RU2222477C1 - Amphibian aeroplane - Google Patents
Amphibian aeroplane Download PDFInfo
- Publication number
- RU2222477C1 RU2222477C1 RU2002114396/11A RU2002114396A RU2222477C1 RU 2222477 C1 RU2222477 C1 RU 2222477C1 RU 2002114396/11 A RU2002114396/11 A RU 2002114396/11A RU 2002114396 A RU2002114396 A RU 2002114396A RU 2222477 C1 RU2222477 C1 RU 2222477C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- consoles
- overwing
- tips
- attack
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике и касается конструирования легких самолетов-амфибий (СА), гидросамолетов (ГС), самолетов обычных схем, способных улучшить летно-технические характеристики (ЛТХ) и обеспечить безопасность полетов на больших углах атаки. The invention relates to aircraft and relates to the construction of light amphibious aircraft (SA), seaplanes (GS), aircraft of conventional schemes that can improve flight performance (LTH) and ensure flight safety at large angles of attack.
К устройствам, улучшающим ЛТХ и повышающим безопасность полетов на больших углах атаки, относятся:
- предкрылки, являющиеся профилированными частями носков крыла, отклоняемые посредством привода или воздействия разрежения от отклонения набегающего потока [1];
- надкрылки, являющиеся дополнительными профилированными аэродинамическими поверхностями, фиксируемыми относительно носков крыла, например, при помощи кронштейнов [1].Devices that improve LTX and increase flight safety at large angles of attack include:
- slats, which are profiled parts of the socks of the wing, deflected by the drive or the effect of vacuum from the deviation of the incoming flow [1];
- fenders, which are additional profiled aerodynamic surfaces, fixed relative to the toes of the wing, for example, using brackets [1].
Известны летательные аппараты, содержащие фюзеляж, крыло, снабженное надкрылками, зафиксированными по всему размаху консолей крыла [2]. Такое расположение надкрылков увеличивает сопротивление самолета на всех режимах полета и приводит к ухудшению ЛТХ: снижает максимальную скорость и продолжительность полета самолета и увеличивает километровые расходы топлива. Known aircraft containing the fuselage, the wing, equipped with fenders, fixed throughout the span of the wing consoles [2]. This arrangement of the wing liners increases the resistance of the aircraft in all flight modes and leads to a deterioration in performance characteristics: it reduces the maximum speed and duration of the flight of the aircraft and increases kilometer fuel consumption.
В качестве прототипа рассматривается СА, содержащий лодку с реданами, низкорасположенное водоизмещающее крыло с центропланом прямой стреловидности, имеющий наплыв по передней кромке стреловидностью более 70o и консолями [3].As a prototype, a SA is considered, containing a boat with redans, a low-lying displacement wing with a center wing of direct sweep, having an influx along the leading edge of a sweep of more than 70 o and consoles [3].
Недостатком такой схемы является ранний срыв потока на консолях крыла, обусловленный косыми пространственными течениями на наплывах центроплана. В результате развития срыва и потери подъемной силы на консолях, на самолете возникают кабрирующие моменты обтекания центроплана, приводящие к уменьшению приращения по углу атаки стабилизирующего пикирующего момента, что указывает на снижение степени продольной статической устойчивости. По мере увеличения угла атаки приращение продольного момента становится равным 0 и с дальнейшим увеличением угла атаки это приращение становится положительным еще до срывного угла αкр. В протекании зависимости коэффициента продольного момента по углу атаки образуется так называемая "ложка", приводящая к подхвату самолета, непроизвольному выходу его на критический угол атаки αкр и последующему сваливанию. Этот факт существенно снижает безопасность полета и ухудшает ЛТХ самолета-амфибии.The disadvantage of this scheme is the early stall of the flow on the wing consoles, due to oblique spatial currents on the influx of the center section. As a result of the development of stall and loss of lifting force on the consoles, on the plane there are convergent moments of flow around the center section, leading to a decrease in the increment in the angle of attack of the stabilizing diving moment, which indicates a decrease in the degree of longitudinal static stability. As the angle of attack increases, the increment of the longitudinal moment becomes equal to 0, and with a further increase in the angle of attack, this increment becomes positive even before the stall angle α cr . In the course of the dependence of the coefficient of the longitudinal moment along the angle of attack, a so-called “spoon” is formed, leading to the aircraft being picked up, its involuntary exit to the critical angle of attack α cr and subsequent stall. This fact significantly reduces flight safety and worsens the performance characteristics of an amphibious aircraft.
