RU143725U1 - Subsonic Passenger Airplane - Google Patents
Subsonic Passenger Airplane Download PDFInfo
- Publication number
- RU143725U1 RU143725U1 RU2013154486/11U RU2013154486U RU143725U1 RU 143725 U1 RU143725 U1 RU 143725U1 RU 2013154486/11 U RU2013154486/11 U RU 2013154486/11U RU 2013154486 U RU2013154486 U RU 2013154486U RU 143725 U1 RU143725 U1 RU 143725U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- range
- subsonic
- fuselage
- aircraft according
- Prior art date
Links
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims abstract description 12
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
- 150000003839 salts Chemical class 0.000 description 1
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
1. Дозвуковой пассажирский самолёт, содержащий фюзеляж, хвостовое оперение, низко расположенное механизированное стреловидное крыло, выполненное с удлинением, со средней аэродинамической хордой, смещенной от носа самолета, со стреловидностью по линии четверти хорд и со сверхкритическими опорными профилями, расположенными под изменяющимися по размаху консоли установочными углами крутки, два турбореактивных двигателя, мотогондолы которых посредством пилонов установлены под консолями крыла, а также хвостовое оперение с рулями высоты и направления и трёхопорное убираемое шасси, отличающийся тем, что крыло выполнено с удлинением λ≥11,3, а средняя аэродинамическая хорда крыла расположена на расстоянии 0,39-0,41 длины фюзеляжа от носа самолета.2. Дозвуковой пассажирский самолёт по п. 1, отличающийся тем, что установочные углы крутки сверхкритических опорных профилей крыла выполнены изменяющимися по размаху консоли в диапазоне от φ=3,5° до φ=0,8°, мотогондолы турбореактивных двигателей выполнены с размерами, соответствующими тяге каждого из них в диапазоне от R=0,14 до R=0,19 максимального взлётного веса самолёта при одинаковой степени двухконтурности этих двигателей в диапазоне от m=8,0 до m=13,0.3. Дозвуковой пассажирский самолёт по п. 1, отличающийся тем, что фюзеляж на участке пассажирского салона выполнен овалообразным.4. Дозвуковой пассажирский самолёт по п. 1, отличающийся тем, что мотогондолы турбореактивных двигателей установлены на расстояниях: от передней плоскости мотогондолы по её оси до передней кромки крыла в плоскости симметрии мотогондолы - в диапазоне от γ=1,1 до γ=1,2 средней аэродинамической хорды крыла и от ос�1. Subsonic passenger aircraft containing the fuselage, tail, low-lying mechanized swept wing, made with elongation, with an average aerodynamic chord, offset from the nose of the aircraft, with sweep along the quarter line of the chords and with supercritical supporting profiles located under the varying span of the console installation angles of twist, two turbojet engines, the engine nacelles of which by means of pylons are installed under the wing consoles, as well as the tail unit with elevators and directions and tricycle retractable landing gear, characterized in that the wing is made with an elongation of λ≥11.3, and the average aerodynamic chord of the wing is located at a distance of 0.39-0.41 the length of the fuselage from the nose of the aircraft. 2. A subsonic passenger aircraft according to claim 1, characterized in that the installation angles of rotation of the supercritical support wing profiles are made varying in the span of the console in the range from φ = 3.5 ° to φ = 0.8 °, the nacelles of turbojet engines are made with dimensions corresponding to the thrust each of them in the range from R = 0.14 to R = 0.19 of the maximum take-off weight of the aircraft with the same bypass ratio of these engines in the range from m = 8.0 to m = 13.0.3. Subsonic passenger aircraft according to claim 1, characterized in that the fuselage in the passenger compartment is oval-shaped. 4. A subsonic passenger aircraft according to claim 1, characterized in that the engine nacelles of turbojet engines are installed at distances: from the front plane of the engine nacelle along its axis to the front edge of the wing in the plane of symmetry of the engine nacelle in the range from γ = 1.1 to γ = 1.2 average aerodynamic chords of the wing and from
Description
Область техники, к которой относится полезная модельThe technical field to which the utility model relates.
Полезная модель относится к области авиации, а более конкретно - к дозвуковым пассажирским самолетам.The utility model relates to the field of aviation, and more specifically to subsonic passenger aircraft.
