автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.01, диссертация на тему:Аэродинамические характеристики и выбор рациональных параметров компоновки "крыло-пилон-гондола" дозвуковых магистральных самолетов

004608117

На правах рукописи УДК: 625. 735.33. 015.3. 025.33

Экз.№

■Л о

СКОМОРОХОВ Сергей Иванович,

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И ВЫБОР РАЦИОНАЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ КОМПОНОВКИ

«КРЫЛО-ПИЛОН-ГОНДОЛА» ДОЗВУКОВЫХ МАГИСТРАЛЬНЫХ САМОЛЕТОВ

Специальность 05.07.01 - Аэродинамика и процессы теплообмена летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

1 6 СЕН 2019

Жуковский - 2010

004608117

Работа выполнена в ФГУП «Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского» Департамента авиационной промышленности Министерства промышленности и торговли Российской Федерации

Научный руководитель: доктор физико-математических наук

Сергей Леонидович Чернышев

Научный консультант: кандидат технических наук

Леонид Леонидович Теперин

Официальные оппоненты: доктор технических наук,

профессор

Геннадий Николаевич Лаврухин

кандидат технических наук Игорь Сергеевич Васин

Ведущая организация ОАО «Туполев»

Защита диссертации состоится »/2» X 2010г. на заседании диссертационного совета Д 403.004.01 при Центральном аэрогидродинамическом институте им. проф. Н.Е. Жуковского по адресу: 140180, г. Жуковский, М.О., ул. Жуковского, 1.

Отзывы (в одном экземпляре, заверенные печатью учреждения) просим направлять по адресу: 140180, г. Жуковский, Московская обл., ул. Жуковского, д.1, диссертационный совет Д403.004.01 при ФГУП «ЦАГИ»

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Центрального аэрогидродинамического института имени профессора Н.Е. Жуковского

Автореферат разослан ^Ь .V/// 2010 г.

Ученый секретарь

диссертационного совета Д 403.004.01 при ФГУП «ЦАГИ»

доктор технических наук, профессор В. М. Чижов

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. На протяжении всего периода существования авиации совершенствование аэродинамических характеристик летательных аппаратов является необходимым условием ее прогресса. Самолеты будущих поколений должны обладать целым рядом качественных преимуществ, обеспечивающих конкурентоспособность на международном и внутреннем рынках. В их числе: высокий уровень топливной эффективности, который предполагается достигнуть за счет повышения аэродинамического качества самолета на режиме крейсерского полета и применения высокоэкономичных двигателей увеличенной степени двухконтурности; высокий уровень безопасности полетов, обеспечение жестких требований по экологии. Новые поколения магистральных пассажирских самолетов, несмотря на разнообразие исследуемых схем, будут иметь аэродинамические компоновки со стреловидными крыльями и турбореактивными двигателями большой двухконтурности. Это позволяет опираться при разработке их аэродинамических компоновок на тот научный задел, который был накоплен в ходе исследований по аэродинамике предыдущего поколения самолетов, что делает актуальной работу по анализу и обобщению полученных в ходе этих исследований результатов.

Особую актуальность в связи с созданием нового поколения магистральных самолетов имеют исследования по разработке новых аэродинамических компоновок скоростных крыльев, по проблеме интерференции турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) со стреловидным крылом при до- и околозвуковых скоростях.

Цель работы. Исследование и разработка мероприятий по совершенствованию аэродинамики стреловидного крыла большого удлинения и снижению сопротивления интерференции конфигурации «крыло-пилон-гондола ТРДД» на режимах крейсерского полета.

Для ее достижения необходимо решение следующих задач:

• Выявить особенности обтекания и поведения аэродинамических характеристик сверхкритического крыла большого удлинения, рассчитанного на околозвуковые числа Маха.

• Определить влияние базовых параметров крыла на его аэродинамику.

• Разработать аэродинамические компоновки крыльев для магистральных самолетов с крейсерскими числами Маха до 0.85.

• Выполнить анализ источников интерференции компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДД».

• Определить диапазон рациональных значений параметров компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДД», обеспечивающих минимальную вредную интерференцию.

• Исследовать особенности аэродинамики гондол ТРДД при существенном смещении их вдоль хорды крыла вплоть до задней кромки.

• Дать экспериментальную оценку эффективности методов проектирования компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДД» с помощью локальных деформаций поверхности.

• Проанализировать влияние степени двухконтурности гондол ТРДЦ на аэродинамические характеристики магистрального пассажирского самолета.

• Определить диапазон рациональной степени двухконтурности ТРДЦ на примере магистрального пассажирского самолета.

• Дать сравнительную оценку эффективности ряда устройств, предназначенных для воздействия на аэродинамические характеристики самолета на больших углах атаки.

Методы исследования. В работе использован комплексный подход, основанный на проведении дополняющих друг друга экспериментальных исследований аэродинамических моделей в аэродинамических трубах (АТД) ЦАГИ и расчетных исследований аэродинамических характеристик по программам расчета, разработанным и применяемым в ЦАГИ.

Научная новизна работы заключается в следующему

1. На основе комплексного анализа экспериментальных исследований показаны особенности обтекания стреловидных крыльев большого удлинения, спроектированных по сверхкритическим профилям ЦАГИ.

2. Определено влияние базовых параметров сверхкритического стреловидного крыла на его аэродинамику.

3. Определены геометрические параметры аэродинамических компоновок стреловидных крыльев со средне-пиковым характером эпюр давления, рассчитанных на крейсерские числа Маха от М=0.75 до М=0.85.

4. Получены результаты экспериментальных исследований по влиянию увеличения степени двухконтурности ТРДЦ в пределах от т~5 до т~30 на аэродинамические характеристики модели магистрального пассажирского самолета со сверхкритическим крылом и сопротивление интерференции компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДЦ» на режиме крейсерского полета.

5. Выявлены особенности аэродинамики гондол ТРДЦ при существенном смещении их вдоль хорды крыла.

6. Выполнена экспериментальная проверка методов уменьшения сопротивления интерференции компоновки ЛА, основанных на согласовании обтекания гондолы, пилона и крыла за счет выбора взаимного положения и ориентации гондолы относительно крыла, а также дополнительной деформации поверхностей пилона и крыла.

7. Получена оценка сравнительной эффективности различных аэродинамических устройств (вихрегенераторов, стекателей, перегородок и т.д.), воздействующих на обтекание крыла для улучшения характера протекания зависимости момента тангажа на больших углах атаки

8. Получена экспериментальная оценка влияния переднего наплыва на стреловидном крыле со средне-пиковым характером эпюр давления как средства повышения его аэродинамического качества и характеристик продольной статической устойчивости на больших углах атаки.