Задачей заявленного технического решения является создание легкого СА с улучшенными летно-техническими характеристиками и характеристиками безопасности полета, особенно на больших углах атаки, за счет повышения аэродинамического качества и расширения летного диапазона углов атаки. The objective of the claimed technical solution is to create a lightweight SA with improved flight and technical characteristics and flight safety characteristics, especially at large angles of attack, by increasing the aerodynamic quality and expanding the flight range of angles of attack.
Технический результат достигается тем, что в самолете-амфибии, содержащем лодку с реданами, низкорасположенное водоизмещающее крыло с центропланом прямой стреловидности, имеющий наплыв по передней кромке стреловидностью более 70o и консолями, консоли снабжены аэродинамическими поверхностями - надкрылками, расположенными у передней кромки на концевых частях консолей и фиксированно соединенными с ними при помощи опор, например, кронштейнов, образуя при этом профилированную щель. Концевые части надкрылков сопряжены с законцовками консолей, а корневые части надкрылков консольно отходят от опор и снабжены плавными законцовками, например, параболическими. Размах надкрылков составляет 0,6-0,7 от размаха консолей. Задняя кромка крыла СА имеет вертикальный срез высотой 1-2,5% от хорды крыла, ограниченный снизу плоской пластиной, длина которой равна высоте среза. Пластина является продолжением нижней поверхности крыла.The technical result is achieved in that in an amphibious aircraft containing a boat with redans, a low displacement wing with a direct sweep center wing, having a sweep at the leading edge with a sweep of more than 70 o and consoles, the consoles are equipped with aerodynamic surfaces - wing covers located at the leading edge at the end parts consoles and fixedly connected to them by means of supports, for example, brackets, thus forming a profiled gap. The end parts of the elytra are associated with the tips of the consoles, and the root parts of the elytra are cantilevered from the supports and equipped with smooth tips, for example, parabolic. The span of the elytra is 0.6-0.7 of the span of the consoles. The trailing edge of the wing SA has a vertical slice with a height of 1-2.5% of the chord of the wing, bounded below by a flat plate, the length of which is equal to the height of the cut. The plate is a continuation of the lower surface of the wing.
Заявленный СА поясняется описанием и чертежами, где показаны на
фиг.1 - вид СА сбоку;
фиг.2 - вид в плане;
фиг.3 - вид спереди;
фиг.4 - схема консоли крыла СА с надкрылком и задней кромкой;
фиг.5 - сечение по надкрылку;
фиг.6 - сечение по задней кромке крыла;
фиг.7 - спектры обтекания консоли крыла прототипа, αкр = 15°;
фиг.8 - спектры обтекания консоли крыла заявленного СА, αкр = 16°;
фиг.9 - зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки;
фиг.10 - зависимость коэффициента продольного момента от угла атаки.The claimed CA is illustrated by the description and drawings, where shown in
figure 1 is a side view of the CA;
figure 2 is a plan view;
figure 3 is a front view;
4 is a diagram of a wing console CA with an elytra and a trailing edge;
figure 5 is a cross section on the wing track;
6 is a section along the trailing edge of the wing;
Fig.7 - spectra of the flow around the console of the wing of the prototype, α cr = 15 ° ;
Fig - spectra of the flow around the wing console of the declared CA, α cr = 16 ° ;
Fig.9 - dependence of the coefficient of lift on the angle of attack;
figure 10 - dependence of the coefficient of longitudinal moment from the angle of attack.
Самолет-амфибия содержит лодку 1 с реданами 2 и 3, низкорасположенное крыло 4 с центропланом 5 со стреловидностью более 70o по передней кромке 6 и консолями 7, которые снабжены профилированными аэродинамическими поверхностями - надкрылками 8, фиксированно соединенными с консолями при помощи внутренних опор 9, например, кронштейнов. Размах надкрылков 8 составляет 0,6-0,7 размаха консолей 7. Концевые части надкрылков 8 сопрягаются с законцовками 10 консолей 7 при помощи любых видов соединений, а корневые части отходят от внутренних опор - кронштейнов 9 и снабжены плавными законцовками, например, параболическими 11. Задняя кромка 12 крыла 4 имеет вертикальный срез 13 высотой 1-2,5% вкр, ограниченный снизу плоской пластиной 14, которая является продолжением нижней поверхности крыла 4. Длина пластины 14 равна высоте среза 13 задней кромки 12.An amphibious aircraft contains a boat 1 with redans 2 and 3, a low wing 4 with a
Работу заявленного СА можно объяснить, сравнивая спектры обтекания набегающим потоком крыла моделей прототипа и заявленного СА в аэродинамической трубе. The operation of the claimed SA can be explained by comparing the spectra of the flow around the free flow of the wing of the prototype models and the claimed SA in the wind tunnel.
