RU2216480C2

RU2216480C2 - Tip of flying vehicle lifting surface

Info

Publication number: RU2216480C2
Application number: RU2001120074A
Authority: RU
Inventors: А.С. Шенгардт; Б.Н. Фролищев; В.А. Максимов; Е.Н. Подопросветов; А.Т. Лыков
Original assignee: Шенгардт Александр Сергеевич; Фролищев Борис Николаевич; Максимов Владимир Акимович; Подопросветов Евгений Николаевич; Лыков Александр Тихонович
Priority date: 2001-07-19
Filing date: 2001-07-19
Publication date: 2003-11-20

Abstract

FIELD: aviation. SUBSTANCE: proposed tip has step on leading edge located at 0.1-0.3 of length of local chord from leading edge of lifting surface and drain located in tail section of tip. Span of step is equal to 0.35-0.4 of tip span. Tip is formed by profiles at increased curvature and twist angles as compared with tip sections of lifting surface. Upper and lower surfaces of tip have curvilinear generatrices; middle surface is deflected downward by 4-6 deg. relative to lifting surface. End edge is made over straight line in parallel with incoming flow with drainage top located at end of edge. Trailing drain edge is smooth and curvilinear in plan. EFFECT: reduction of induced drag. 3 cl, 6 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для летательных аппаратов различных назначений. The present invention relates to the field of aeronautical engineering and can be used for aircraft of various purposes.

Известно, что в полете на концах несущих поверхностей летательного аппарата образуются вихри, обуславливающие индуктивное сопротивление, которое снижает аэродинамическое качество несущей поверхности. It is known that in flight vortices are formed at the ends of the bearing surfaces of the aircraft, causing inductive resistance, which reduces the aerodynamic quality of the bearing surface.

Рациональный выбор формы и пространственного положения концевой части крыла позволяет оказывать влияние на формирование и интенсивность концевых вихрей и следовательно на величину индуктивного сопротивления. A rational choice of the shape and spatial position of the end part of the wing allows you to influence the formation and intensity of the end vortices and, consequently, the magnitude of the inductive resistance.

Для снижения интенсивности свободных концевых вихрей на несущих поверхностях (крыла, горизонтального оперения) применяют концевые шайбы (Прикладная аэродинамика, А. К. Мартынов, изд. Машиностроение, 1972 г., с. 212) [1]. Такие шайбы наряду с уменьшением интенсивности концевых свободных вихрей приводят к значительному увеличению веса, значительной вредной интерференции и концевым срывам потока и незначительному повышению аэродинамического качества, а устойчивость и управляемость летательного аппарата ухудшаются. To reduce the intensity of free end vortices on bearing surfaces (wing, horizontal plumage), end washers are used (Applied Aerodynamics, A. K. Martynov, publishing house Mechanical Engineering, 1972, p. 212) [1]. Such washers, along with a decrease in the intensity of the terminal free vortices, lead to a significant increase in weight, significant harmful interference and end stalls of the flow, and a slight increase in aerodynamic quality, and the stability and controllability of the aircraft deteriorate.

Известны также законцовки крыла, которые характеризуются увеличением угла стреловидности по передней кромке (Техническая информация ОНТИ ЦАГИ 7, 1988 г. "Пассажирский самолет БАК "Супер VC-10") [2]. 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. Wing tips are also known, which are characterized by an increase in the sweep angle along the leading edge (Technical Information ONTI TsAGI 7, 1988 “Passenger Aircraft LHC Super VC-10”) [2]. 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 there is a decrease in the load-bearing properties of the wing end sections.

Известна также законцовка крыла, установленная в плоскости крыла и имеющая уступ по передней кромке (патент РФ 2063365, кл. В 64 С 3/10, 1996 г.) [3] . Снижение потерь аэродинамического качества самолета в этом техническом решении осуществляется за счет создания дополнительной подсасывающей силы на передней кромке уступа, обтекаемого концевым вихрем. Also known is the wingtip installed in the wing plane and having a step along the leading edge (RF patent 2063365, class B 64 C 3/10, 1996) [3]. The aerodynamic quality loss of the aircraft in this technical solution is reduced by creating additional suction force at the leading edge of the ledge streamlined by the end vortex.

Однако на стреловидном крыле при больших околозвуковых скоростях потери аэродинамического качества являются существенными, а такая законцовка малоэффективной. However, on the swept wing at high transonic speeds, aerodynamic quality losses are significant, and such a tip is ineffective.

