[24]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:
[25]
[26]Значения относительных геометрических параметров профиля, выраженные в процентах, отнесены к его хорде.
[27]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.
[28]На фигуре 1 схематично показан набор параметров аэродинамических профилей крыла по методу PARSEC.
[29]На фигуре 2 приведена геометрия заявляемого профиля крыла (А-18).
[30]На фигуре 3 приведено сравнение геометрий и параметров по методу PARSEC, заявляемого профиля крыла (А18) и профиля крыла прототипа MS(1)-0318.
[31]На фигуре 4 представлено сравнение средних линий Yf (X) заявляемого профиля крыла (А18) и профиля крыла прототипа MS(1)-0318, характеризующее положения и величины максимальной вогнутости профилей.
[32]На фигуре 5 представлено сравнение симметричных частей Yt (X) заявляемого профиля крыла (А18) и профиля крыла-прототипа MS(1)-0318, характеризующее положения и величины максимальной толщины профилей.
[33]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⋅106) при фиксированных значениях коэффициента подъемной силы Су=0.5, 0.6 и 0.7.
[34]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⋅106).
[35]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).
[36]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).
[37]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 Cymax 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.
[38]Для увеличения коэффициента максимальной подъемной силы профиля на взлетно-посадочных режимах без приращения значения коэффициента продольного момента mz0 при нулевой подъемной силе,, а также снижения его сопротивления в крейсерском полете, предлагается выполнение аэродинамического профиля со следующими значениями геометрических параметров:
[39]
[40]Значения относительных геометрических параметров профиля, выраженные в процентах, отнесены к его хорде.
[41]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).
[42]Аэродинамический профиль крыла может быть адаптирован под конструктивные требования толщины задней кромки крыла (ΔYte) путем изменения симметричной части хвостового участка профиля.
[43]Расчетные значения аэродинамических характеристик заявляемого профиля при крейсерских числах М=0.5, Re=10⋅106 и коэффициенте подъемной силы Су=0.5 характеризуются, по сравнению с прототипом, меньшими значениями коэффициентов сопротивления Сх=0.008 и продольного момента mzo≈-0.068 (фиг. 6).
[44]На взлетно-посадочных режимах при числах М=0.15 и Re=6⋅106 заявленный аэродинамический профиль по сравнению с прототипом и аналогами обладает более высоким значением коэффициента Cymax≈1.92 (фиг. 7).