Уровень техникиState of the art
Из уровня техники известно множество типов пассажирских самолетов. Известны самолеты, содержащие фюзеляж, крыло, управляющие и стабилизирующие поверхности, два двигателя, закрепленные на соответствующих консолях крыла, имеющих вогнутый профиль нижних поверхностей (см. Микеладзе В.Г., Титов В.М. «Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет». Справочник. - М.: машиностроение, 1982).Many types of passenger aircraft are known in the art. Known aircraft containing the fuselage, wing, control and stabilizing surfaces, two engines mounted on the corresponding consoles of the wing, having a concave profile of the lower surfaces (see Mikeladze V.G., Titov V.M. "Basic geometric and aerodynamic characteristics of aircraft and missiles ". Handbook. - M .: mechanical engineering, 1982).
Из публикации патента RU 2277058 С2, опубл. 10.03.2003, известен магистральный самолет переменной пассажировместимости, который состоит из фюзеляжа, стреловидного крыла, вертикального и горизонтального оперения, рулей направления и высоты, органов управления, самолетных систем и оборудования. Крыло образовано центропланом и переходными отсеками, формирующими общую площадь крыла как прямую функцию полезной нагрузки, причем соотношение размеров переходного отсека и отъемной части крыла выбирают из условия сохранения отношения координат центра давления и средней аэродинамической хорды приблизительно постоянным.From the publication of patent RU 2277058 C2, publ. 03/10/2003, the main aircraft of variable passenger capacity is known, which consists of the fuselage, swept wing, vertical and horizontal tail, rudders and altitude, controls, aircraft systems and equipment. The wing is formed by the center section and the transition compartments, forming the total wing area as a direct function of the payload, and the ratio of the size of the transition compartment and the detachable part of the wing is selected from the condition that the ratio of the coordinates of the center of pressure and the average aerodynamic chord is approximately constant.
Наиболее близким аналогом заявленной полезной модели является самолет ближне-среднемагистральный, см. патент РФ №2384463, опубл. 20.03.2010. Ближне-среднемагистральный самолет содержит низко расположенное механизированное крыло, средняя аэродинамическая хорда которого находится на расстоянии 0,41-042 длины фюзеляжа от носа самолета, при удлинении λ≥11,5, стреловидности по линии четверти хорд χ≥26,5° и со сверхкритическими профилями, расположенными под изменяющимися по размаху консоли установочными углами крутки, два турбореактивных двигателя, мотогондолы которых посредством пилонов установлены под консолями крыла, а также хвостовое оперение с рулями высоты и направления и трехопорное убираемое шасси. Сочетание конструктивных элементов указанного самолета, а также расположение средней аэродинамической хорды крыла не является оптимальным, вследствие чего не обеспечивается достижение наилучших летно-технических характеристик самолета.The closest analogue of the claimed utility model is a short-medium-range aircraft, see RF patent No. 2384463, publ. 03/20/2010. The near-medium-haul aircraft contains a low-lying mechanized wing, the average aerodynamic chord of which is located at a distance of 0.41-042 the length of the fuselage from the nose of the aircraft, with elongation λ≥11.5, sweep along the quarter line of the chords χ≥26.5 ° and with supercritical profiles located under the variable twist angles of the console, two turbojet engines, the engine nacelles of which are mounted under the wing consoles using pylons, as well as the tail unit with elevators and rudders hopornoe landing gear. The combination of structural elements of the specified aircraft, as well as the location of the average aerodynamic chord of the wing is not optimal, as a result of which the achievement of the best flight performance of the aircraft is not ensured.
Сущность полезной моделиUtility Model Essence
Задачей, решаемой заявленной полезной моделью является снижение эксплуатационных расходов.The problem solved by the claimed utility model is to reduce operating costs.
Технический результат заявленной полезной модели заключается в снижении расходов, в том числе топлива, при эксплуатации самолета за счет улучшения летно-технических характеристик путем снижения балансировочных потерь.The technical result of the claimed utility model is to reduce costs, including fuel, during operation of the aircraft by improving flight performance by reducing balancing losses.
Указанный технический результат достигается предлагаемым дозвуковым пассажирским самолетом, содержащим фюзеляж, хвостовое оперение, низко расположенное механизированное стреловидное крыло, выполненное с удлинением, со средней аэродинамической хордой, смещенной от носа самолета, со стреловидностью по линии четверти хорд и со сверхкритическими опорными профилями, расположенными под изменяющимися по размаху консоли установочными углами крутки, два турбореактивных двигателя, мотогондолы которых посредством пилонов установлены под консолями крыла, а также хвостовое оперение с рулями высоты и направления и трехопорное убираемое шасси, причем крыло предлагаемого дозвукового пассажирского самолета выполнено с удлинением λ≥11,3, а средняя аэродинамическая хорда крыла расположена на расстоянии 0,39-0,41 длины фюзеляжа от носа самолета.The specified technical result is achieved by the proposed subsonic passenger aircraft containing the fuselage, tail, low-lying mechanized swept wing, made with elongation, with an average aerodynamic chord, offset from the nose of the aircraft, with sweep along the quarter of the chords and with supercritical support profiles located under the changing according to the scope of the console with the installation angles of twist, two turbojet engines, the engine nacelles of which are installed under p with wing salts, as well as tail unit with elevators and rudders and a three-leg retractable landing gear, the wing of the proposed subsonic passenger aircraft is made with lengthening λ≥11.3, and the average aerodynamic chord of the wing is located at a distance of 0.39-0.41 of the fuselage length from nose of the plane.