Достоверность результатов. Результаты экспериментальных исследований получены в аттестованных аэродинамических трубах ЦАГИ, расчеты выполнены по программам, разработанным и протестированным в ЦАГИ.

Практическая ценность:

1. Результаты исследований положены в основу при создании аэродинамических компоновок самолетов ТУ-204, ТУ-334 и др.

2. Результаты проведенных исследований по аэродинамике сверхкритических крыльев учтены при разработке вариантов аэродинамических компоновок крыльев перспективных БСМС (МС-21) и РС (Ши-95).

3. Результаты исследований компоновок «крыло-пилон-гондола ТРДЦ» использованы в практических рекомендациях по оптимальному расположению гондол относительно крыла для магистральных пассажирских самолетов ТУ-204, ИЛ-96-300; Ии-95.

4. Результаты выполненных исследований по влиянию гондол ТРДЦ сверхвысокой степени двухконтурности на аэродинамические характеристики самолета и сопротивление интерференции компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДЦ» использованы при выборе основных параметров компоновки самолета МС-21.

На защиту выносятся:

1. Результаты экспериментальных исследований по физике обтекания сверхкритических крыльев, по влиянию формы профилей крыла и других его параметров на аэродинамику магистральных самолетов.

2. Результаты исследований различных подходов к проектированию компоновок стреловидных сверхкритических крыльев большого удлинения.

3. Результаты исследований и оценка эффективности методов снижения сопротивления интерференции компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДЦ». Рекомендации по отработке параметров компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДЦ».

4. Результаты экспериментальных исследований по влиянию степени двухконтурности ТРДД на аэродинамические характеристики и сопротивление интерференции компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДЦ».

5. Оценка сравнительной эффективности аэродинамических устройств, воздействующих на обтекание крыла, для улучшения характеристик продольной статической устойчивости на больших углах атаки.

Апробация работы

Результаты диссертации докладывались и обсуждались на 3-й Научно-технической конференции СибНИА (Новосибирск, 1984г.), Советско-французском симпозиуме ОЫЕЯА-ЦАГИ (Париж, 1987г.), Юбилейной научно-технической конференции ЦАГИ (Жуковский, 1993г.), Международной конференции «Авиация - пути развития», (Москва, 1993г.), Международных симпозиумах «Авиационные технологии XXI века», (Жуковский, 1999, 2001, 2007гг..), школах-семинарах ЦАГИ «Аэродинамика летательных аппаратов» (п. Володарского, 1994+2010 г.г). Материалы диссертации рассматривались на семинарах ЦАГИ по аэродинамике и по аэродинамическому проектированию. В полном объеме диссертация рассматривалась на научно-техническом совете НИО-2 ЦАГИ.

Публикации

Основные результаты диссертации опубликованы в 23 работах.

По результатам исследований, отраженных в работе, получено 4 авторских свидетельства.

Структура и объем диссертации

Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, библиографического списка из 109 наименований.

Работа содержит 124 страницы текста и 129 рисунков.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИИ

Во введении представлен обзор основных работ, посвященных исследованиям по аэродинамике и аэродинамическому проектированию стреловидных крыльев и проблемам интерференции компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДД». Обоснована актуальность темы. Приведены цель работы, ее задачи, дано краткое описание диссертации по главам.

Первая глава посвящена расчетным и экспериментальным исследованиям аэродинамических компоновок сверхкритических крыльев дозвукового магистрального самолета с крейсерской скоростью полета, соответствующей числам Маха -0.78-0.8. Формулируются основные расчетные условия и ограничения, которые необходимо учитывать при аэродинамическом проектировании крыла магистрального самолета. К их числу относятся обеспечение минимального сопротивления на расчетном режиме полета (М, Су, Яе), необходимых запасов по перегрузке до Суд0п„ характеристик продольной устойчивости в летном диапазоне углов атаки и т.д. Эти условия вытекают из основного требования к аэродинамике магистральных самолетов, которое заключается в обеспечении высокого уровня аэродинамического качества крейсерского полета при обеспечении безопасности на всех режимах полета.

Задачей первой главы является установление соответствия между характером обтекания и особенностями изменения аэродинамических коэффициентов модели типичного стреловидного крыла с фюзеляжем, а также выявление возможных путей повышения аэродинамического совершенства перспективных магистральных самолетов. В качестве примера рассмотрено стреловидное крыло (Х'/.=30°) большого удлинения (1=9.6), поверхность которого образована по профилям ЦАГИ с относительной толщиной

НАЧАЛО ВОЛНОВОГО ОТРЫВА

/ ПОЯВЛЕК 7 НА КОНС1

_ Г___I____

ПОЯВЛЕНИЕ СВЕРХЗВУКОВЫХ ЗОН В ЦЕНТРОПЛАНЕ КРЫЛА

Рис.1 Особенности развития волнового кризиса в сечениях сверхкритического крыла

Стах=16%-11%-9%. Комплексные экспериментальные весовые и физические исследования позволили выявить характер развития волнового кризиса в сечениях такого крыла с ростом числа М при фиксированном угле атаки, рис. 1.

Показано, что наибольший запас по числам Маха между возникновением сверхзвукового течения (Мкр) и появлением скачков уплотнения реализуется в близких к борту сечениях крыла. В итоге, несмотря на более высокие значения Мкр, реализуемые в сечениях консоли, волновой кризис на этой части крыла развивается раньше по числам Маха. А величина Мдив крыла, характеризующая темп роста сопротивления с1Сх/ёМ=0.1, практически соответствует возникновению на консоли крыла заметных скачков уплотнения. Эта особенность является типичной для стреловидных крыльев практически всех современных компоновок. На основании этих исследований делается вывод о том, что для обеспечения высокого уровня аэродинамического качества стреловидных крыльев большого удлинения необходимо, прежде всего, повышать скоростные свойства профилей консольной части крыла, например, за счет уменьшения относительной толщины при сохранении той же профилировки бортовых сечений.

