RU2063365C1

RU2063365C1 - Flying vehicle lifting surface tip

Info

Publication number: RU2063365C1
Application number: RU93034088A
Authority: RU
Inventors: Б.Н. Фролищев
Original assignee: Центральный аэрогидродинамический институт им.проф. Н.Е.Жуковского
Priority date: 1993-07-06
Filing date: 1993-07-06
Publication date: 1996-07-10

Abstract

FIELD: aeronautical engineering. SUBSTANCE: to enhance aerodynamic efficiency of flying vehicle due to creation of additional suction force due to tip trailing vortex, trailing edge 3 of tip 1 has step 4 located at distance of (0.1-0.3) b_xip from wing leading edge at width of (0.1-0.4) b_xip, where b_xip is wing tip chord; at area of step, profile has larger relative curvature and twist angle as compared with tip profile before step. EFFECT: enhanced aerodynamic efficiency. 6 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для летательных аппаратов различных назначений. Известно, что за счет конечности размаха несущей поверхности от сбегающих концевых вихрей возникает значительное индуктивное сопротивление, которое обуславливает падение аэродинамического качества летательного аппарата. Наряду с выбором удлинения несущей поверхности приобретает также большое значение форма ее законцовок, которая может оказывать значительное влияние на формирование и интенсивность концевых вихрей и скосов потока за несущей поверхностью. The present invention relates to the field of aviation technology and can be used for aircraft of various purposes. It is known that due to the finite span of the bearing surface from the runaway end vortices, a significant inductive resistance arises, which causes a fall in the aerodynamic quality of the aircraft. Along with the choice of elongation of the bearing surface, the shape of its endings is also of great importance, which can have a significant effect on the formation and intensity of the end vortices and bevels of the flow behind the bearing surface.

Для уменьшения интенсивности свободных концевых вихрей применяют на несущих поверхностях (крыла, горизонтального оперения) концевые шайбы. (Прикладная аэродинамика, А. К.Мартынов, изд. Машиностроение, 1972 г. стр. 212). Такие шайбы наряду с уменьшением интенсивности концевых свободных вихрей приводят также к значительной неблагоприятной интерференции и концевым срывам потока, в результате чего аэродинамическое качество повышается незначительно, а устойчивость и управляемость летательного аппарата ухудшаются. Известны законцовки несущей поверхности, имеющие увеличенные концевые хорды (патент США N 4.108.403. кл. 244 199, 1977 г.). To reduce the intensity of free end vortices, end washers are used on bearing surfaces (wing, horizontal tail). (Applied aerodynamics, A.K. Martynov, ed. Mechanical Engineering, 1972, p. 212). Such washers, along with a decrease in the intensity of the terminal free vortices, also lead to significant adverse interference and end stalls of the flow, as a result of which the aerodynamic quality increases slightly, and the stability and controllability of the aircraft deteriorate. Known endings of the bearing surface having enlarged end chords (US patent N 4.108.403. CL 244 199, 1977).

Такая форма законцовок малоприемлема из-за повышенных аэродинамических нагрузок на концах несущей поверхности. This form of endings is unacceptable due to increased aerodynamic loads at the ends of the bearing surface.

Известны также законцовки крыла, взятые за прототип, которые характеризуются увеличением угла стреловидности по передней кромке (Техническая информация ОНТИ ЦАГИ N7 1988 г. "Пассажирский самолет БАК "Супер VC-10"). Такая форма законцовок при сохранении равного удлинения крыла (λ = const) приводит к незначительному увеличению аэродинамического качества летательного аппарата при больших околозвуковых скоростях потока, но при этом имеет место уменьшение несущих свойств концевых сечений крыла и ухудшение устойчивости и управляемости. Wing tips taken as a prototype are also known, which are characterized by an increase in the sweep angle along the leading edge (Technical Information ONTI TsAGI N7 1988 "Passenger aircraft LHC" Super VC-10 "). This shape of the wing tips while maintaining equal wing elongation (λ = const ) leads to a slight increase in the aerodynamic quality of the aircraft at high transonic flow velocities, but at the same time there is a decrease in the load-bearing properties of the wing end sections and a deterioration in stability and controllability.

Задачей изобретения является увеличение аэродинамического качества летательного аппарата за счет создания дополнительной подсасывающей силы от сбегающего концевого вихря. Это достигается тем, что торцевая кромка законцовки выполнена с уступом на расстоянии от передней кромки (0,1 - 0,3)b_k и шириной (0,1 0,4)b_k, где b_k концевая хорда, при этом профиль в месте уступа имеет большую относительную кривизну и угол закрученности, чем концевой профиль до уступа.The objective of the invention is to increase the aerodynamic quality of the aircraft by creating additional suction force from the escaping end vortex. This is achieved by the fact that the end edge of the ending is made with a step at a distance from the leading edge of (0.1 - 0.3) b _k and a width of (0.1 0.4) b _k , where b _{k is the} end chord, and the profile in the place of the ledge has a greater relative curvature and twist angle than the end profile to the ledge.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами и схемами. The invention is illustrated by drawings and diagrams.