В одном из вариантов реализации предлагаемого дозвукового пассажирского самолета, установочные углы крутки сверхкритических опорных профилей крыла выполнены изменяющимися по размаху консоли в диапазоне от φ=3,5° до φ=0,8°, мотогондолы турбореактивных двигателей выполнены с размерами, соответствующими тяге каждого из них в диапазоне от R=0,14 до R=0,19 максимального взлетного веса самолета при одинаковой степени двухконтурности этих двигателей в диапазоне от m=8,0 до m=13,0,In one embodiment of the proposed subsonic passenger aircraft, the installation angles of rotation of the supercritical support wing profiles are made varying in the span of the console in the range from φ = 3.5 ° to φ = 0.8 °, the nacelles of turbojet engines are made with dimensions corresponding to the thrust of each them in the range from R = 0.14 to R = 0.19 of the maximum take-off weight of the aircraft with the same degree of bypass of these engines in the range from m = 8.0 to m = 13.0,
В другом варианте реализации предлагаемой полезной модели фюзеляж на участке пассажирского салона выполнен овалообразным.In another embodiment of the proposed utility model, the fuselage in the passenger compartment is oval-shaped.
В частном случае выполнения предлагаемой полезной модели мотогондолы турбореактивных двигателей установлены на расстояниях: от передней плоскости мотогондолы по ее оси до передней кромки крыла в плоскости симметрии мотогондолы - в диапазоне от γ=1,1 до γ=1,2 средней аэродинамической хорды крыла и от оси мотогондолы до хорды крыла в плоскости установки мотогондолы - в диапазоне от ε=0,25 до ε=0,45 средней аэродинамической хорды крыла.In the particular case of the implementation of the proposed utility model, the nacelles of turbojet engines are installed at distances: from the front plane of the nacelle along its axis to the front edge of the wing in the plane of symmetry of the nacelle - in the range from γ = 1.1 to γ = 1.2 of the average aerodynamic wing chord and from the axis of the nacelle to the wing chord in the plane of installation of the nacelle - in the range from ε = 0.25 to ε = 0.45 of the average aerodynamic chord of the wing.
В другом частном случае выполнения предлагаемой полезной модели левый и правый турбореактивный двигатель и его мотогондола расположены относительно плоскости симметрии самолета под положительным углом в диапазоне от µ=1,4° до µ=1,6° к оси турбореактивного двигателя, а в вертикальной плоскости симметрии мотогондола левого и правого турбореактивного двигателя расположена под положительным углом в диапазоне от θ=1,8° до θ=2,2°.In another particular case of the proposed utility model, the left and right turbojet engines and their engine nacelles are located relative to the plane of symmetry of the aircraft at a positive angle in the range from µ = 1.4 ° to µ = 1.6 ° to the axis of the turbojet, and in the vertical plane of symmetry the engine nacelle of the left and right turbojet engine is located at a positive angle in the range from θ = 1.8 ° to θ = 2.2 °.
Еще в одном варианте реализации предлагаемой полезной модели стреловидность крыла по линии четверти хорд выполнена в диапазоне от χ=25° до χ=30°.In another embodiment of the proposed utility model, the wing sweep along the quarter-chord line is made in the range from χ = 25 ° to χ = 30 °.
В другом варианте реализации предлагаемой полезной модели крыла выполнено с сужением в диапазоне от η=3,0 до η=4,0.In another embodiment, the proposed utility model of the wing is made with a narrowing in the range from η = 3.0 to η = 4.0.
Также, еще в одном варианте реализации предлагаемой полезной модели средняя аэродинамическая хорда крыла составляет от ba=0,09 до Ьа=0,10 его размаха.Also, in yet another embodiment of the proposed utility model, the average aerodynamic chord of the wing is from b a = 0.09 to ba = 0.10 of its span.
Еще в одном варианте реализации предлагаемой полезной модели каждая консоль крыла установлена под углом поперечного V в диапазоне от ψ=4,5° до ψ=5,5°.In another embodiment of the proposed utility model, each wing console is mounted at an angle of transverse V in the range from ψ = 4.5 ° to ψ = 5.5 °.
