RU194250U1

RU194250U1 - Small Elongation Wing for Subsonic Aircraft

Info

Publication number: RU194250U1
Application number: RU2019120001U
Authority: RU
Inventors: Петр Алексеевич Розин; Сергей Олегович Минько
Original assignee: Петр Алексеевич Розин
Priority date: 2019-06-27
Filing date: 2019-06-27
Publication date: 2019-12-04

Abstract

Использование: самолетостроение, при конструировании крыла малого удлинения дозвукового летательного аппарата для увеличения его несущей способности на обычных эксплуатационных углах атаки. Сущность решения: передние стреловидные наплывы 1 крыла малого удлинения 2 имеют повышенный установочный угол отгиба кверху 3. 1 ил.Usage: aircraft, when designing a wing of small elongation of a subsonic aircraft to increase its bearing capacity at ordinary operational angles of attack. The essence of the solution: the front swept lobes 1 wing of small elongation 2 have an increased installation angle of bending upward 3. 1 ill.

Description

Предложенное решение относится к самолетостроению и может быть использовано при конструировании дозвукового крыла, для уменьшения его размаха с целью получения аэродинамической, эксплуатационной и экономической выгоды, при сохранении его несущей способности. Ближайшим аналогом предлагаемого решения является крыло с наплывами сверхзвукового пассажирского самолета «Конкорд», стреловидные наплывы которого имеют угол отгиба кверху, относительно строительной оси, равный 5 градусам. («Сверхзвуковые самолеты», автор Эдмунд Цихош. Перевод с польского, Москва «Мир», 1983 год, стр. 125). Стреловидные наплывы с небольшим отгибом кверху или без него применяются на сверхзвуковых самолетах для уменьшения разбежки аэродинамического фокуса по числу М. Крылья малого удлинения, например треугольное крыло или его модификации, широко применяются в сверхзвуковой авиации, но они имеют низкую несущую способность в эксплуатационном диапазоне углов атаки на взлетно-посадочных режимах и поэтому в дозвуковой авиации практически не используются. Задача предложенного решения заключается в том, чтобы повысить несущую способность крыла малого удлинения в обычном эксплуатационном диапазоне углов атаки, чтобы иметь возможность использовать его многочисленные аэродинамические, экономические и эксплуатационные достоинства и для дозвуковой авиации.The proposed solution relates to aircraft construction and can be used in the construction of a subsonic wing to reduce its scope in order to obtain aerodynamic, operational and economic benefits, while maintaining its bearing capacity. The closest analogue of the proposed solution is the wing with the influx of the Concord supersonic passenger aircraft, the arrow-shaped influx of which has an angle of bending upward, relative to the construction axis, equal to 5 degrees. (“Supersonic planes”, author Edmund Tsikhosh. Translation from Polish, Moscow “Mir”, 1983, p. 125). Arrow-shaped nodules with a small bend up or without it are used on supersonic airplanes to reduce the aerodynamic focus divergence according to the M. on takeoff and landing modes and therefore in subsonic aviation are practically not used. The objective of the proposed solution is to increase the bearing capacity of the wing of small elongation in the normal operating range of angles of attack, so as to be able to use its numerous aerodynamic, economic and operational advantages for subsonic aviation.

Решение поставленной задачи обеспечивается увеличением угла отгиба кверху стреловидных наплывов, относительно строительной оси, до 10-25 градусов.The solution to this problem is provided by increasing the angle of bending upward swept swell, relative to the construction axis, up to 10-25 degrees.

Техническая сущность решения заключается в том, что представлено на фиг 1, где А - вид сверху на стреловидный наплыв (изображен левый наплыв) 1, В - вид сверху на крыло малого удлинения (изображена левая консоль крыла) 2 со стреловидным наплывом 1, С - профиль корневой части крыла малого удлинения, D - вид спереди левой консоли крыла 2 со стреловидным наплывом 1.The technical essence of the solution is that it is presented in Fig. 1, where A is a top view of the swept influx (left inflow is shown) 1, B is a top view of the wing of small elongation (the left wing console is shown) 2 with swept inflow 1, C - profile of the root part of the wing of small elongation, D - front view of the left console of the wing 2 with swept influx 1.

На фиг. А изображен стреловидный наплыв, который может иметь в плане форму прямоугольного треугольника или, для увеличения массы отклоняемого вниз воздуха, иметь двойную стреловидность по передней кромке, либо плавную кривизну, как это показано на фиг. 1а.In FIG. A arrow-shaped influx is shown, which may have a plan view in the shape of a right-angled triangle or, to increase the mass of downward deflected air, have a double sweep along the leading edge or a smooth curvature, as shown in FIG. 1a.