На рис. 2 показано, что для стреловидного крыла при числе Мкрейс=0.8 существуют, по крайней мере, четыре области по углам атаки, где происходят качественные изменения в обтекании крыла и его аэродинамических характеристик. Это область безотрывного обтекания, область зарождения отрыва на консоли крыла, область возникновения от рис 2 Особенности обтекания и аэродинамических характери-рыва в цен- г ' *

стик сверхкритического крыла с ростом угла атаки троплане г г г г ^

крыла и область развитого отрыва по всему крылу с формированием мощных вихревых структур. Важной является область, где происходит зарождение отрывных яв-

Су М = 0.8 Ре = 2.2*10 1.0

Модель крыла с фюзеляжем

Ср з.к.

1—*—а-17

00 • 0 5 а = г 1

Эффект изменения закона крутки

Эффект угла установки крыла на фюзеляже

лений на крыле, вызванных интенсивными скачками уплотнения, расположенными на консоли крыла практически на половине хорды. Такое развитие начальной стадии отрыва на крыле приводит к возникновению прироста продольного момента на кабрирование (так называемой «ложки»). Волновой отрыв на консоли крыла определяет и другую важную характеристику - величину коэффициента подъемной силы, соответствующую началу режима бафтин-га (СУд0П). На основании этих исследований делается вывод о том, что ослабление волнового отрыва на консоли сверхкритического крыла является одним из основных путей повышения Судоп и улучшения продольной статической устойчивости на больших углах атаки. Показано также влияние вклада фюзеляжа в изменение несущих свойств и моментных характеристик самолета. Если на несущие свойства компоновки фюзеляж практически не влияет, то на величину момента тангажа, в том числе на глубину «ложки», влияние фюзеляжа заметно. Дана приближенная оценка влияния относительных размеров фюзеляжа и его параметров установки относительно крыла на характер и величину момента тангажа.

Далее рассматривается задача о формировании аэродинамической компоновки крыла,

сбалансированной по характеру развития волнового кризиса в сечениях стреловидного крыла большого удлинения с Мкрейс= 0.78+0.8, рис.3. Учитывая особенности развития волнового кризиса, указанные выше, рациональным являет. ся применение на консоли крыла профилей с более высоким Мдив. При сохранении относительной толщины сечений крыла это возможно только за счет применения более скоростных сверхкритических профилей. Для этой цели на консоли крыла устанавливались профиля ЦАГИ серий П-204, П-226 с ярко выраженным эффектом сверхкритичности, рис.4. Как показали испытания в АДТ,

такой прием проектирования позволяет повысить величины МдИв моделей на 0.02 - 0.025 по сравнению с крылом 1 на базе умеренно сверхкритических профилей ЦАГИ серии П-185. Правильная оценка результатов испытаний крыльев с разным типом эпюр давления требует знания положе-

Рис.З Основные направления исследований по формированию аэродинамической компоновки крыла

Х=28 Х.-9.6 4=4 П-190Ц Смах-14.5-11-9.5% ^Крыло 1 ( П-115)

укрыло г (П.20«> «мах

■V Крыло 3 [П-226)

- 19

17

Модель планера пересчет на натурные условия (НЕ11км)

15 0.74

крыло 1

1-

крыло 2

—^

крыло 3

0.78

0.82 М

Рис.4 Эффект усиления сверхкритичности

ния перехода. В частности, уровень аэродинамического качества моделей с крыльями 2 и 3 оказался ниже качества модели с крылом 1 из-за более переднего положения перехода пограничного слоя на этих крыльях. При приведении к одинаковому состоянию пограничного слоя, что было выполнено для условий натурного полета, компоновки крыльев с ярко выраженным эффектом сверхкритичности полностью подтвердили свое преимущество, рис. 4. Эти исследования позволили принять крыло 3 в качестве базового для Ту-204.

Что касается бортового сечения, то применение профилей с ярко выраженной сверхкритичностью и значительным загружением нижней поверхности в бортовых сечениях крыла является нецелесообразным. Здесь требуется осуществлять плавный переход от профилей с умеренными градиентами давления в бортовом сечении к типичным сверхкритическим профилям. Увеличение относительной толщины крыла в бортовом сечении можно осуществить с минимальными потерями в аэродинамическом качестве, если это делать за счет нижней поверхности при сохранении умеренных градиентов давления в области «подрезки» с тем, чтобы не допускать значительного торможения потока в области сопряжения крыла с фюзеляжем, рис.5.

только в том случае, если волновые потери на расчетном числе М сосредоточены либо в сечениях центроплана, либо распределены достаточно равномерно по размаху крыла.

В главе рассмотрен эффект малого изменения угла стреловидности крыла в пределах от 24° до 28° на аэродинамику крыла. Показано, что даже небольшое изменение угла стреловидности приводит к заметному различию в положении перехода пограничного слоя на крыле модели, которое необходимо учитывать при определении реального эффекта стреловидности. Известно, что важнейшим параметром, влияющим на индуктивное, профильное и волновое сопротивление крыла, является угол крутки сечений крыла. В работе рассмотрен ряд вариантов распределения угла крутки по размаху крыла, дан анализ причин изменения сопротивления с ростом угла крутки, определено оптимальное значение крутки применительно к крылу самолета с Мкрейс =0.78-0.8.

Рис.5 Эффект усиления сверхкритичности бортового сечения крыла

Исследован эффект уменьшения относительной толщины центроплана по сравнению с линейчатой поверхностью на сверхкритических крыльях различной профилировки. Показано, что применение криволинейного центроплана может повысить Мл„в

и уровень аэродинамического качества

Также в первой главе рассмотрено влияние угла установки крыла на сопротивление и аэродинамическое качество моделей. Для магистрального пассажирского самолета этот угол является важным параметром, характеризующим комфорт, и его значение должно быть близко к значению угла атаки крейсерского полета. Дан анализ причин зависимости сопротивления от угла установки крыла на фюзеляже. Основной причиной роста сопротивления на больших скоростях при увеличении угла установки крыла является снижение подъемной силы за счет влияния фюзеляжа. В работе делается вывод, что для снижения потерь аэродинамического качества от увеличения угла установки крыла необходимо уменьшать отвал профильной поляры крыла, то есть проектировать крыло на большие значения коэффициента подъемной силы. На примере модели с крылом 1 получены зависимости значения оптимального угла установки от режимов полета, рис. 6.

Результаты исследований, изложенные в первой главе, использованы при разработке аэродинамической компоновки крыла Ту-204.