Известна законцовка со сливом, оттянутым назад приблизительно на половину местной хорды, имеющая обтекаемую форму поверхности по хорде и по размаху, с отгибом вниз передней кромки законцовки (патент США 4108403, кл. 244-199, 1978 г.) [4]. Однако поверхность законцовки выполнена таким образом, что вершина слива законцовки уходит внутрь размаха, что снижает индуктивное воздействие на концевой вихрь и делает законцовку малоэффективной. Known tip with a drain, pulled back about half of the local chord, having a streamlined surface on the chord and span, with a bend down the front edge of the tip (US patent 4108403, CL 244-199, 1978) [4]. However, the tip surface is designed in such a way that the tip discharge tip goes inside the span, which reduces the inductive effect on the terminal vortex and makes the tip ineffective.

Известна законцовка крыла, взятая за прототип, выполненная с профилями увеличенной по сравнению с крылом кривизной и углами крутки. При этом торцевая кромка законцовки перед уступом выполнена острой, плавно переходящей в тупую переднюю кромку законцовки за уступом, а линия максимальных толщин надхордовой части профилей законцовки за уступом смещена по верхнему контуру назад и расположена в диапазоне 60-80% местной хорды законцовки (патент РФ 2086467, кл. В 64 С 3/10, 1997 г.) [5]. Однако, из-за возникновения раннего срыва потока с хвостовой части законцовки от чрезмерной диффузорности схода профилей по верхней поверхности был получен лишь незначительный положительный эффект. Known wingtip taken as a prototype, made with profiles increased compared with the wing curvature and twist angles. In this case, the end edge of the ending in front of the ledge is sharp, smoothly turning into a blunt front edge of the ending behind the ledge, and the line of maximum thicknesses of the suprachordal part of the ending profiles behind the ledge is shifted back along the upper contour and is located in the range of 60-80% of the local chord of the ending (RF patent 2086467 , CL B 64 C 3/10, 1997) [5]. However, due to the occurrence of an early stall of the flow from the tail end of the tip from the excessive diffusivity of the descent of the profiles on the upper surface, only a slight positive effect was obtained.

Задачей изобретения является увеличение аэродинамического качества летательного аппарата за счет снижения индуктивного сопротивления на концевой части несущей поверхности и ее законцовке. The objective of the invention is to increase the aerodynamic quality of the aircraft by reducing the inductive resistance at the end of the bearing surface and its tip.

Решение технической задачи достигается тем, что в законцовке, образованной профилями с увеличенной кривизной и увеличенными углами крутки по сравнению с концевыми сечениями несущей поверхности и имеющей уступ по передней кромке и удаленную назад вершину хвостовой части, срединная поверхность законцовки отклонена вниз относительно несущей поверхности, торцевая кромка выполнена по прямой линии параллельно набегающему потоку, задняя кромка выполнена плавной и криволинейной в плане, а размах уступа выполнен зависимым от размаха законцовки. The solution to the technical problem is achieved by the fact that in the tip formed by profiles with increased curvature and increased twist angles compared to the end sections of the bearing surface and having a step along the front edge and the tail tip removed backward, the middle surface of the tip is deflected downward relative to the bearing surface, the end edge made in a straight line parallel to the oncoming flow, the trailing edge is smooth and curved in plan, and the span of the step is made dependent on the span wki.

Предлагаемое изобретение поясняется схемами. The invention is illustrated by diagrams.

На фиг.1 изображена схема законцовки несущей поверхности в плане. Figure 1 shows a diagram of the ending of the bearing surface in plan.

На фиг.2 - вид А по фиг.1. Figure 2 is a view A of figure 1.

На фиг.3 - вид Б по фиг.1. Figure 3 - view B of figure 1.

На фиг.4 - схема разделения вихря от уступа и вихря от торца. Figure 4 - diagram of the separation of the vortex from the ledge and the vortex from the end.

На фиг.5 - схема перемешивания и слияния вихрей фиг.2. Figure 5 - scheme of mixing and fusion of the vortices of figure 2.

На фиг. 6 - схема распределения давлений на конце несущей поверхности сеч. А-А фиг.4, давлений на законцовке, на 0,4 L_зак, сеч. Б-Б, фиг.4.In FIG. 6 is a diagram of a pressure distribution at the end of a bearing surface of a section. AA Figure 4, pressure at the tip, 0.4 L _Zack , cross-section. BB, Fig. 4.