Еще в одном из вариантов реализации предлагаемой полезной модели каждая консоль крыла выполнена с прямолинейная - корневой и стреловидной задней кромкой, сопряженных по кривой, описываемой сплайном третьего порядка.In another embodiment of the proposed utility model, each wing console is made with a rectilinear - root and swept trailing edge, mated along a curve described by a third-order spline.
Также, еще в одном частном случае реализации предлагаемой полезной модели овалообразная наружная поверхность фюзеляжа на участке пассажирского салона выполнена с отношением высоты к ширине в диапазоне от ∑=0,90 до ∑=0,98.Also, in another particular case of the implementation of the proposed utility model, the oval-shaped outer surface of the fuselage in the passenger compartment is made with a height to width ratio in the range from ∑ = 0.90 to ∑ = 0.98.
В другом варианте реализации предлагаемой полезной модели фюзеляж выполнен с участком пассажирского салона с креслами, при этом ширина прохода на участке пассажирского салона фюзеляжа между креслами выполнена с возможностью обеспечения прохода пассажира при нахождении в упомянутом проходе стюардессы или стюарда с тележкой по меньшей мере и составляет по меньшей мере 1,3 ширины спинки пассажирского кресла.In another embodiment of the proposed utility model, the fuselage is made with a section of the passenger compartment with seats, while the width of the passage on the section of the passenger compartment of the fuselage between the seats is configured to provide a passage for the passenger when the stewardess or steward with the trolley is in the passage and at least is at least at least 1.3 the width of the backrest of a passenger seat.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
Детали, признаки, а также преимущества настоящей полезной модели следуют из описания примеров выполнения заявленной полезной модели с использованием чертежей, на которых показано:Details, features, and also advantages of the present utility model follow from the description of examples of the implementation of the claimed utility model using the drawings, which show:
фиг. 1 - общий вид самолета, вид сбоку;FIG. 1 - general view of the aircraft, side view;
фиг. 2 - общий вид самолета, вид сверху;FIG. 2 - general view of the aircraft, top view;
фиг. 3 - общий вид самолета, вид спереди;FIG. 3 - general view of the aircraft, front view;
фиг. 4 - сечение А-А.FIG. 4 - section AA.
На фигурах позициями обозначены следующие элементы конструкции предлагаемого дозвукового пассажирского самолета:In the figures, the positions indicate the following structural elements of the proposed subsonic passenger aircraft:
фюзеляж (1); крыло (2); правая консоль крыла (3); левая консоль крыла (4); корневая задняя кромка консолей крыла (5); стреловидная задняя кромка консолей крыла (6); кривая (7); элерон (8); секционные предкрылки (9); воздушный тормоз (10); интерцептор (11); закрылки (12); участок пассажирского салона (13); мотогондола (14); пилон (15); горизонтальное хвостовое оперение (16); вертикальное хвостовое оперение (17); руль высоты (18); руль направления (19); переднее шасси (20); основное шасси (21).fuselage (1); wing (2); right wing console (3); left wing console (4); the root trailing edge of the wing consoles (5); swept trailing edge of wing consoles (6); curve (7); aileron (8); sectional slats (9); air brake (10); interceptor (11); flaps (12); section of the passenger compartment (13); engine nacelle (14); pylon (15); horizontal tail (16); vertical tail (17); elevator (18); rudder (19); front chassis (20); main chassis (21).
Раскрытие полезной моделиUtility Model Disclosure
Заявленный пассажирский самолет обеспечивает на вместимость от 150 до 180 пассажиров и дальность полета в диапазоне от H=3500 до H=5000 км.The claimed passenger aircraft provides for a capacity of from 150 to 180 passengers and a flight range in the range from H = 3500 to H = 5000 km.
Самолет содержит низко расположенное относительно фюзеляжа (1) механизированное стреловидное крыло (2).The aircraft contains a low-lying relative to the fuselage (1) mechanized swept wing (2).
Крыло (2) выполнено с удлинением λ≥11,3, со стреловидностью по линии четверти хорд в диапазоне от χ=25° до χ=30°, с сужением в диапазоне от η=3,0 до η=4,0, со средней аэродинамической хордой в диапазоне от ba=0,09 до ba=0,10 размаха крыла 2. При этом средняя аэродинамическая хорда крыла расположена на расстоянии 0,39-0,41 длины фюзеляжа от носа самолета.Wing (2) is made with lengthening λ≥11.3, with sweep along the quarter-chord line in the range from χ = 25 ° to χ = 30 °, with a narrowing in the range from η = 3.0 to η = 4.0, with the average aerodynamic chord in the range from b a = 0.09 to b a = 0.10 of the wingspan 2. The average aerodynamic chord of the wing is located at a distance of 0.39-0.41 the length of the fuselage from the nose of the aircraft.