Во второй главе рассмотрены две методики проектирования аэродинамических компоновок крыльев большого удлинения. Первая основана на аэродинамике базовых профилей, вторая - на применении обратной задачи обтекания крыла. «Профильная» методика является развитием принципов проектирования, изложенных в первой главе. Вначале формируется набор профилей базовых сечений, исходя из потребных значений относительной толщины крыла, угла стреловидности крыла, расчетных значений числа Маха крейсерского полета, коэффициента подъемной силы крейсерского полета, а также других условий, включая конструктивные требования. Выбор профилей осуществляется либо с помощью решения прямой или обратной задачи профиля, либо из банка существующих исследованных профилей. Затем, на основе прямых расчетов обтекания крыльев, уточняются величины геометрической крутки сечений и настраивается вогнутость базовых профилей. Процесс проектирования осуществляется в «ручном» итеративном режиме, что позволяет исследовать разные концепции формирования аэродинамической компоновки.

Данная методика проектирования была реализована при разработке аэродинамической компоновки крыла малой стреловидности (х=24°) для крейсерской скорости полета, соответствующей М к 0.75-0.76. Исследовались крылья, отличающиеся распределением нагрузки по размаху. Были рассмотрены две компоновки. Крыло 1 спроектировано на основе концепций «несущей консоли» для минимизации преимущественно индуктивного сопротивления. Крыло 2 -на основе «несущего центроплана» для минимизации преимущественно волнового сопротивления, рис. 7.

0.8

1 1 Су=0.5

ч. > Су=0.3 Ч 1

Су=0.6 \|

1. #СГ» )

1 1 1

2° 3° 4° ^опт

Рис.6 Влияние режимов полета на оптимальный угол установки крыла

Экспериментальные исследования моделей показали, что на расчетном числе М = 0.75-Ю.76 преимущество в аэродинамическом качестве имеет компоновка с «несущей» консолью, а преимущество компоновки с «несущим» Центропланом pea- [¡^ i-im модель крыло+фюзеляж

лизуется только при больших числах Маха. Компоновка крыла с «несущей» консолью была принята в дальнейшем в качестве базовой для самолета Ту-334. Результаты этих и предыдущих исследований еще раз подтвердили тот

факт, что аэродинамика крыльев умеренной стреловидности зависит, прежде всего, от аэродинамики базовых профилей.

«Профильная» методика с концепцией «несущего центроплана» была использована также при разработке аэродинамической компоновки крыла большой стреловидности (у=35°) для проекта дальнего магистрального самолета, рассчитанного на Мкрейс = 0.85. Однако экспериментальные исследования показали, что применение данной методики в системе крыла большой стреловидности уже недостаточно эффективно из-за существенного взаимодействия сечений.

Вторая методика проектирования, рассмотренная в работе, основана на применении програм-

. х = 35°Х=9п=<

Рис.7. Исследования крыльев с «несущим цештюпланом» и «несушей консолью»

Í4 Стах-14-12-11-10,%

Конфигурация крыла с фюзеляже»

крыло 1 расчет Re - 40 млн

мы решения обратной задачи для обтекания крыла с фюзеляжем трансзвуковым потоком газа (авторы О.В. Карась, В.Е. Ковалев). Алгоритм построения контура крыла по заданному на части поверхности крыла распределению давления базируется на модификации алгоритма прямого расчета обтекания компоновки

этих же авторов. Поскольку в этом случае исходной информацией является вид эпюр давления, то непосредственно обеспечивается газодинамическая согласованность сечений. Эта методика была использована применительно к рассмот-

Рис.9 Исследование методов проектирования крыла ДМС

ренной выше компоновке крыла ДМС с Мкрейс = 0.85. Для обеспечения геометрического согласования сечений крыла была применена специальная процедура формирования эпюр давления, состоящая в последовательности задания эпюр, начиная от корневого сечения. В результате удалось обеспечить заметное повышение скоростных свойств крыла ДМС при сохранении формы в плане и распределения относительной толщины сечений крыла по размаху, рисунок. 9.

Методика проектирования на основе применения обратной задачи оказалась эффективной и при разработке аэродинамической компоновки крыла БСМС. В этом случае удалось не только повысить скоростные свойства крыла, но и обеспечить увеличение его относительной толщины, рис.10.

Третья глава посвящена расчетным и экспериментальным исследованиям по влиянию гондол ТРДД большой степени двухконтурности на сопротивление интерференции и аэродинамику конфигурации «крыло-пилон-гондола ТРДД». Вначале дается краткий обзор существующих методик исследования моделей с гондолами ТРДД. Приводится описание методики исследований аэродинамических характеристик моделей самолетов со свободно-проточными имитаторами гондол ТРДД, которая использовалась в настоящей работе. Затем проводится анализ особенностей обтекания и источников сопротивления интерференции конфигураций «крыло-пилон-гондола» в диапазоне крейсерских чисел М и углов атаки. Показано, что имеет место существенная неравномерность поля скоростей и давлений вблизи крыла. В зависимости от положения гондолы с пилоном относительно крыла последние попадают в различные условия обтекания. Поле скоростей, индуцированных крылом в области расположения гондолы и пилона, приводит к соответствующему изменению распределения давления на их поверхности, вызывая появление нормальной и боковой сил на этих элементах и индуктивного сопротивления интерференции. Характер распределения давления в «канале», образованном поверхностями крыла, пилона и гондолы, служит причиной отрывов пограничного слоя на этих поверхностях и источником дополнительного сопротивления интерференции. Изменение несущих свойств компоновки приводит к появлению профильной составляющей сопротивления интерференции, которая зави-

ближне-среднего магистрального самолета

сит от профильной поляры крыла. На основании проведенного анализа предлагается методика проектирования и исследования аэродинамической компоновки «крыло-пилон-гондола», базирующаяся на трех основных составляющих (рис.11):

1) Выбор параметров, связанных с ориентацией поверхностей гондолы и пилона в поле течения, индуцируемого крылом. К ним относятся углы установки гондолы и пилона, а также деформация их срединных поверхностей.

2) Выбор параметров, связанных с влиянием гондолы и пилона на крыло. К ним относятся положения гондол относительно крыла, а также деформация профилей сечений крыла.

3) Определение локального изменения формы сопряжения пилона с крылом и гондолой для улучшения обтекания этих элементов.