Законцовка 1 несущей поверхности 2, в которой передняя кромка 3 выполнена с уступом 4, расположенным на 0,1-0,3 длины местной хорды от передней кромки несущей поверхности, торцевая кромка 5 выполнена по прямой линии, параллельно набегающему потоку 6, задняя кромка 7 в плане выполнена в виде плавной и криволинейной линии. Слив 8, образованный кромками 5 и 7, расположен в концевой части законцовки 1 с вершиной 9 слива 8, находящейся на конце торцевой кромки 5 на расстоянии 0,2-0,4 длины концевой хорды от задней кромки несущей поверхности. Срединная поверхность 10 законцовки 1 отклонена вниз на угол 4-6^o относительно несущей поверхности, имеет криволинейное формообразование, большую относительную кривизну и угол крутки, чем у концевых сечений несущей поверхности. На фиг.4-6 показаны: вихрь 11, перетекающий через уступ 4, вихрь 12, перетекающий через торцевую кромку 5, вихрь 13, образованный в результате слияния вихрей 11 и 12, и поток 14, проходящий по верхней части несущей поверхности 2 и по органам управления 15, и распределение давлений 16 на верхней и нижней поверхности на концах несущей поверхности по сеч. А-А и распределение давлений 17 на законцовке на расстоянии 0,4 L_зак, где L_зак - размах законцовки.The ending 1 of the bearing surface 2, in which the leading edge 3 is made with a ledge 4 located at 0.1-0.3 lengths of the local chord from the leading edge of the bearing surface, the end edge 5 is made in a straight line parallel to the oncoming flow 6, the trailing edge 7 in the plan is made in the form of a smooth and curved line. A drain 8 formed by edges 5 and 7 is located in the end part of the tip 1 with the tip 9 of the drain 8 located at the end of the end edge 5 at a distance of 0.2-0.4 of the length of the end chord from the trailing edge of the bearing surface. The middle surface 10 of the ending 1 is deflected downward by an angle of 4-6 ^o relative to the bearing surface, has a curvilinear shape, a greater relative curvature and angle of rotation than the end sections of the bearing surface. Figures 4-6 show: a vortex 11 flowing over a ledge 4, a vortex 12 flowing over an end edge 5, a vortex 13 formed as a result of the confluence of the vortices 11 and 12, and a stream 14 passing along the upper part of the bearing surface 2 and along controls 15, and the distribution of pressures 16 on the upper and lower surfaces at the ends of the bearing surface in section. AA and pressure distribution 17 at the tip at a distance of 0.4 L _Zak , where L _Zak - the span of the tip.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

При обтекании несущей поверхности 2 на ее нижней поверхности возникает давление, а на верхней - разрежение (фиг.6). За счет этого вокруг уступа 4 и торцевой кромки 5 законцовки происходит перетекание потока и образование вихрей 11 и 12, смещенных относительно друг друга по размаху. По мере продвижения вихрей 11 и 12 по хорде происходит их постепенное перемешивание, причем вихрь 11 снижает скосы от вихря 12 и в результате происходит слияние вихрей 11 и 12 в один вихрь 13 уменьшенной интенсивности. Благодаря отгибу вниз срединной поверхности 10 на угол 4-6^o и расположению вершины 9 слива 8 на торцевой кромке 5 на расстоянии 0,2-0,4 длины концевой хорды несущей поверхности от ее задней кромки увеличивается давление на нижней части несущей поверхности 2 и соответственно увеличивается несущая способность концевой части законцовки.When flowing around the bearing surface 2, pressure arises on its lower surface, and rarefaction occurs on the upper surface (Fig. 6). Due to this, around the ledge 4 and the end edge 5 of the ending there is a overflow of the flow and the formation of vortices 11 and 12, offset relative to each other in magnitude. As the vortices 11 and 12 move along the chord, they gradually mix, and the vortex 11 reduces the bevels from the vortex 12 and as a result, the vortices 11 and 12 merge into one vortex 13 of reduced intensity. Due to the bending down of the middle surface 10 by an angle of 4-6 ^o and the location of the top 9 of the drain 8 on the end edge 5 at a distance of 0.2-0.4 of the length of the end chord of the bearing surface from its trailing edge, the pressure on the lower part of the bearing surface 2 increases, and accordingly the bearing capacity of the end part of the ending increases.