Крыло (2) образовано сверхкритическими опорными профилями (на фиг. не показаны), которые расположены под установочными углами стапельной крутки, изменяющимися по размаху консоли (3) или (4) в диапазоне от φ=3,5° до φ=0,8°.The wing (2) is formed by supercritical support profiles (not shown in Fig.), Which are located at the installation angles of the slip twist, varying in the span of the console (3) or (4) in the range from φ = 3.5 ° to φ = 0.8 °.
Правая (3) и левая (4) консоли крыла (2) установлены под углом поперечного V в диапазоне от ψ=4,5° до ψ=5,5°.The right (3) and left (4) wing consoles (2) are installed at an angle of transverse V in the range from ψ = 4.5 ° to ψ = 5.5 °.
Прямолинейные корневая (5) задняя кромка и стреловидная (6) задняя кромка правой (3) и левой (4) консолей крыла (2) сопряжены по кривой (7), описываемой сплайном третьего порядка.The rectilinear root (5) trailing edge and swept (6) trailing edge of the right (3) and left (4) wing consoles (2) are conjugated along curve (7), described by a third-order spline.
Механизация правого (3) и левого консолей (4) крыла (2) включает элерон (8), секционированные предкрылки (9), воздушный тормоз (10), интерцепторы (11) и закрылки (12).Mechanization of the right (3) and left wing consoles (4) of the wing (2) includes aileron (8), sectioned slats (9), air brake (10), spoilers (11) and flaps (12).
Наружная поверхность фюзеляжа (1) на участке (13) пассажирского салона выполнена овалообразной с отношением высоты к ширине в диапазоне от ∑=0,90 до ∑=0,98.The outer surface of the fuselage (1) in the section (13) of the passenger compartment is oval-shaped with a height to width ratio in the range from ∑ = 0.90 to ∑ = 0.98.
Ширина прохода на участке (13) пассажирского салона фюзеляжа (1) между креслами выполнена с возможностью прохода пассажира средней комплекции при нахождении в проходе стюардессы с тележкой (фиг. 4).The width of the aisle in the section (13) of the passenger compartment of the fuselage (1) between the seats is made with the possibility of the passage of a medium-sized passenger while the stewardess with a trolley is in the aisle (Fig. 4).
Самолет содержит два турбореактивных двигателя (на фиг. не показаны) с одинаковой степенью двухконтурности в диапазоне от m=8,0 до m=13,0 и тягой каждого из них в диапазоне от R=0,14 до R=0,19 максимального взлетного веса самолета.The aircraft contains two turbojet engines (not shown in FIG.) With the same bypass ratio in the range from m = 8.0 to m = 13.0 and with a thrust of each of them in the range from R = 0.14 to R = 0.19 maximum take-off weight of the aircraft.
Мотогондолы (14) турбореактивных двигателей выполнены с размерами, соответствующими степени двухконтурности и тяге турбореактивных двигателей, и посредством пилонов (15) установлены под правой (3) и левой (4) консолями крыла (2) на следующих расстояниях:The engine nacelles (14) of the turbojet engines are made with dimensions corresponding to the bypass ratio and the thrust of the turbojet engines, and by means of pylons (15) are installed under the right (3) and left (4) wing consoles (2) at the following distances:
- от оси мотогондолы (14) до плоскости симметрии самолета - в диапазоне от ρ=0,30 до ρ=0,35 размаха крыла (2),- from the axis of the engine nacelle (14) to the plane of symmetry of the aircraft - in the range from ρ = 0.30 to ρ = 0.35 wing span (2),
- от передней плоскости мотогондолы (14) по ее оси до передней кромки правой (3) и левой (4) консолей крыла (2) в плоскости установки мотогондолы (14) - в диапазоне от γ=1,1 до γ=1,2 средней аэродинамической хорды крыла (2),- from the front plane of the engine nacelle (14) along its axis to the front edge of the right (3) and left (4) wing consoles (2) in the installation plane of the engine nacelle (14) - in the range from γ = 1.1 to γ = 1.2 wing aerodynamic chord (2),
- от оси мотогондолы (14) до хорды правой (3) и левой (4) консолей крыла (2) в плоскости установки мотогондолы (14) - в диапазоне от ε=0,25 до ε=0,45 средней аэродинамической хорды крыла (2) участке (13) фюзеляжа (1).- from the axis of the nacelle (14) to the chord of the right (3) and left (4) wing consoles (2) in the plane of installation of the nacelle (14) - in the range from ε = 0.25 to ε = 0.45 of the average aerodynamic wing chord ( 2) the portion (13) of the fuselage (1).