На фиг. 7 показана картина течения потока на крыле модели прототипа на срыве угла αкр = 15°, где видно, что пространственный характер обтекания, который формируется на наплыве центроплана, приводит к появлению срывных течений в задней области консолей крыла. Поскольку срыв потока и падение подъемной силы происходит позади центра тяжести самолета, то это приводит к уменьшению пикирующего момента и к образованию, в зависимости от коэффициента продольного момента от угла атаки α, так называемой "ложки", свидетельствующей о нейтральности и последующей неустойчивости СА.In FIG. Figure 7 shows the flow pattern on the wing of the prototype model at a breakdown of the angle α cr = 15 ° , where it is seen that the spatial nature of the flow around which is formed at the center section influx leads to the appearance of stall flows in the rear region of the wing consoles. Since the stall and loss of lift occurs behind the center of gravity of the aircraft, this leads to a decrease in the diving moment and to the formation, depending on the coefficient of the longitudinal moment of the angle of attack α, of the so-called “spoon”, indicating neutrality and subsequent instability of SA.
На фиг.8 показаны спектры обтекания крыла 4 заявленного СА на угле атаки, соответствующем срыву αкр = 16°, где видно, что характер обтекания существенно изменился благодаря установке надкрылков 8: концевая часть 7 консоли крыла 4 находится в состоянии безотрывного обтекания. Срыв потока на крыле 4 СА происходит в корневой части консоли 7 крыла 4, передняя кромка которой не защищена надкрылками 8. При этом концевая часть консоли 7 крыла 4 с надкрылками 8 обтекается безотрывно до углов αкр и далее.On Fig shows the spectra of the flow around the wing 4 of the declared SA at the angle of attack corresponding to the stall α cr = 16 ° , where it can be seen that the nature of the flow around has changed significantly due to the installation of the fenders 8: the
Поскольку концевой участок консолей 7 крыла 4 с надкрылками 8 находится позади центра тяжести самолета, то с увеличением угла атаки пикирующий момент не уменьшается и коэффициент продольного момента продолжает расти пропорционально углу атаки, и "ложка", в зависимости от коэффициента продольного момента от угла атаки, не образуется, т.е. СА не теряет устойчивости вплоть до αкр и далее.Since the end portion of the
Рассмотренные выше спектры обтекания подтверждаются графиками продувки модели заявленного СА в различных вариантах [4], где на фиг 9 показаны:
а - зависимость коэффициента подъемной силы Суа от угла атаки α для прототипа;
в - зависимость коэффициента подъемной силы Суа от угла атаки α для заявленного СА с надкрылками с размахом (0,6-0,7) в конс.;
с - зависимость коэффициента подъемной силы Суа от угла атаки α для варианта СА с установленными надкрылками по всему размаху консолей крыла, а на фиг. 10 представлены зависимости коэффициента продольного момента по углу атаки крыла:
а* - зависимость коэффициента подъемной силы Суа от угла атаки α для рассматриваемого прототипа;
в* - зависимость коэффициента подъемной силы Суа от угла атаки α для заявленного СА с надкрылками с размахом (0,6-0,8) в конс;
с* - зависимость коэффициента подъемной силы Суа от угла атаки α для варианта СА с надкрылками по всему размаху консолей.The flow spectra discussed above are confirmed by the purge graphs of the model of the claimed SA in various variants [4], where Fig. 9 shows:
a is the dependence of the coefficient of lifting force C уа from the angle of attack α for the prototype;
c - dependence of the lifting force coefficient С уа on the angle of attack α for the declared SA with wing slats with a span of (0.6-0.7) in the console;
c is the dependence of the lifting force coefficient С уа on the angle of attack α for the CA variant with installed wing flaps over the entire span of the wing consoles, and in FIG. 10 shows the dependences of the coefficient of longitudinal moment in the angle of attack of the wing:
a * is the dependence of the lifting force coefficient С уа on the angle of attack α for the considered prototype;
in * is the dependence of the lifting force coefficient С уа on the angle of attack α for the declared SA with elytra with a span of (0.6-0.8) per cons;
с * is the dependence of the lifting force coefficient С уа on the angle of attack α for the SA variant with wing slats over the entire range of the consoles.
