RU2094309C1 - Wing profile - Google Patents
Wing profile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2094309C1 RU2094309C1 RU95107123A RU95107123A RU2094309C1 RU 2094309 C1 RU2094309 C1 RU 2094309C1 RU 95107123 A RU95107123 A RU 95107123A RU 95107123 A RU95107123 A RU 95107123A RU 2094309 C1 RU2094309 C1 RU 2094309C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- speed
- radius
- arc
- flight speed
- flight
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Tires In General (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к крылу, создающему подъемную силу летательному аппарату. The invention relates to aeronautical engineering, in particular to a wing that creates lift for an aircraft.
Недостаток известных профилей крыльев серийно выпускаемых ЛА [1] в том, что они проектируются без теоретического обоснования кривизны спинки и передней кромки в зависимости от скорости полета и делаются только по данным экспериментов, поэтому возможности профиля, с целью получения от него максимальной подъемной силы и минимального лобового сопротивления, не используются. A disadvantage of the known wing profiles of commercially available aircraft [1] is that they are designed without theoretical justification of the curvature of the back and leading edge depending on the flight speed and are made only according to the experimental data, therefore the profile’s capabilities in order to obtain maximum lift and minimum drag, not used.
Профиль должен быть одинаковым по всей длине размаха крыла, поскольку скорость потока частиц воздуха, набегающего на крыло, одинакова. Это условие в современных ЛА не выполняется. The profile should be the same along the entire length of the wing span, since the flow rate of air particles incident on the wing is the same. This condition is not satisfied in modern aircraft.
Крыло наивыгоднейшей формы, для максимальной подъемной силы должно быть прямым с параллельными передней и задней кромками. The wing of the most advantageous shape, for maximum lifting force should be straight with parallel front and rear edges.
Применяемая в практике стреловидность крыла лобового сопротивления не уменьшает и эффекта в подъемной силе не дает, она придает только устойчивость полету. The sweep of the drag wing used in practice does not reduce and does not give an effect in lift, it only gives stability to flight.
После взлета скорость ЛА должна увеличиваться, следовательно, будет увеличиваться и его подъемная сила. Поскольку лишняя подъемная сила в полете вредна, так как она вызывает большое лобовое сопротивление, и полетный вес ЛА с течением времени уменьшается по причине выработки горючего, остро встает вопрос об изменении формы профиля после взлета, т. е. при полете в профиле крыла должна меняться кривизна спинки и передней кромки и уменьшаться толщина профиля. Так как этими параметрами, в основном, определяется подъемная сила и уменьшение лобового сопротивления, то элероны, закрылки, предкрылки и щитки в рассмотрении измерения формы профиля не входят). After takeoff, the speed of the aircraft should increase, therefore, its lift will also increase. Since the excess lift in flight is harmful, since it causes a high drag, and the flight weight of the aircraft decreases over time due to the development of fuel, the question arises of changing the shape of the profile after take-off, i.e., when flying in the wing profile it should change curvature of the back and leading edge and decrease profile thickness. Since these parameters are mainly determined by the lift and drag reduction, the ailerons, flaps, slats and flaps are not included in the consideration of measuring profile shape).
У известных профилей крыльев эти качества отсутствуют, поэтому они испытывают существенное лобовое сопротивление и малую подъемную силу. Famous wing profiles do not have these qualities, so they experience significant drag and low lift.
Закономерность изменения формы профиля с увеличением скорости полета для той же или иной подъемной силы, согласно теоретических расчетов дает изобретение. А как практически изменить r, v и γ в полете покажет следующее изобретение, которое будет сделано в скором бедующем, так как этого требует жизнь. В данное время мы этого делать не можем, поэтому для запроектированной скорости полета должен выбираться по приведенной ниже методике соответствующий профиль, исходя от профиля с минимальной скоростью взлета, когда r0 v0.The pattern of changing the shape of the profile with increasing flight speed for the same or another lifting force, according to theoretical calculations, gives the invention. And how to practically change r, v and γ in flight will show the following invention, which will be done in the near future, as it requires life. We cannot do this at this time, therefore, for the projected flight speed, the appropriate profile should be selected according to the following procedure, based on the profile with the minimum take-off speed, when r 0 v 0 .