В соответствии с процедурой, изложенной выше, приводятся результаты расчетных и экспериментальных исследований по выбору рациональных параметров компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДЦ». На ряде моделей магистральных самолетов рассмотрены влияние углов установки гондолы и пилона на сопротивление компоновки и причины его изменения. Показано, что при развороте в горизонтальной плоскости существует оптимум по углу разворота, обусловленный изменениями индуктивного сопротивления гондолы с пилоном, профильного сопротивления крыла и условиями обтекания пилона. Также существует оптимум по углу установки оси гондолы в вертикальной плоскости. Показано, что основная причина существования оптимума заключается в изменении ин-

ИССЛЕДОВАНИЕ КОМПОНОВКИ КРЫЛО + ПИЛОН + ГОНДОЛА

Рис. 11 Исследования по выбору параметров компоновки "крыло - пилон-гондола ТРДЦ" с минимальным сопротивлением интерференции

Модель 1 X = 37.5 1 »7.7 М = 0.8

-6 А -2

о Модель 1 X = 37.5 X "77 Модель 2 X = 30" 1 "=8! * модельЗ X *= 30" X ш9.{

•I

:]м™.ль4 X =28" Х'Ч

Рис.12 Исследование оптимальных углов закпинения гондолы

дуктивного и профильного сопротивления самой гондолы, а не крыла, при этом за характерный параметр для гондол, расположенных у передней кромки крыла, целесообразно принять угол оси гондолы относительно набегающего потока, рис. 12.

Следующим шагом в уменьшении сопротивления интерференции является ориентация поверхности пилона в соответствии с местными линиями тока. Показано, что существует оптимальная степень деформации, обусловленная реализацией боковой силы на пилоне с составляющей навстречу потока. На ряде тематических моделей демонстрируется выигрыш в аэродинамическом качестве за счет применения деформации пилонов, рис. 13.

Исследовано влияние положения гондол относительно крыла на сопротивление компоновки «крыло-пилон-гондола». Показано, что при выдвижении гондол вперед относительно крыла происходит уменьшение сопротивления (интерференции) компоновки, что обусловлено улучшением обтекания в «канале» между крылом, пилоном, гондолой и уменьшением профильного сопротивления крыла за счет снижения потерь подъемной силы от установки гондолы. Для обеспечения минимума сопротивления величина параметра выдвижения должна быть максимально возможной в пределах конструктивных ограничений

Рассмотрены особенности компоновки гондол, расположенных у задней

кромки крыла. Показано, что для таких компоновок самой характерной особенностью является значительное увеличение подъемной силы по сравнению с крылом без гондол, тогда как гондолы, расположенные у передней кромки крыла, наоборот, снижают несущие свойства компоновки «крыло-пилон-гондола». Гондолы у задней кромки приводят к торможению потока на нижней поверхности крыла и существенно увеличивают разрежение на его верхней поверхности. То есть, их влияние подобно эффекту закрылка. Показано, что с ростом

<г— --(1=0.75

Рис. 13 Влияние деформации пилона на аэродинамическое качество модели

* •Суг /

М = 0.76 (X = 6* 1

/ пппш "Л

111!1II Ш ' о' '/'"■< • / .5 1к -1

- -2-

Рис. 14 Влияние выдвижения гондол по хорде крыла на подъемную силу

выдвижения гондолы за крыло несущие свойства возрастают, а сопротивление компоновки существенно уменьшается, рис.14,15.

Значительное повышение несущих свойств может обеспечивать определенное преимущество в аэродинамическом качестве в дозвуковом диапазоне чисел М по сравнению с гондолами, расположенными у передней кромки крыла. Гондолы у задней кромки не ухудшают аэродинамические характеристики модели самолета при больших углах атаки.

Следующим шагом по снижению сопротивления интерференции, когда положение гондол относительно крыла уже выбрано (включая углы установки), может явиться деформация крыла, направленная на компенсацию возмущений от гондол двигателей. Здесь можно использовать ряд подходов в зависимости оттого, на какую составляющую сопротивления интерференции предполагается воздействовать.

Например, за счет деформации всей поверхности крыла можно попытаться сохранить то же распределение давления в сечениях крыла на расчетном режиме, что и на крыле без гондол. Это может обеспечить: а) снижение индуктивных потерь, б) устранение потерь в профильном сопротивлении за счет сохранения несущих свойств крыла, в) устранение дополнительных волновых потерь по сравнению с исходным крылом, г) улучшение обтекания пилона. Либо, за счет локальной деформации крыла, можно восстановить его подъемную силу на заданном угле атаки и тем самым уменьшить его профильное и волновое сопротивление в условиях компоновки с гондолами. В работе выполнена экспериментальная проверка изложенных подходов. Показано, что деформация всей поверхности крыла (первый подход) может являться эффективным средством снижения сопротивления интерференции, рис.16.

Схг .

М = 0.78 Су = 0.6 \

ь 1 (к = 1к/Ъ

1

Рис.15 Влияние выдвижения гондол по хорде крыла на сопротивление

Рис.16 Исследование деформации крыла для снижения сопротивления интерференции

/ [ Об -, су 4 / Г

i с М-0.8 Re = 2.3*10 X 1.(1. — Í

/

02. 1

а' в 0.С2 Сх-Су /пЛ 0.03 02 0.4 Су

Рис.17 Эффект «подрезки» на сопротивление компоновки крыло-пилон-гондола

потерь, вызванных

Недостатком рассмотренного подхода является значительная деформация поверхности по размаху крыла, что может привести к трудностям обеспечения такой деформации на самолете. В этой связи более предпочтительной может быть локальная деформация поверхности крыла, не затрагивающая его силовую схему. В работе показано, что локальная деформация может быть выполнена по-разному. Например, либо за счет отгиба задней кромки, либо за счет «подрезки» профиля, рис.17.

Установка гондолы ТРДЦ на пилоне требует формирования локальных

обводов пилона, крыла, гондолы с целью устранения ухудшением обтекания в местах стыков поверхностей. На ряде экспериментальных примеров показаны возможности улучшения сопряжения пилона с крылом. На рис.18 показано снижение сопротивления за счет формирования передней кромки пилона в соответствии с местными линиями тока.

Для процедуры выбора рациональных параметров компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДД» рекомендуются следующие шаги:

1) определение максимально возможного выдвижения гондолы относительно крыла;

2) определение рациональных углов установки гондолы и пилона;

3) уточнение формы срединной поверхности пилона в соответствии с линиями тока (если нет ограничений);

4) выполняется полная или локальная деформация крыла;

0.70 0.75 М 0.80 0.8

Рис. 18 Влияние деформации передней кромки пилона на аэродинамическое качество

5) производится проектирование местных сопряжений поверхностей.

Кмах

крыло х=28 А.=9.9 Т1=3.93

В четвертой главе рассмотрено влияние гондол высокой и сверхвысокой степени двухконтурности на аэродинамические характеристики и сопротивление интерференции «крыло-пилон-гондола ТРДЦ».