По направлению полета, ось правого турбореактивного двигателя и его мотогондола (14) расположена относительно плоскости симметрии самолета под положительным углом в диапазоне от µ=1,4° до µ=1,6°, ось левого турбореактивного двигателя и его мотогондола (14) расположена относительно плоскости симметрии самолета под отрицательным углом в диапазоне от µ=1,4° до µ=1,6°, а в вертикальной плоскости симметрии обе мотогондолы расположены под положительным углом в диапазоне от θ=1,8° до θ=2,2°.In the direction of flight, the axis of the right turbojet engine and its nacelle (14) is located relative to the plane of symmetry of the aircraft at a positive angle in the range from μ = 1.4 ° to μ = 1.6 °, the axis of the left turbojet engine and its nacelle (14) is relative to the plane of symmetry of the aircraft at a negative angle in the range from μ = 1.4 ° to μ = 1.6 °, and in the vertical plane of symmetry, both nacelles are located at a positive angle in the range from θ = 1.8 ° to θ = 2.2 °.
Предлагаемый дозвуковой пассажирский самолет содержит горизонтальное (16) и вертикальное (17) хвостовое оперение с рулями высоты (18) и направления (19) и убираемое на время полета трехопорное шасси: переднее (20) и основное (21).The proposed subsonic passenger aircraft contains horizontal (16) and vertical (17) tail units with elevators (18) and directions (19) and a three-leg landing gear retractable for the duration of the flight: front (20) and main (21).
В процессе полета самолета на крейсерском режиме правая (3) и левая (4) консоли крыла (2) под действием набегающего потока воздуха деформируются. Углы крутки сверхкритических опорных профилей из положения установочных углов стапельной крутки по размаху консоли в диапазоне от φ=3,5° до φ=0,8° изменяются в положение полетной крутки, показанное на фиг. 5.During the flight of the aircraft in cruising mode, the right (3) and left (4) wing consoles (2) are deformed under the influence of the incoming air flow. The twist angles of the supercritical support profiles from the position of the installation angles of the slip twist along the span of the console in the range from φ = 3.5 ° to φ = 0.8 ° change to the flight twist position shown in FIG. 5.
Профилировка крыла (2) обеспечивает возможность безопасной реализации максимального сбалансированного качества при величине коэффициента аэродинамической подъемной силы Су~0,6 при полете со скоростью М~0,8 (см. фиг. 7). Для минимизации балансировочных потерь необходимо проводить крейсерский полет при максимально сдвинутых назад центрах масс самолета. Это достигается путем сдвига крыла и соответственно средней аэродинамической хорды крыла вперед. За счет этого обеспечивается возможность поднять начальную высоту крейсерского полета с ~10700 м до ~11300 м при скорости полета, соответствующей максимальной дальности полета.The profiling of the wing (2) allows the safe implementation of the maximum balanced quality with the aerodynamic lift coefficient C y ~ 0.6 when flying at a speed of M ~ 0.8 (see Fig. 7). To minimize balancing losses, it is necessary to carry out a cruise flight with the centers of mass of the aircraft shifted as far back as possible. This is achieved by shifting the wing and, accordingly, the average aerodynamic chord of the wing forward. Due to this, it is possible to raise the initial altitude of the cruise flight from ~ 10700 m to ~ 11300 m at a flight speed corresponding to the maximum flight range.
Высокое аэродинамическое качество при крейсерском полете со скоростью в диапазоне от 0,78 до 0,82 скорости звука достигается сочетанием деформации крыла и реализации задних центровок в крейсерском полете (см. фиг. 6) со следующими параметрами:High aerodynamic quality during cruising flight with a speed in the range from 0.78 to 0.82 of the speed of sound is achieved by a combination of deformation of the wing and the implementation of the rear alignments in cruising flight (see Fig. 6) with the following parameters:
- тяга каждого из турбореактивных двигателей составляет от R=0,14 до R=0,19 максимального взлетного веса самолета при одинаковой степени двухконтурности этих двигателей в диапазоне от m=8,0 до m=13,0;- the thrust of each of the turbojet engines is from R = 0.14 to R = 0.19 of the maximum take-off weight of the aircraft with the same bypass ratio of these engines in the range from m = 8.0 to m = 13.0;
- размеры мотогондол (14) соответствуют тяге и степени двухконтурности двигателей;- the sizes of the engine nacelles (14) correspond to the thrust and the degree of dual-circuit engines;
- низко расположенное крыло (2) имеет удлинение λ≥11,3 и стреловидность по линии четверти хорд от χ=25° до χ=30°.- the low wing (2) has an elongation of λ≥11.3 and a sweep along the quarter line of the chords from χ = 25 ° to χ = 30 °.