За прототип принят самолет Л-410 УВП [2] также имеющий вышеуказанные недостатки. For the prototype adopted aircraft L-410 UVP [2] also having the above disadvantages.
Сущность изобретения заключается в том, что у профиля крыла, включающего верхнюю и нижнюю плоскости, пересекающиеся под острым углом g на задней кромке и сопрягаемые с поверхностями спинки и передней кромки, выгнутых по форме части цилиндрических поверхностей, в зависимости от скорости полета V, поверхность спинки выгнута по радиусу r, определяемому по формуле r = k2v2/ω (1), который, при заданной подъемной силе и минимальной скорости взлета V0, равен радиусу закругления V0 передней кромки, центр которого располагается на расстоянии a от дуги радиуса r и на расстоянии a от продолжения нижней плоскости, и на расстоянии C от точки пересечения дуги радиуса r с продолжением нижней плоскости, и определяется по формуле r a o•2a (2), дуга которого сопрягается кривой с дугой r и нижней плоскостью, а коэффициент k, в зависимости от скорости полета Vi, определяется по формуле
k 1 + 0,6565 • Z (3)
угол
γ = 9° + 6°•Z (4)
толщина профиля
C = rз(1-cosγз) + [2ro-rз(1-cosγз)]•Z (5)
Z (V3 Vi) / (V3 V0), (6)
где r радиус закругления спинки в метрах;
k коэффициент увеличения скорости над спинкой;
Vi расчетная скорость полета, м/с;
ω ускорение частиц воздуха, берется в пределах от 10000 до 78900 м/с2;
V0 минимальная скорость полета;
r0-v0 радиус закругления спинки и передней кромки при минимальной скорости полета;
V3 скорость полета, равная скорости звука;
gз угол пересечения верхней и нижней плоскостей у задней кромки при скорости полета, равной скорости звука.The essence of the invention lies in the fact that the profile of the wing, including the upper and lower planes, intersecting at an acute angle g at the trailing edge and mating with the surfaces of the back and front edges, curved in the form of part of the cylindrical surfaces, depending on the flight speed V, the surface of the back is curved on a radius r, defined by the formula r = k 2 v 2 / ω (1), which, at a predetermined lift force and minimum takeoff speed V 0 is equal to the radius of curvature V 0 of the leading edge, the center of which is located at a distance a from the arc p of radius r and at a distance a from the extension of the lower plane, and at a distance C from the point of intersection of the arc of radius r with the continuation of the lower plane, and is determined by the formula rao • 2a (2), whose arc is joined by a curve with the arc r and the lower plane, and the coefficient k, depending on the flight speed V i , is determined by the formula
k 1 + 0.6565 • Z (3)
angle
γ = 9 ° + 6 ° • Z (4)
profile thickness
C = r z (1-cosγ z ) + [2r o -r z (1-cosγ z )] • Z (5)
Z (V 3 V i ) / (V 3 V 0 ), (6)
where r is the radius of curvature of the back in meters;
k coefficient of increase in speed over the back;
V i calculated flight speed, m / s;
ω acceleration of air particles, taken in the range from 10,000 to 78900 m / s 2 ;
V 0 minimum flight speed;
r 0 -v 0 radius of curvature of the back and front edge at a minimum flight speed;
V 3 flight speed equal to the speed of sound;
g z the angle of intersection of the upper and lower planes at the trailing edge at a flight speed equal to the speed of sound.
На фиг. 1 показан профиль для минимальной скорости полета; на фиг. 2 - профиль для скорости полета примерно в три раза больше минимальной; на фиг. 3 показана в увеличенном масштабе передняя часть профиля на фиг. 2 (показано сопряжение дуги радиуса v с дугой r и нижней плоскостью). In FIG. 1 shows a profile for minimum flight speed; in FIG. 2 - profile for flight speed about three times greater than the minimum; in FIG. 3 shows on an enlarged scale the front of the profile in FIG. 2 (conjugation of an arc of radius v with the arc r and the lower plane).