Исследования выполнены на модели двухдвигатель-ного магистрального самолета с крейсерскими числами Маха полета 0.78-Ю.8. Рассмотрено семейство двигателей одинаковой тяги, степень двухконтурности которых составляла 12, 20 и 30. Все варианты гондол устанавливались под крылом на пилонах в одном положении по размаху с одинаковыми параметрами выноса и углами установки относительно крыла. Гондолы выполнены с разделением сопел вентилятора и газогенератора. В качестве базовой для сравнения рассматривалась модель гондолы двигателя ПС90А (т»4.8) со смешением потоков первого и второго контуров. В результате экспериментальных исследований показано, что при увеличении степени двухконтурности до 30 характер влияния гондол ТРДД на обтекание сечений стреловидного крыла качественно не меняется.

Физическая картина обтекания подтверждается данными весовых измерений, рис.19. Увеличение степени двухконтурности не влияет на характер изменения максимального аэродинамического качества с рос- Гондопы на крыле х = 28° А, = 9.9 том чисел М, однако снижает его при фиксированном числе М за счет увеличения Ст. Увеличение степени двухконтурности оказывает весьма слабое влияние на несущие свойства модели и характер зависимости момента тангажа от угла атаки.

В главе приведен анализ влияния степени двухконтурности на интерференционные составляющие сопротивления и

0.7 0.75 0.8

Рис.19 Влияние степени двухконтурности на аэродинамическое качество

0.1

Схг

\ 0.1 ]

\ Су =0

^^^ Схг

полное 005

/сопротивление

| <яч»1 пелен«:—►

^Т—1 0

Су=0.6

сопротивление интерференции

о 10 й ш 30 о <3 Л т 30

Рис 20. Влияние степени двухконтурности на полное сопротивление и сопротивление интерференции компоновки «крыло-пилон-гондола»

подъемной силы, полученные в эксперименте. Показано, что увеличение степени двухконтурности от т~4.8 до т»20 при крейсерских значения коэффициентов подъемной силы Су приводит к уменьшению сопротивления компоновки на единицу площади миделя гондолы, рис.20. Однако дальнейшее увеличение степени двухконтурности, практически не изменяя полного сопротивления компоновки, приводит к росту сопротивления интерференции на единицу площади миделя гондолы. Основной причиной служит возрастание доли профильного сопротивления крыла за счет потери подъемной силы вследствии влияния гондолы.

Далее рассматривается влияние параметра выноса этих гондол относительно крыла на характер обтекания и сопротивление компоновки «крыло-пилон-гондола». Показано, что увеличение степени двухконтурности от 12 до 30 качественно не изменяет характер деформации эпюр давления на крыле, вызванного смещением гондолы под крыло. Поэтому и для гондол сверхвысокой степени двухконтурности увеличение параметра выноса является благоприятным, рис. 21.

На примере компоновки с гондолами ш»12 рассмотрено влияние высоты пилона и определен диапазон оптимальных углов заклинения гондолы.

В заключении главы получена оценка натурного аэродинамического качества магистрального самолета с гондолами двигателей различной степени двухконтурности. Показано, что по уровню аэродинамического качества оптимальная степень двухконтурности может находиться в пределах изменения от 10 до 17 , рис. 22.

1.1 Л 12

Рис.21. Эффект параметра выноса для гондол сверхбольшой степени двухконтурности

К

Пятая глава посвящена исследованиям аэродинамических устройств, предназначенных для улучшения аэродинамических характеристик моделей магистральных дозвуковых самолетов на больших углах атаки. Для моделей самолетов со стреловидными крыльями большого удлинения типичной особенностью является потеря продольной статической устойчивости в локальной области по углам атаки. Такое поведение продольного статического момента обусловлено возникновением срыва потока

1 1 СМС с двигателями ПС-90А

1

___.

М=0.7В Н=11ш _......! \

; I |

30

о ю 20 щ

Рис.22. Влияние степени двухконтурности на уровень натурного аэродинамического качества магистрального самолета

на консоли крыла, вызванного скачками уплотнения и уменьшением эффективности горизонтального оперения.

На основе результатов экспериментальных исследований моделей рассмотрена эффективность двух групп аэродинамических устройств, расположенных на крыле с целью улучшения продольной статической устойчивости, рис.22.

да 1

СХЕМА РАСПОЛОЖЕНИЯ УСТРОЙСТВ НА МОДЕЛИ

Рис.22. Схема расположения и сравнительная эффективность аэродинамических устройств К первой группе относятся устройства, направленные на ограничение роста подъемной силы в центроплане крыла (вихрегенераторы цилиндрического типа, срыватели потока типа «зуб», «клюв», «пластина», а также продольные перегородки различной формы, расположенные в центроплане). Во вторую группу входят устройства, предназначенные для повышения подъемной силы консоли крыла и затягивания начала отрывных явлений (стекатели на верхней поверхности, ряды плоских вихрегенераторов типа «ребро» и «плуг», а также плоские перегородки, расположенные на консоли крыла). Показано, что наиболее эффективным средством среди устройств первой группы является вихреге-нератор цилиндрического типа, расположенный вблизи передней кромки.

Причиной высокой эффективности такого вихрегенератора является воздействие следа от него с вихревым течением в центроплане крыла. К недостаткам цилиндрических вихрегенераторов относятся потери аэродинамического качества и несущих свойств на больших углах атаки, рис.23. Среди устройств второй группы наиболее эффективны стекатели, расположенные на верхней поверхности в сечениях консоли. Стекатели разбивают единую область отрыва за скачком на ряд областей вихревого течения. В итоге повышается Судоп и ослабляется «ложка». По способу воздействия стекатели дополняют эффект цилиндрических вихре-

-0.1

генераторов, поскольку первые смещают начало отрыва на консоли, а вторые «сбрасывают» подъемную силу в центроплане крыла, в условиях уже развитого отрыва.

Изучено влияние передних профилированных наплывов как средства улучшения аэродинамических характеристик магистральных самолетов на больших углах атаки. Данное устройство, как правило, не снижает аэродинамического качества самолета на крейсерском режиме полета. Однако для сверхкритического крыла со средне-пиковым характером эпюр давления применение такого наплыва могло ухудшить настройку обтекания и снизить аэродинамическое качество.

Поэтому, наряду с выбором параметров наплыва для воздействия на больших углах атаки, необходимым условием проектирования являлось сохранение обтекания сверхкритического типа, для чего были разработаны новые профили, которые в системе стреловидного крыла обеспечили расчетный режим обтекания, рис.24.