На фиг. 1 изображена схема предлагаемой законцовки несущей поверхности в плане; на фиг. 2 то же в сечении по уступу; на фиг. 3 распределение давления по профилю в концевом сечении несущей поверхности до уступа; на фиг. 4 схемы обтекания существующей и предлагаемой законцовок несущей поверхности; на фиг. 5 скосы потока за несущей поверхностью с существующей и предлагаемой законцовками, на фиг. 6 результаты испытаний модели самолета с существующей и предлагаемой законцовками крыла. In FIG. 1 shows a diagram of a proposed ending of a bearing surface in plan; in FIG. 2 the same in section along the ledge; in FIG. 3 pressure distribution along the profile in the end section of the bearing surface to the ledge; in FIG. 4 flow patterns of the existing and proposed endings of the bearing surface; in FIG. 5 the bevels of the flow behind the bearing surface with the existing and proposed endings, in FIG. 6 test results of an airplane model with an existing and proposed wingtip.

Законцовка 1 несущей поверхности 2, у которой торцевая кромка 3 выполнена с уступом 4 на расстоянии от передней кромки 5, равным (0,1^oC0,3)b_k, шириной (0,1^oC0,4)b_k, где b_k - концевая хорда несущей поверхности 2. Профиль 7 в месте уступа 4 законцовки 1 имеет большую относительную кривизну

и угол закрученности Φ чем концевой профиль 6 до уступа (фиг. 1), т.е.

и Φ₇>Φ₆, где

;

, где b_y хорда уступа; Φ₆,Φ₇ углы закрученности профилей 6, 7 относительно хорды корневого профиля несущей поверхности 2.The ending 1 of the bearing surface 2, in which the end edge 3 is made with a step 4 at a distance from the front edge 5, equal to (0.1 ^o C0.3) b _k , width (0.1 ^o C0.4) b _k , where b _k is the end chord of the bearing surface 2. Profile 7 in the place of the ledge 4 of the ending 1 has a large relative curvature

and the twist angle Φ than the end profile 6 to the ledge (Fig. 1), i.e.

and Φ ₇ > Φ ₆ , where

;

where b _{y is} the ledge chord; Φ ₆ , Φ _{7 the} torsion angles of the

profiles

6, 7 relative to the chord of the root profile of the bearing surface 2.

Если при обтекании существующей формы законцовки концевой вихрь 8 направляет вниз скос потока за несущей поверхностью 2 и уменьшает истинные углы атаки, подсасывающую силу и аэродинамическое качество летательного аппарата, то при обтекании предлагаемой законцовки уступ 4 позволяет разбить вихревой жгут 8 на два вихря 9 и 10, ослабить их интенсивность, уменьшить вниз скосы потока и реализовать благоприятный скошенный вверх поток с внешней стороны концевого вихря 9 (фиг. 4, 5) для создания дополнительного разрежения подсасывающей силы на передней кромке 5 уступа 4 законцовки 1, что и обуславливает увеличение аэродинамического качества летательного аппарата. Кроме того концевой вихрь 9 после уступа проходит не у торца законцовки 3, а над верхней несущей поверхностью 2, который создает отсос потока 11 с концевых сечений несущей поверхности 2 и органов управления 12, что приводит к затягиванию возникновения срыва потока и улучшению устойчивости и управляемости летательного аппарата. If during the flow around the existing ending shape, the end vortex 8 directs the downward slope of the flow behind the bearing surface 2 and reduces the true angles of attack, the suction force and the aerodynamic quality of the aircraft, then when flowing around the proposed ending, the ledge 4 allows the vortex bundle 8 to be divided into two vortices 9 and 10, weaken their intensity, reduce downward slopes of the flow and realize a favorable upwardly sloping flow from the outside of the end vortex 9 (Figs. 4, 5) to create additional rarefaction of the suction force on the front her edge 5 of the ledge 4 of the ending 1, which leads to an increase in the aerodynamic quality of the aircraft. In addition, the end vortex 9 after the step does not pass at the end of the tip 3, but over the upper bearing surface 2, which creates a suction of the flow 11 from the end sections of the bearing surface 2 and controls 12, which leads to a delay in the occurrence of flow stall and improve the stability and controllability of the aircraft apparatus.