На фиг. 1С показан профиль корневой части крыла малого удлинения 2 с передним наплывом 1, имеющим угол отгиба кверху 3 относительно строительной оси самолета 4 равный 15 градусам, причем линия отгиба кверху 5 может иметь различную стреловидность в зависимости от желаемых аэродинамических характеристик. Положительная стреловидность даст некоторое увеличение устойчивости по крену, так как на наплывах возникнет положительное поперечное V. Отрицательная стреловидность уменьшит угол атаки корневой части стреловидного наплыва, что даст некоторое уменьшение лобового сопротивления наплыва.In FIG. 1C shows the profile of the root portion of a wing of small elongation 2 with a front influx 1 having an angle of bend upward 3 relative to the construction axis of the aircraft 4 equal to 15 degrees, and the bending line upward 5 may have different sweep depending on the desired aerodynamic characteristics. A positive sweep will give a slight increase in roll stability, since a positive transverse V will appear on the influx. A negative sweep will reduce the angle of attack of the root of the sweep, which will give a slight decrease in the frontal resistance of the influx.

Предложенный профиль корневой части крыла малого удлинения с приподнятым, относительно строительной оси, стреловидными наплывами на 10-25 градусов работает следующим образом.The proposed profile of the root part of the wing of small elongation with raised, relative to the construction axis, swept influxes of 10-25 degrees works as follows.

При разбеге самолета, когда крыло имеет примерно нулевой угол атаки и само по себе достаточной для взлета подъемной силы создать не может, набегающий поток воздуха перетекает с нижней части наплывов, имеющих угол отгиба кверху, относительно строительной оси, 10-25 градусов, через их передние стреловидные кромки и образует мощные вихревые жгуты пониженного давления, которые проходят по всей длине хорды корневых частей консолей крыла, создавая подъемную силу. Та часть потока воздуха, которая не смогла перетечь через передние кромки наплывов, отклоняется вниз, увеличивая давление снизу как на наплывы, так и на нижнюю поверхность корневых частей консолей крыла, что в сумме и создает значительную подъемную силу даже при нулевом угле атаки самого крыла. Критические углы атаки стреловидных наплывов с углом стреловидности 45 градусов и более, согласно теории аэродинамики крыльев малого удлинения начинаются от 40 градусов (см. рис. 14.10, стр. 383, «Проектирование самолетов» 1983 год, Москва «Машиностроение». Авторы: С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев, А.А. Бадягин, В.Е. Ротин, Ф.И. Склянский, Н.А. Кондрашов, В.А. Киселев, Н.А. Фомин), и если угол отгиба кверху, относительно строительной оси, стреловидных наплывов будет 10-25 градусов, то диапазон угла атаки крыла, при котором сохранится прирост подъемной силы на наплывах, будет более 15 градусов, что обеспечит стабильность по тангажу в обычном эксплуатационном диапазоне углов атаки. Предлагаемое крыло малого удлинения с приподнятыми наплывами отвечает «правилу продольного V» и опытная модель с таким крылом показала хорошую устойчивость по тангажу в аэродинамической схеме «бесхвостка» даже с несколько опущенными вниз элевонами, что еще более повышает несущую способность этой схемы. В результате омывания корневых частей консолей крыла и боковых частей фюзеляжа вихревым потоком разряженного воздуха на них значительно уменьшается сопротивление трения, и поэтому, в сумме, прибавка лобового сопротивления на нижней поверхности наплывов, не превышает увеличения подъемной силы от их работы, и экспериментальные полеты модели с приподнятыми наплывами показали рост ее аэродинамического качества по сравнению с обычной схемой «крыло + наплыв», когда наплывы имеют примерно тот же установочный угол атаки, что и крыло. Относительная мощность двигателя модели меньше 1. Полетная масса 1500 г при размахе крыла 72 см. Для сравнения, популярная модель гидроплана «Полярис» с треугольным крылом имеет массу 566 г при размахе крыла 73 см.When the aircraft takes off, when the wing has an approximately zero angle of attack and cannot create enough lift power for takeoff, the incoming air flow flows from the bottom of the nodules with an angle of bending upward relative to the construction axis, 10-25 degrees, through their front swept edges and forms powerful vortex bundles of reduced pressure, which extend along the entire length of the chord of the root parts of the wing consoles, creating lift. The part of the air flow that could not flow through the leading edges of the influx deviates downward, increasing the pressure from below both on the inflows and the lower surface of the root parts of the wing consoles, which in total creates significant lifting force even at zero angle of attack of the wing itself. Critical angles of attack of swept swell with a sweep angle of 45 degrees or more, according to the theory of aerodynamics of wings of small elongation, start from 40 degrees (see Fig. 14.10, p. 383, “Design of aircraft” 1983, Moscow, “Engineering”. Authors: S. M. Eger, V.F. Mishin, N.K. Liseytsev, A.A. Badyagin, V.E. Rotin, F.I. Sklyansky, N.A. Kondrashov, V.A. Kiselev, N.A. Fomin), and if the angle of bending upward, relative to the construction axis, of swept influx is 10-25 degrees, then the range of the angle of attack of the wing, at which the increase in lifting force by the influx will be more than 15 degrees, which will provide stability in pitch in the normal operating range of angles of attack. The proposed wing of small elongation with elevated influx meets the “longitudinal V rule” and an experimental model with such a wing showed good pitch stability in the tailless aerodynamic scheme even with elevons slightly lowered down, which further increases the bearing capacity of this scheme. As a result of washing the root parts of the wing consoles and the lateral parts of the fuselage with a swirling stream of discharged air, friction resistance is significantly reduced on them, and therefore, in total, the increase in drag on the lower surface of the influx does not exceed the increase in lift from their work, and experimental flights of the model with elevated influxes showed an increase in its aerodynamic quality compared to the conventional “wing + influx” scheme, when the influxes have approximately the same installation angle of attack as the wing. The relative engine power of the model is less than 1. Flight weight is 1500 g with a wingspan of 72 cm. For comparison, the popular Polaris seaplane model with a triangular wing has a mass of 566 g with a wingspan of 73 cm.