Результаты экспериментальных исследований подтвердили эффективность такого устройства на крыле со средне-пиковым типом эпюр давления. В то же время этот наплыв не приводит к потере аэродинамического качества. Наличие выступа от переднего наплыва

Рис.23 Влияние вихрегенераторов и стекателей на подьемную силу и момент тангажа модели

Рис. 24. Особенности геометрии переднего наплыва крыла

индуцирует вихревой жгут, который распространяется от поверхности крыла и способствует улучшению обтекания и ослаблению отрывов потока на консоли крыла. В результате повышаются эффективность горизонтального оперения и несущие свойства модели в области Судоп. Определено оптимальное положение наплыва по размаху крыла. Эффективным оказывается такое положение наплыва, когда он замыкается на пилон гондолы двигателя. В этом случае передняя кромка крыла конструктивно не имеет излома, рис.25.

В заключительной части главы приводятся результаты систематических исследований по влиянию гребней - вихрегенераторов, расположенных на гондолах ТРДД, на аэродинамические характеристики моделей магистральных самолетов. Эти устройства нашли широкое применение на многих зарубежных самолетах, однако в отечественной практике до недавнего времени не использовались.

В работе рассмотрен целый ряд положений гребней относительно крыла, и определены те позиции, в которых установка гребней не приводит к снижению аэродинамического качества или даже повышает его. Дан анализ возможных причин этого эффекта. Отмечено, что наиболее вероятной причиной повышения аэродинамического качества является улучшение обтекания пилона в результате взаимодействия пограничного слоя пилона и вихря, генерируемого гребнем.

Показано, что гребни на гондолах весьма слабо влияют как на несущие свойства модели самолета, так и на характер зависимости продольного момента по углам атаки при крейсерских числах М = 0.75-0.8. Отмечается, что основной причиной отсутствия эффекта на этих числах М следует считать слабое воздействие вихрей идущих от гребней на отрыв потока, обусловленный развитым скачком уплотнения. При малых скоростях, когда отсутствует волновой огрыв, положительный эффект гребней известен. В работе экспериментально подтверждается эффективность применения гребней, расположенных в передней части гондолы в качестве средства улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета.

Модель с крылом X = 28 X = 9.9

Рис.25 Эффект переднего наплыва крыла на аэродинамические характеристики магистрального самолета

.В заключении сформулированы основные результаты и выводы диссертации:

• Выполнен комплексный анализ особенностей обтекания стреловидных крыльев большого удлинения, спроектированных по сверхкритическим профилям ЦАГИ. Установлены зависимости аэродинамических характеристик моделей дозвуковых магистральных самолетов от базовых параметров крыла, таких как удлинение, угол стреловидности, форма и относительная толщина профилей опорных сечений, геометрическая крутка сечений.

• Показана эффективность применения прямых и обратных задач аэродинамики для проектирования аэродинамических компоновок утолщенных сверхкритических крыльев со средне-пиковым характером эпюр давления для магистральных пассажирских самолетов с крейсерскими числами Маха полета от 0.75 до 0.85.

• Установлены основные источники сопротивления интерференции гондол ТРДД, расположенных на пилонах под крылом. Выявлены особенности характера обтекания и поведения коэффициентов сопротивления и подъемной силы компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДД» при изменении положения гондол вдоль хорды крыла от его передней до задней кромки.

• Определены диапазоны оптимальных значений параметров положения гондол ТРДД относительно крыла, обеспечивающие малое сопротивление интерференции. Выполнена экспериментальная апробация методик проектирования компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДД», основанных на применении полной или частичной деформации поверхностей гондол, пилонов и крыла; установлена их сравнительная эффективность.

• Предложена последовательность отработки геометрических параметров компоновки «крыпо-пилон-гондола ТРДД» для обеспечения малого сопротивления интерференции, состоящая из следующих этапов: выбор положения гондол по хорде и высоте с учетом местных скосов потока; полная или локальная деформация крыла и пилона для ослабления взаимовлияния; отработка «местной» аэродинамики сопряжения пилона с крылом и гондолой.

• Получены зависимости аэродинамических коэффициентов моделей самолетов и сопротивления интерференции компоновки «крыло-пилон-гондола ТРДД» от степени двухконтурности ТРДД в широком диапазоне параметра (от ш«5 до шиЗО). Исследована физическая картина влияния степени двухконтурности на характер обтекания сечений стреловидного сверхкритического крыла. Показано, что увеличение степени двухконтурности от ш» 5 до т«20 при крейсерских значениях коэффициентов подъемной силы приводит к уменьшению сопротивления компоновки на единицу площади миделя гондолы, тогда как дальнейшее увеличение степени двухконтурности приводит к его росту.

• Выполнена оценка натурного аэродинамического качества магистрального пассажирского самолета с гондолами двигателей различной степени двухконтурности. Показано, что по уровню аэродинамического качества оп-

тимальная степень двухконтурности может находиться в пределах от ш»10 до ш»17.

• Выполнено исследование особенностей обтекания и получена экспериментальная оценка эффективности различных аэродинамических устройств (гребни на мотогондолах, вихрегенераторы различного типа, аэродинамические перегородки, срыватели различного вида, стекатели у задней кромки), предназначенных для воздействия на обтекание крыла при больших углах атаки. Показано, что наиболее эффективными устройствами для улучшения моментных характеристик самолета со сверхкритическим крылом большого удлинения являются вихрегенераторы вдоль передней кромки и стекатели, а также их сочетание.

• Показана высокая эффективность применения переднего наплыва малой площади на крыле со средне-пиковым характером эпюр давления для улучшения аэродинамических характеристик модели на крейсерских и больших углах атаки. Определена рациональная протяженность переднего наплыва по размаху крыла.

• Полученные в диссертации результаты и выводы использованы при разработке аэродинамических компоновок отечественных магистральных пассажирских самолетов Ту-204, Ту-334, Ил-96-300, SSJ-100, Ту-330, БСМС и др.

Основные результаты диссертации опубликованы в следующих работах:

1. Юдин Г.А., Баринов В.А., Дедова В.В., Игнатьев С.Г., Конец Г.Г., Лозовская С.И., Скоморохов С.И., Юшин В.П. « Аэродинамические характеристики дозвуковых и околозвуковых пассажирских и транспортных самолетов. Руководство для конструкторов, т.1, книга 1, вып.2,1981.