Параметр МКmах является показателем аэродинамического совершенства пассажирского самолета. Одним из основных требований, предъявляемых рынком пассажирских перевозок к перспективным авиалайнерам, является повышение крейсерской скорости полета на максимальной дальности. Повышение параметра МКmах позволяет уменьшить взлетную тягу при фиксированной тяговооруженности, характерной для данного класса пассажирских самолетов, что позволяет, в свою очередь, уменьшить расход топлива на всех режимах полета.The parameter MK max is an indicator of the aerodynamic perfection of a passenger aircraft. One of the main requirements of the passenger transportation market for promising airliners is to increase the cruising speed of flight at maximum range. An increase in the MK max parameter allows one to reduce take-off thrust with a fixed thrust-weight ratio characteristic of this class of passenger aircraft, which, in turn, can reduce fuel consumption in all flight modes.
Минимизация снаряженного и взлетного веса самолета при одинаковой транспортной работе обеспечивает снижение прямых эксплуатационных расходов на ~3%.Minimizing the curb weight and take-off weight of the aircraft with the same transport work ensures a decrease in direct operating costs by ~ 3%.
Увеличение топливной эффективности самолета обеспечивает снижение прямых эксплуатационных расходов на ~4%.The increase in fuel efficiency of the aircraft provides a decrease in direct operating costs by ~ 4%.
Вследствие обеспечения за счет Су~0,6 при М~0,8 регулярных и безопасных крейсерских полетов в диапазоне высот от H=11000 м до H=12500 м, ранее используемых в основном административными самолетами, снижается рабочая нагрузка на авиадиспетчеров и повышается эффективность управления воздушным движением.Due to the provision of regular and safe cruising flights due to С у ~ 0.6 at М ~ 0.8 in the altitude range from H = 11000 m to H = 12500 m, previously used mainly by administrative aircraft, the workload on air traffic controllers is reduced and efficiency is increased air traffic control.
Вследствие того, что мотогондолы (14) установлены на расстояниях:Due to the fact that the engine nacelles (14) are installed at distances:
- от передней плоскости по оси мотогондолы (14) до передней кромки правой (3) и (4) левой консолей крыла (2) в плоскости симметрии мотогондолы (14) - в диапазоне от γ=1,1 до γ=1,2 средней аэродинамической хорды крыла (2),- from the front plane along the axis of the engine nacelle (14) to the front edge of the right (3) and (4) left wing consoles (2) in the plane of symmetry of the engine nacelle (14) - in the range from γ = 1.1 to γ = 1.2 average aerodynamic wing chords (2),
- от оси мотогондолы (14) до хорды правой (3) и левой (4) консолей крыла (2) в плоскости симметрии мотогондолы (14) - в диапазоне от ε=0,25 до ε=0,45 средней аэродинамической хорды крыла (2), существенно улучшаются летные характеристики самолета.- from the axis of the nacelle (14) to the chord of the right (3) and left (4) wing consoles (2) in the plane of symmetry of the nacelle (14) - in the range from ε = 0.25 to ε = 0.45 of the average aerodynamic wing chord ( 2), the flight characteristics of the aircraft are significantly improved.
Оптимальное взаимное пространственное расположение фюзеляжа (1), крыла (2) и мотогондол (14) минимизирует интерференционные потери, что способствует приросту максимального аэродинамического качества порядка ~1%.The optimal mutual spatial arrangement of the fuselage (1), wing (2) and engine nacelles (14) minimizes interference losses, which contributes to an increase in the maximum aerodynamic quality of the order of ~ 1%.
Вследствие того, что наружная поверхность фюзеляжа (1) на участке (13) пассажирского салона выполнена овалообразной формы с отношением высоты к ширине в диапазоне от ∑=0,90 до ∑=0,98, существенно улучшаются параметры грузового отсека самолета. Кроме того, уменьшается время, необходимое для загрузки и разгрузки грузового отсека, и, соответственно, уменьшается необходимое время оборота самолета в аэропорту.Due to the fact that the outer surface of the fuselage (1) in the passenger compartment section (13) is oval-shaped with a height to width ratio in the range from 0 = 0.90 to ∑ = 0.98, the parameters of the cargo compartment of the aircraft are significantly improved. In addition, the time required for loading and unloading the cargo compartment is reduced, and, accordingly, the required turnaround time of the aircraft at the airport is reduced.