В результате испытаний опытной модели гидросамолета с крылом малого удлинения, имеющим передние наплывы двойной стреловидности с управляемым отклонение кверху до 25 градусов, были экспериментально получены следующие данные: несущая способность крыла малого удлинения с помощью увеличения угла отгиба кверху стреловидных наплывов может возрасти в 2-3 раза (в зависимости от площади наплывов и угла отгиба кверху), что уравнивает крыло малого удлинения по несущей способности с крылом среднего и большого удлинения. А это, в свою очередь, дает известные экономические, аэродинамические и эксплуатационные выгоды. Также проверена была еще одна ценная аэродинамическая особенность крыла со стреловидностью по передней кромке более 45 градусов. Летательный аппарат с таким крылом физически не может самопроизвольно свалиться в штопор на любых углах атаки. При моментах крена на попеременно опускающихся консолях крыла возникают отрывные вихревые течения, увеличивающие их подъемную силу и не позволяющие свалиться даже на предельно малых скоростях и больших углах атаки крыла.As a result of testing an experimental model of a seaplane with a wing of small elongation having front sweeps of double sweep with a controlled upward deviation of up to 25 degrees, the following data were experimentally obtained: the bearing capacity of a wing of small elongation by increasing the angle of bending upward of sweep inflows can increase by 2-3 times (depending on the area of inflows and the angle of bending up), which equalizes the wing of small elongation in bearing capacity with the wing of medium and large elongation. And this, in turn, provides well-known economic, aerodynamic and operational benefits. Another valuable aerodynamic feature of the wing with a sweep along the leading edge of more than 45 degrees was also checked. An aircraft with such a wing physically cannot spontaneously fall into a tailspin at any angle of attack. At heeling moments, detachable eddy flows arise on alternately descending wing consoles, increasing their lifting force and not allowing them to fall down even at extremely low speeds and large angles of attack of the wing.

Оптимальный угол отгиба кверху стреловидных наплывов, как и их относительная площадь, а также профиль и стреловидность линии отгиба, как и параметры самого крыла, естественно, зависят от тактико-технической задачи конкретного летательного аппарата. Но как видно из принципа создания подъемной силы интенсивными вихревыми жгутами, сходящимися со значительно приподнятых наплывов, максимальная выгода будет получена при наибольшей хорде корневых частей консолей крыла. Поэтому наилучшее сочетание таких наплывов будет с крылом малого удлинения.The optimal bending angle upward of the arrow-shaped influxes, as well as their relative area, as well as the profile and sweep of the bending line, as well as the parameters of the wing itself, naturally depend on the tactical and technical task of a particular aircraft. But as can be seen from the principle of creating lifting force by intense vortex bundles converging from significantly elevated influxes, the maximum benefit will be obtained with the greatest chord of the root parts of the wing consoles. Therefore, the best combination of such influxes will be with a wing of small elongation.

Claims

A wing of small elongation for a subsonic aircraft, including front arrow-shaped nodules, characterized in that the nodules have an angle of bending upward relative to the construction axis of 10-25 degrees.