Профиль крыла, включающий верхнюю 1 и нижнюю 2 плоскости, пересекающиеся под острым углом γ на задней 3 кромке и соприкасаемыми с поверхностями спинки 4 и передней 5 кромки, выгнуты по форме части цилиндрических поверхностей. The wing profile, including the upper 1 and lower 2 planes, intersecting at an acute angle γ at the rear 3 edge and in contact with the surfaces of the back 4 and front 5 edges, are curved in the shape of part of the cylindrical surfaces.
Найдено, что поверхность спинки 4 должна быть выгнута по радиусу r, определяемому по формуле r = k2v2/ω который при минимальной скорости полета V0 и заданной подъемной силы равен радиусу закругления V0 передней 5 кромки, центр которого располагается на расстоянии a от дуги радиуса r и на расстоянии от продолжения нижней 2 плоскости, и на расстоянии c от точки пересечения дуги радиуса r с продолжением нижней 2 плоскости, и определяется по формуле v a o • 2a, дуга которого сопрягается кривой с дугой r и нижней 2 плоскостью, а коэффициент k, в зависимости от скорости полета Vi, определяется по формуле k 1 + 0,6565 • Z, угол γ = 9° + 6°•Z толщина профиля
C = rз(1-cosγз) + [2ro-rз(1-cosγз)]•Z (5)
Крыло ЛА находится под всесторонним сжатием атмосферного давления. Если с верхней 1 его стороны произвести разрежение, то с нижней 2 стороны атмосферное давление будет давить с силой, равной степени разрежения на верхней I стороне. Это и будет подъемная силы крыла, если еще к этому добавить скоростной напор на нижнюю 2 плоскость.It was found that the surface of the backrest 4 should be curved along a radius r determined by the formula r = k 2 v 2 / ω which, at a minimum flight speed V 0 and a given lifting force, is equal to the radius of curvature V 0 of the front 5 edge, the center of which is located at a distance a from an arc of radius r and at a distance from the continuation of the lower 2 plane, and at a distance c from the point of intersection of an arc of radius r with the continuation of the lower 2 plane, and is determined by the formula vao • 2a, the arc of which is joined by a curve with the arc r and the lower 2 plane, and coefficient k, depending on flight speed V i , determined by the formula k 1 + 0.6565 • Z, angle γ = 9 ° + 6 ° • Z profile thickness
C = r z (1-cosγ z ) + [2r o -r z (1-cosγ z )] • Z (5)
The wing of the aircraft is under comprehensive compression of atmospheric pressure. If rarefaction is performed on the upper 1 side of it, then atmospheric pressure will press on the lower 2 side with a force equal to the degree of vacuum on the upper I side. This will be the lifting force of the wing, if we add to this the velocity head on the lower 2 plane.
Разрежение атмосферного давления в пограничном слое спинки 4 и верхней 1 плоскости можно достичь только действием центробежных сил или активным отсасыванием частиц воздуха эжекцией. The rarefaction of atmospheric pressure in the boundary layer of the backrest 4 and the upper 1 plane can be achieved only by centrifugal forces or by active suction of air particles by ejection.
Поскольку поток воздуха, набегая на переднюю кромку 5, создает давление, а над верхней 1 плоскостью разрежение, то этот перепад давления порождает ускорение в k раз, перетекание частиц из зоны давления 5 в зону разрежения I, а огибая спинку 4 по радиусу закругления r, создает от центробежных сил разрежение. Since the air flow running onto the leading edge 5 creates pressure and rarefaction above the top 1 plane, this pressure drop generates acceleration by a factor of k, particles flowing from pressure zone 5 to rarefaction zone I, and rounding the back 4 along the curve radius r, creates a vacuum from centrifugal forces.
Эксперименты показывают, что профиль, выполненный согласно расчета по приведенным формулам, имеет максимальную подъемную силу и минимальное лобовое сопротивление. Experiments show that a profile made according to the calculation using the above formulas has a maximum lift and a minimum drag.