Вихрь 11 после уступа 4 проходит не у торцевой кромки 5 законцовки, а над верхней несущей поверхностью 2 и оттягивается к вершине 9 слива 8, увеличивая эффективный размах крыла и уменьшая индуктивное сопротивление. Расположение вершины 9 слива 8 на большем удалении от концевых частей несущей поверхности 2 распределяет более рационально толщину пограничного слоя, обеспечивает отсос потока 14 с концевых частей несущей поверхности 2 и органов управления 15, что приводит к затягиванию возникновения срыва потока и улучшению устойчивости и управляемости летательного аппарата. Экспериментально подтверждено, что выход за пределы 4-6^o угла отклонения срединной поверхности законцовки и расположения вершины слива на 0,2-0,4 длины концевой хорды несущей поверхности приводит к снижению эффективности работы законцовки. Криволинейное формообразование срединной поверхности 10 и верхней и нижней поверхностей законцовки повышает также жесткость конструкции и снижает ее вес.The vortex 11 after the step 4 does not pass at the end edge 5 of the ending, but over the upper bearing surface 2 and is pulled to the top 9 of the drain 8, increasing the effective wing span and reducing the inductive reactance. The location of the top 9 of the drain 8 at a greater distance from the end parts of the bearing surface 2 distributes the thickness of the boundary layer more rationally, provides the suction of the stream 14 from the end parts of the bearing surface 2 and the controls 15, which leads to a delay in the occurrence of flow stall and improve the stability and controllability of the aircraft . It is experimentally confirmed that going beyond the 4-6 ^o angle of deviation of the middle surface of the tip and the location of the drain vertices by 0.2-0.4 lengths of the end chords of the bearing surface reduces the efficiency of the tip. Curvilinear formation of the middle surface 10 and the upper and lower surfaces of the tip also increases the rigidity of the structure and reduces its weight.

Наибольшая разница в давлениях 16 и 17 имеет место в носовой части профиля на длине 0,1-0,3 местной хорды законцовки, при относительном размахе уступа 0,35-0,4 L_зак. При таком размахе уступа 4 в соответствии с распределением циркуляции по размаху обеспечивается равенство интенсивностей вихрей 11 и 12.The greatest difference in pressures 16 and 17 takes place in the nose of the profile along the length of 0.1-0.3 of the local chord of the ending, with a relative step of the ledge of 0.35-0.4 L _Zak . With this scale of step 4, in accordance with the distribution of circulation over the scale, equality of the intensities of the vortices 11 and 12 is ensured.

Другие значения относительного размаха уступа, отличающиеся от заданного диапазона, приведут к перераспределению интенсивности вихрей и в конечном итоге к потере эффективности в снижении индуктивного сопротивления. Это определило выбор положения уступа 4 законцовки. Other values of the relative span of the ledge, which differ from the specified range, will lead to a redistribution of the intensity of the vortices and ultimately to a loss of efficiency in reducing the inductive resistance. This determined the choice of the position of the ledge 4 ending.

Законцовка несущей поверхности была испытана на модели самолета Ту-154М и позволила увеличить аэродинамическое качество на числе Маха 0,8 на 4%. Увеличение аэродинамического качества при переходе к предлагаемой форме законцовки несущей поверхности позволяет увеличить дальность полета или уменьшить расход топлива. The tip of the bearing surface was tested on the model of the Tu-154M aircraft and allowed to increase the aerodynamic quality by Mach number 0.8 by 4%. The increase in aerodynamic quality during the transition to the proposed form of the ending of the bearing surface allows you to increase the flight range or reduce fuel consumption.

Claims

1. The ending of the bearing surface of the aircraft, having a step along the leading edge, located at 0.10.3 lengths of the local chord from the leading edge of the bearing surface, and a drain in the tail section and formed by profiles with increased curvature and increased twist angles compared to end sections the bearing surface, characterized in that the upper and lower surfaces of the tip are made with curved generatrices middle surface ending declined downwards at an angle of 4-6 ^o from the carrier surface and to the end omka performed in a straight line parallel to the oncoming flow with vertex at its discharge end.

2. The ending according to claim 1, characterized in that the step of the ending has a relative span of 0.35-0.4 of the span of the ending.

3. The tip according to claim 1, characterized in that the trailing edge of the drain is smooth and curved in plan.