При обтекании профилей несущей поверхности возникает на ее нижней поверхности давление 14, а на верхней разрежение 13 (фиг. 3) и за счет этого вокруг торцевой кромки законцовки 3 происходит перетекание воздушного потока и образование концевого вихря 8. Наибольшая разница в давлениях 14 и 13 имеет место в носовой части профиля (0,1 0,3)b_k, что и определяет в основном интенсивность концевого вихря 8 и выбор положения уступа 4 предлагаемой законцовки. Ширина уступа (0,1 0,4)b_k предложенной законцовки обусловлена тем, что скос потока за концевым вихрем 8 изменяется по ширине уступа 4 по гиперболе 15 и 16 и наибольшие благоприятные скосы ε направленные вверх 15 (фиг. 5), сосредоточены в пределах (0,1 0,4)b_k, что и определяет размер ширины уступа. Кроме того при больших размерах ширины уступа возникают трудности с обеспечением прочности и предотвращение раннего срыва потока. Предлагаемые законцовки несущей поверхности увеличивают аэродинамическое качество на ≈4%
На фиг. 6 приведены экспериментальные зависимости аэродинамического качества по коэффициенту подъемной силы K f(C_y), полученные из испытаний в аэродинамической трубе модели самолета с существующей и предлагаемой носовой законцовкой крыла, у которого угол стреловидности составлял c 20^oC, удлинение l 8,66, сужение h 3,8, относительная толщина

14,5 12,5 11,3% Видно, что переход от существующей законцовки крыла-прототипа (см. Техническая информация ОНТИ ЦАГИ N 7 1966 г. Пассажирский самолет БАК "Супер VC-10") к предлагаемой законцовке крыла позволяет увеличить аэродинамическое качество модели самолета на ΔK_max 0,5 (3,8%).During the flow around the profiles of the bearing surface, a pressure of 14 arises on its lower surface, and a vacuum 13 on the upper surface (Fig. 3), and due to this, airflow overflows and the formation of the end vortex 8 around the end edge of the tip 3. The greatest difference in pressure is 14 and 13 a place in the bow of the profile (0.1 0.3) b _k , which determines mainly the intensity of the end vortex 8 and the choice of the position of the step 4 of the proposed ending. The width of the step (0.1 0.4) b _{k of the} proposed ending is due to the fact that the bevel of the stream behind the end vortex 8 changes along the width of the step 4 along the

hyperbole

15 and 16 and the largest favorable bevels ε directed upward 15 (Fig. 5) are concentrated in within (0.1 0.4) b _k , which determines the size of the width of the ledge. In addition, with large dimensions of the width of the ledge, difficulties arise in ensuring strength and preventing early flow stall. The proposed endings of the bearing surface increase the aerodynamic quality by ≈4%
In FIG. Figure 6 shows the experimental dependences of aerodynamic quality on the lift coefficient K f (C _y ) obtained from tests in the wind tunnel of an airplane model with the existing and proposed nasal wing tip with a sweep angle of 20 ^o C, elongation l 8.66, narrowing h 3.8, relative thickness

14.5 12.5 11.3% It can be seen that the transition from the existing wingtip of the prototype (see Technical Information ONTI TsAGI No. 7 of 1966. Passenger aircraft BAK "Super VC-10") to the proposed wingtip allows you to increase aerodynamic quality aircraft models on ΔK _max 0.5 (3.8%).

Увеличение аэродинамического качества при переходе к предлагаемой форме законцовок несущих поверхностей позволяет увеличить дальность полета или уменьшить расход топлива на ≈ 2 3%
При осуществлении предлагаемой законцовки на транспортном самолете Ил-76 при годовом налете 1500 час и стоимости керосина 58 тыс.р. за 1 тонну годовая экономия составит на самолет ≈40 миллионов рублей.The increase in aerodynamic quality during the transition to the proposed form of endings of bearing surfaces allows to increase flight range or reduce fuel consumption by ≈ 2 3%
When implementing the proposed ending on a transport aircraft Il-76 with an annual flight of 1,500 hours and the cost of kerosene 58 thousand rubles for 1 ton the annual savings on the plane will be ≈40 million rubles.

Конкретный экономический эффект зависит от типа самолета и объема его эксплуатации. The specific economic effect depends on the type of aircraft and its volume of operation.

В настоящее время предложенная форма законцовок конструктивно прорабатывается в ОКБ им. А.Н.Туполева; им. Г.М.Бериева и др. для самолетов различных назначений. ЫЫЫ2 ЫЫЫ4 Currently, the proposed form of the endings is being constructively developed in the Design Bureau of them. A.N. Tupolev; them. G.M.Berieva and others for aircraft for various purposes. YYY2 YYY4

Claims

The ending of the bearing surface of the aircraft, characterized in that its end edge is made with a step at a distance from the leading edge of (0.1 0.3) b _to and a width of (0.1 0.4) b _to , where b _{to the} end chord of the carrier surface, while the ending profile in the place of the ledge has a greater relative curvature and twist angle than the end profile to the ledge.