Пример расчета. Для проектной скорости ЛА Vi 167 м/с, при грузоподъемности G минимальная скорость взлета принята равной V0 50 м/с, при толщине профиля C 2r0 0,8 м, т.е. r0 v0 0,4 м. Ускорение ω находим по (1) W 2,74 • 2500/0,4 17200 м/с2. По (6) находим Z (330 167) / (330 50) 0,582. По (3) k 1 + 0,6565 • 0,582 1,382.Calculation example. For the aircraft design speed V i 167 m / s, with a payload G, the minimum take-off speed is taken to be V 0 50 m / s, with a profile thickness of C 2r 0 0.8 m, i.e. r 0 v 0 0.4 m. The acceleration ω is found from (1) W 2.74 • 2500 / 0.4 17200 m / s 2 . By (6) we find Z (330 167) / (330 50) 0.582. According to (3) k 1 + 0.6565 • 0.582 1.382.
По (4) γ = 9 + 6•0,582 = 12,5°
По (1) r3 3302 / 17200 6,35 м.According to (4) γ = 9 + 6 • 0.582 = 12.5 °
By (1) r 3330 2/17200 6.35 m.
По (5) c 6,35 (1 0,988) + 2 • 0,4 6,35 (1 0,988) • 0,582 0,497 м
По величинам vi, k и ω по (1) находим
ri 1,92 • 28800 / 17200 3,13 м.According to (5) c 6.35 (1 0.988) + 2 • 0.4 6.35 (1 0.988) • 0.582 0.497 m
By the values of v i , k and ω according to (1) we find
r i 1.92 • 28800/17200 3.13 m.
Величину a находим графически, она будет примерно равна a 0,12 м. The value of a is found graphically, it will be approximately equal to a 0.12 m.
По (2) v 0,12 0,2 • 0,12 0,096 м. According to (2) v 0.12 0.2 • 0.12 0.096 m.
По полученным данным в соответствующем масштабе вычерчиваем профили, показанные на фиг. 1-3. Using the data obtained, draw the profiles shown in FIG. 1-3.
Claims (1)
C = rз(1-cosγз) + [2ro-rз(1-cosγз)]•Z,
где z (vз vi) / (vз v0);
r радиус закругления спинки в метрах;
k коэффициент увеличения скорости над спинкой;
vi расчетная скорость полета, м/с;
ω - ускорение частиц воздуха берется в пределах от 10000 до 78900 м/с2;
v0 минимальная скорость полета;
r0 r'0 радиусы закругления спинки и передней кромки при минимальной скорости полета;
vз скорость полета, равная скорости звука;
γз- угол пересечения верхней и нижней плоскостей у задней кромки при скорости полета, равной скорости звука.The wing profile, including the upper and lower planes, intersecting at an acute angle γ at the trailing edge and mating with the surfaces of the back and the leading edge, curved in the form of part of the cylindrical surfaces, characterized in that, depending on the flight speed v, the back surface is curved along the radius r, determined by the formula r = k v 2 2 / ω, that is for a given lifting force and minimum takeoff speed v 0 equal to the radius of curvature r '0 of the leading edge, the center of which is located at a distance from the arc of radius r, at a distance of n favors lower plane c and at a distance from the intersection point of the arc of radius r from the lower extension plane and is defined by the formula r 'a 0,2a, arc curve which is interfaced with the arc r and the bottom plane, and the coefficient k, depending on the flight velocity v i , is determined by the formula k 1 + 0.6565 • z, angle γ = 9 ° + 6 ° • Z, profile thickness
C = r z (1-cosγ z ) + [2r o -r z (1-cosγ z )] • Z,
where z (v s v i ) / (v s v 0 );
r radius of curvature of the back in meters;
k coefficient of increase in speed over the back;
v i calculated flight speed, m / s;
ω - the acceleration of air particles is taken in the range from 10,000 to 78900 m / s 2 ;
v 0 minimum flight speed;
r 0 r ' 0 radii of curvature of the back and leading edge at a minimum flight speed;
v s flight speed equal to the speed of sound;