2. Скоморохов С.И., Теперин Л.Л. Применение панельного метода для расчета распределенных аэродинамических характеристик компоновки крыла с пилоном и гондолой при малых скоростях. Ученые записки ЦАГИ, 1982, т.ХШ, N3.

3. Скоморохов С.И., Фомин В.М., Шиповский Г.Н., Юдин Г.А. О влиянии числа Рейнольдса на аэродинамические характеристики сверхкритических крыльев с различными эпюрами давления ТВФ, 1982, N8-9.

4. Скоморохов С.И. О сопротивлении моделей гондол на пилонах под крылом. Труды СибНИА, 1985.

5. Скоморохов С.И., Теперин Л.Л. Выбор формы срединной поверхности пилонов и углов установки мотогондол под крылом дозвукового самолета. Ученые записки ЦАГИ, 1985, t.XV, N1.

6. Баринов В.А., Скоморохов С.И., Теперин Л.Л., Чичеров H.A., Юдин Г.А. Результаты исследований по повышению аэродинамического качества перспективного пассажирского самолета. Труды ЦАГИ, 1985.

7. Баринов В.А., Дедова В.В., Сердюк И.И., Скоморохов С.И., Юдин Г.А. Аэродинамические исследования по улучшению характеристик продольной статической устойчивости моделей транспортных и пассажирских самоле-

тов при больших углах атаки и больших дозвуковых скоростях потока. Труды ЦАГИ, 1985.

8. Павловец Г.А., Некрасова М.Н., Скоморохов С.И., Цвиркова JI.C., Юдин Г.А. Исследования различной профилировки и стреловидности крыла для выбора рациональной аэродинамической компоновки среднего магистрального самолета. Труды ЦАГИ, 1986.

9. Бюшгенс Г.С., Воробьев Ю.В., Жукова Р.Н., Кощеев А.Б., Махот-кин Г.В., Некрасова М.Н., Павловец Г.А., Свищев Г.П., Скоморохов С.И., Туполев A.A., ЧеремухинГ.А., Юдин Г.А. Стреловидное крыло, Патент № 1580737,1988г.

10. Баринов В.А., Висков А.Н., Микеладзе В.Г., Павловец Г.А., Скоморохов С.И., Юдин Г.А. Аэродинамика дозвуковых магистральных самолетов. ТВФ, 1988.

11. Скоморохов С.И., Некрасова М.Н. Аэродинамические исследования модели магистрального самолета со сверхкритическим крылом % = 28° при различных числах Рейнольдса (2.3-6)млн. Труды ЦАГИ, 1989.

12. Скоморохов С.И., Теперин Л. Л. Об аэродинамическом согласовании крыла и мотогондолы. Ученые записки ЦАГИ, 1990, т.ХХ1, N1.

13. .Воробьев Ю.В., Зеленов И.В., Жукова Р.Н., Кощеев А.Б., Махот-кин Г.В., Некрасова М.Н., Павловец Г.А., Скоморохов С.И., Черемухин Г.А. Стреловидное крыло, Патент №1783723,1990.

14. Скоморохов С.И., Микеладзе И.В., Цвиркова JI.C. Экспериментальные исследования продольных микробороздок на аэродинамические характеристики профилей и стреловидного крыла. Труды ЦАГИ, вып.2471,1990.

15. Алашеев О.Ю., Зеленов И.В., Карась О.В., Кощеев А.Б., Некрасова М.Н., Скоморохов С.И. Стреловидное крыло Патент № 2028250,1991

16. Скоморохов С.И., Некрасова М.Н., Шиповский Г.Н. К вопросу об улучшении аэродинамики дозвукового магистрального самолета при больших углах атаки. Труды ЦАГИ, вып.2531,1994.

17. Скоморохов С.И., Некрасова М.Н., Микеладзе И.В. О проектировании сверхкритических стреловидных крыльев дозвуковых магистральных самолетов. Труды ЦАГИ, вып.2531, 1994.

18. Юдин Г.А., В.А. Баринов, С.И.Скоморохов, Аэродинамика магистральных самолетов на режимах крейсерского полета. В книге «Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов», Москва-Пекин, 1995.

19. Баринов В.А., Скоморохов С.И., Кощеев А.Б, Крупник А.Л. Местная аэродинамика и проблемы повышения аэродинамического совершенства самолетов. Сб. Трудов 5-го Международного симпозиума «Авиационные технологии XXI века», 1999.

20. Скоморохов С.И., Самохин В.Ф., Уджуху А.Ю. и др. Рациональная степень двухконтурности ТРДД для ближне - среднего пассажирского самолета нового поколения. Сб. Трудов 6-го Международного симпозиума «Авиационные технологии XXI века», 2001.

21. Скоморохов С.И., Аэродинамика дозвуковых магистральных самолетов. В книге «ЦАГИ - основные этапы научной деятельности 1993-2003г», М. Физматлит, 2003.

22. Баринов В.А., Дмитриев В.М., Кощеев А.Б., Крупник АЛ., Пушкин, Д.О., Скоморохов С.И., Павловец Г.А. Стреловидное крыло дозвукового транспортного самолета, Патент № 2208540,2003.

23. Скоморохов С.И., Уджуху А.Ю., Чернавских Ю.Н. и др. Анализ возможных характеристик семейства БСМС. В книге « Проблемы создания перспективной авиационно-космической техники», М. Физматлит, 2005.

24. Скоморохов С.И., Теперин J1.J1., Свириденко Ю.Н. Методы аэродинамического проектирования поверхности элементов летательных аппаратов с учетом особенностей местной интерференции. В книге « Проблемы создания перспективной авиационно-космической техники», М. Физматлит, 2005

25. Болсуновский А.Л., Бузоверя Н.П., Скоморохов С.И. и др. Проектирование аэродинамической компоновки крыла перспективного регионального самолета. В книге « Проблемы создания перспективной авиационно-космической техники», М. Физматлит, 2005

26. Андреев Г.Т, Баринов В.А., Болсуновский А.Л., Бузоверя Н.П., СкомороховС.И., Ивашечкин. Ю.В., Курьянский М.К., Терехин В.А.. Шевяков В.М. Исследования по разработке аэродинамической компоновки самолета «Сухой Суперджет -100» Тезисы докладов 9-го Международного симпозиума «Авиационные технологии XXI века», Москва 2007

27. Болсуновский А.Л., Бузоверя Н.П, Баринов В.А., Скоморохов С.И., Чернавских Ю.Н.. Проектирование аэродинамической компоновки пассажирских и транспортных самолетов. «Полет», юбилейный номер,2008.