На фиг. 9 видно, что у заявленного СА коэффициент подъемной силы максимальный (в) и критический угол атаки также максимальный и равен αкр = 16°. Зависимости (а) и (с), соответствующие прототипу СА и варианту с надкрылками по всему размаху консолей, имеют меньшее значение максимального коэффициента подъемной силы и критического угла атаки, равного αкр = 15°.In FIG. Figure 9 shows that the declared SA has a maximum lift coefficient (c) and the critical angle of attack is also maximum and equal to α cr = 16 ° . Dependencies (a) and (c), corresponding to the prototype CA and the variant with wings on the whole span of the consoles, have a lower value of the maximum coefficient of lift and critical angle of attack equal to α cr = 15 ° .
На фиг.10 видно, что у зависимостей коэффициента продольного момента от угла атаки α для вариантов а* и с*, потеря продольной статической устойчивости происходит на углах атаки 11o и 13o, т.е. еще до режима сваливания с углом атаки αкр = 15° для этих вариантов, что недопустимо с точки зрения безопасности полета.Figure 10 shows that in the dependences of the coefficient of longitudinal moment on the angle of attack α for options a * and c *, the loss of longitudinal static stability occurs at angles of attack of 11 o and 13 o , i.e. even before the stall mode with the angle of attack α cr = 15 ° for these options, which is unacceptable from the point of view of flight safety.
У заявленного СА "ложка" в зависимости от коэффициента продольного момента от угла атаки α проявляется только на углах атаки α=19o, что лежит за пределами αкр = 16°.In the declared SA, a “spoon”, depending on the coefficient of the longitudinal moment of the angle of attack α, appears only at the angles of attack α = 19 o , which lies outside α cr = 16 ° .
Таким образом, установка надкрылков на консолях крыла СА позволяет улучшить характеристики безопасности момента, особенно на больших углах атаки за счет расширения летного диапазона углов атаки. Thus, the installation of fenders on the consoles of the wing of the SA can improve the safety characteristics of the moment, especially at large angles of attack by expanding the flight range of angles of attack.
Для обоснования затупления задней кромки 12 крыла 4, как средства увеличения аэродинамического качества и, соответственно, повышения летно-технических характеристик были проведены аэродинамические исследования в аэродинамической трубе Т.203 СибНИА [5]. To justify the blunting of the
Анализ результатов продувок привел к следующим выводам:
- Срыв потока за вертикальным срезом 13, каким является затупленная задняя кромка 12 крыла 4, вызывает в следе за крылом 4 разрежение и это разрежение действует на верхнюю поверхность пластины 14, которая является продолжением нижней поверхности крыла 4.An analysis of the purge results led to the following conclusions:
- The stall of the flow behind the
- При наличии пластины 14, разрежение за срезом 13 более интенсивно распространяется вперед, повышая разрежение на верхней поверхности крыла 4, если пластина 14 расположена снизу. - If there is a
- В соответствии с вышеизложенным, при установке пластины 14 снизу, в случае δз.к = 2,2%, коэффициент подъемной силы крыла возрастает во всем диапазоне углов атаки.- In accordance with the foregoing, when installing the
- Поскольку, как уже упоминалось выше, установка пластины 14 приводит к дополнительному уменьшению давления на прилегающей к задней кромке 12 поверхности крыла 4, коэффициент лобового сопротивления за счет сопротивления давления крыла 4 уменьшается, причем уменьшается более значительно в том случае, когда пластина 14 установлена снизу. - Since, as mentioned above, the installation of the
- Преимущество по коэффициенту сопротивления Сха заявленного СА с крылом 4 и пластиной 14, установленной на задней кромке 12, снизу перед другими вариантами выполнения задней кромки 12 крыла 4 сохраняется в зависимости от высоты задней кромки 12 до значений Суа=0,7-1,0, т.е. на режимах крейсерского полета.- The advantage in the coefficient of resistance C ha of the declared CA with the wing 4 and the
Таким образом, установка пластины 14 на затупленной кромке со стороны нижней поверхности крыла 4 приводит к повышению аэродинамического качества. Thus, the installation of the
Предлагаемый СА, благодаря применению надкрылков, установленных на концевых частях консолей и затупленной задней кромке крыла с пластиной, закрепленной на нижней поверхности консоли крыла, позволяет достичь поставленной задачи: создать легкий СА с улучшенными летно-техническими характеристиками безопасности полета, особенно на больших углах атаки за счет повышения аэродинамического качества и расширения летного диапазона углов атаки. The proposed SA, thanks to the use of slats installed on the end parts of the consoles and the blunt trailing edge of the wing with a plate fixed on the lower surface of the wing console, allows to achieve the task: to create a light SA with improved flight performance characteristics of flight safety, especially at large angles of attack beyond by increasing aerodynamic quality and expanding the flight range of angles of attack.