γ s - the intersection angle of the upper and lower planes at the trailing edge at a flight speed equal to the speed of sound.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95107123A RU2094309C1 (en) | 1995-04-20 | 1995-04-20 | Wing profile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95107123A RU2094309C1 (en) | 1995-04-20 | 1995-04-20 | Wing profile |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU95107123A RU95107123A (en) | 1996-12-10 |
| RU2094309C1 true RU2094309C1 (en) | 1997-10-27 |
Family
ID=20167391
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU95107123A RU2094309C1 (en) | 1995-04-20 | 1995-04-20 | Wing profile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2094309C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2531536C2 (en) * | 2009-10-26 | 2014-10-20 | Эйрион Корпорейшн | Production of wing for aircraft with fuselage by configuring wing for extensive laminar airflow and aircraft (versions) |
| RU2610888C1 (en) * | 2015-11-30 | 2017-02-17 | Государственное бюджетное образовательное учреждение города Москвы "Школа N 315" | Aircraft wing |
| RU2685372C2 (en) * | 2014-08-21 | 2019-04-17 | ТИХЕРИНА Хуан Херардо НАРВАЭС | Aerofoil profile (options) and wing |
-
1995
- 1995-04-20 RU RU95107123A patent/RU2094309C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. Аэродинамика самолета ТУ-154 В. - М.: Транспорт, 1985. 2. Ковалев А.И. Самолет Л-410 УВП. - М.: Транспорт, 1988. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2531536C2 (en) * | 2009-10-26 | 2014-10-20 | Эйрион Корпорейшн | Production of wing for aircraft with fuselage by configuring wing for extensive laminar airflow and aircraft (versions) |
| RU2685372C2 (en) * | 2014-08-21 | 2019-04-17 | ТИХЕРИНА Хуан Херардо НАРВАЭС | Aerofoil profile (options) and wing |
| RU2610888C1 (en) * | 2015-11-30 | 2017-02-17 | Государственное бюджетное образовательное учреждение города Москвы "Школа N 315" | Aircraft wing |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU95107123A (en) | 1996-12-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11511851B2 (en) | Wing tip with optimum loading | |
| US6431498B1 (en) | Scalloped wing leading edge | |
| US3463418A (en) | Vortex generator for airplane wing | |
| US6578798B1 (en) | Airlifting surface division | |
| US4205810A (en) | Minimum drag wing configuration for aircraft operating at transonic speeds | |
| US6513761B2 (en) | Method and apparatus for reducing trailing vortices in the wake of an aircraft | |
| CN101795939A (en) | Oblique blended wing body aircraft | |
| US4030688A (en) | Aircraft structures | |
| EP3845451B1 (en) | Winglet systems for aircraft | |
| US3706430A (en) | Airfoil for aircraft | |
| JPH0156960B2 (en) | ||
| EP3617062A1 (en) | Aerodynamic surface of an aircraft | |
| US3188022A (en) | Delta wing canard aircraft | |
| US20040245380A9 (en) | Passive aerodynamic sonic boom suppression for supersonic aircraft | |
| RU2094309C1 (en) | Wing profile | |
| BRANDON et al. | Effect of large amplitude pitching motions on the unsteady aerodynamic characteristics of flat-plate wings | |
| CN205366050U (en) | Fixed -wing unmanned aerial vehicle | |
| Rinoie | Experiments on a 60-degree delta wing with rounded leading-edge vortex flaps | |
| Whitcomb | Some considerations regarding the application of the supersonic area rule to the design of airplane fuselages | |
| RU2144885C1 (en) | Maneuverable trainer multi-mission aircraft "yak- 130" | |
| Hoffler et al. | Basic studies on delta wing flow modifications by means of apex fences | |
| GB1599633A (en) | Aerofoils | |
| Prouty | A State‐of‐the‐Art Survey of Two‐Dimensional Airfoil Data | |
| Whitcomb et al. | Status of research on a supercritical wing | |
| Polhamus et al. | Effect of airplane configuration on static stability at subsonic and transonic speeds |