Ширина прохода на участке (13) пассажирского салона фюзеляжа (1) между креслами выполнена в 1,3 раза больше ширины спинки кресла. Вследствие того, что ширина прохода на участке (13) пассажирского салона фюзеляжа (1) между креслами выполнена с возможностью прохода пассажира средней комплекции при нахождении в проходе стюардессы или стюарда со стандартной тележкой, при эксплуатации самолета на земле, существенно повышается комфортность самолета в полете. За счет большей скорости посадки и выхода пассажиров соответственно уменьшается необходимое время оборота самолета в аэропорту.The width of the passage on the section (13) of the passenger compartment of the fuselage (1) between the seats is 1.3 times the width of the back of the seat. Due to the fact that the width of the aisle in the section (13) of the passenger compartment of the fuselage (1) between the seats is made with the possibility of the passage of a medium-sized passenger while the stewardess or steward is in the aisle with a standard trolley, when operating the aircraft on the ground, the flight comfort of the aircraft significantly increases. Due to the greater speed of boarding and disembarking passengers, the required turnaround time of the aircraft at the airport is accordingly reduced.
Вследствие снижения времени обслуживания самолета для повторного вылета обеспечивает увеличение годового налета каждого самолета на ~1%.Due to the reduction in aircraft maintenance time for re-departure, it provides an increase in the annual flight time of each aircraft by ~ 1%.
Claims (12)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013154486/11U RU143725U1 (en) | 2013-12-09 | 2013-12-09 | Subsonic Passenger Airplane |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013154486/11U RU143725U1 (en) | 2013-12-09 | 2013-12-09 | Subsonic Passenger Airplane |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU143725U1 true RU143725U1 (en) | 2014-07-27 |
Family
ID=51265027
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013154486/11U RU143725U1 (en) | 2013-12-09 | 2013-12-09 | Subsonic Passenger Airplane |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU143725U1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2678905C1 (en) * | 2017-07-24 | 2019-02-04 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Bearing surface |
| WO2020145837A1 (en) * | 2019-01-10 | 2020-07-16 | Валерий Туркубеевич ПЧЕНТЛЕШЕВ | Lifting surface |
-
2013
- 2013-12-09 RU RU2013154486/11U patent/RU143725U1/en active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2678905C1 (en) * | 2017-07-24 | 2019-02-04 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Bearing surface |
| WO2020145837A1 (en) * | 2019-01-10 | 2020-07-16 | Валерий Туркубеевич ПЧЕНТЛЕШЕВ | Lifting surface |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7793884B2 (en) | Deltoid main wing aerodynamic configurations | |
| EP1167183B1 (en) | Blended wing and multiple-body airplane configuration | |
| EP2501611B1 (en) | Blended wing body cargo airplane | |
| US11498678B2 (en) | Blended wing body aircraft | |
| US9180974B2 (en) | Aircraft with an integral aerodynamic configuration | |
| US10899447B2 (en) | Methods for improvements of the box wing aircraft concept and corresponding aircraft configuration | |
| US20230202655A1 (en) | Blended wing body aircraft | |
| US10640212B1 (en) | Double wing aircraft | |
| US11643183B2 (en) | Spar arrangement in a wing tip device | |
| US8262017B2 (en) | Aircraft with forward lifting elevator and rudder, with the main lifting surface aft, containing ailerons and flaps, and airbrake | |
| US9296478B2 (en) | Aircraft having at least two aircraft fuselages and a first wing arrangement with at least two wing sections that are not connected to each other | |
| US20060016931A1 (en) | High-lift, low-drag dual fuselage aircraft | |
| US11834176B2 (en) | Blended wing body aircraft | |
| RU143725U1 (en) | Subsonic Passenger Airplane | |
| CN107264774B (en) | Aerodynamic layout of an M-wing high subsonic aircraft with leading-edge supported wings | |
| US20140151511A1 (en) | Aircraft with at least two aircraft fuselages and two main wings | |
| RU2384463C1 (en) | Short-, mid-range main line aircraft | |
| RU2604951C1 (en) | Short takeoff and landing aircraft | |
| RU131696U1 (en) | Subsonic Passenger Airplane (OPTIONS) | |
| WO2015016731A1 (en) | Aircraft (variants) | |
| RU2529309C2 (en) | Subsonic airliner | |
| US10654556B2 (en) | VTOL aircraft with wings | |
| CN214875518U (en) | Wing-body fusion wide-body airliner | |
| RU2812162C1 (en) | Aircraft for local airlines | |
| RU2482013C2 (en) | Local airline aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD1K | Correction of name of utility model owner |