Источники информации
1. Справочник авиаконструктора. Том 1, Аэродинамика самолета, 1937 г., с.139, фиг.142(c, d).Sources of information
1. Reference aircraft designer. Volume 1, Aerodynamics of an airplane, 1937, p.139, Fig.142 (c, d).
2. Jane's All the World's aircraft, 1983-84 гг., с. 169-171. 2. Jane's All the World's aircraft, 1983-84, p. 169-171.
3. Патент РФ 2135394, бюл. 24, 27.08.99 г. 3. RF patent 2135394, bull. 24, August 27, 1999
4. Результаты поиска средств улучшения аэродинамических свойств модели самолета - амфибии Бе-103 на околокритических углах атаки; Отчет СибНИА 27 - 98, с.22, 79, 80. 4. Search results for improving the aerodynamic properties of an airplane model - Be-103 amphibians at near critical angles of attack; SibNIA report 27 - 98, p.22, 79, 80.
5. Исследование влияния затупления задней кромки крыла на его аэродинамические характеристики. Отчет СибНИА 2-99. 5. The study of the influence of blunting the trailing edge of the wing on its aerodynamic characteristics. SibNIA report 2-99.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002114396/11A RU2222477C1 (en) | 2002-05-31 | 2002-05-31 | Amphibian aeroplane |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002114396/11A RU2222477C1 (en) | 2002-05-31 | 2002-05-31 | Amphibian aeroplane |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2222477C1 true RU2222477C1 (en) | 2004-01-27 |
| RU2002114396A RU2002114396A (en) | 2004-01-27 |
Family
ID=32091169
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002114396/11A RU2222477C1 (en) | 2002-05-31 | 2002-05-31 | Amphibian aeroplane |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2222477C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2021020999A1 (en) | 2019-07-30 | 2021-02-04 | Виктор Георгиевич СЕРГЕЕВ | Wing-in-ground-effect vehicle |
-
2002
- 2002-05-31 RU RU2002114396/11A patent/RU2222477C1/en active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2021020999A1 (en) | 2019-07-30 | 2021-02-04 | Виктор Георгиевич СЕРГЕЕВ | Wing-in-ground-effect vehicle |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2002114396A (en) | 2004-01-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7900868B2 (en) | Noise-shielding wing configuration | |
| US4776542A (en) | Aircraft stall-spin entry deterrent system | |
| US4108403A (en) | Vortex reducing wing tip | |
| US6293497B1 (en) | Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil | |
| US7878458B2 (en) | Method and apparatus for enhancing engine-powered lift in an aircraft | |
| US7300021B2 (en) | Aerospace vehicle fairing systems and associated methods | |
| US3960345A (en) | Means to reduce and/or eliminate vortices, caused by wing body combinations | |
| US6892982B2 (en) | Aircraft with forward opening inlay spoilers for yaw control | |
| WO1998017529A9 (en) | Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil | |
| US11884382B2 (en) | Wing tip device | |
| CN113232832B (en) | Amphibious aircraft | |
| US4962978A (en) | High efficiency seaplane | |
| US5865399A (en) | Tail Boom for aircraft | |
| US6935592B2 (en) | Aircraft lift device for low sonic boom | |
| CA2767990C (en) | High-lift-device, wing, and noise reduction device for high-lift-device | |
| US20200324871A1 (en) | Aircraft wing | |
| CN112124561B (en) | Aerodynamic drag reduction structure for wingtip winglet of aircraft and aircraft | |
| GB2578724A (en) | Aerodynamic structure for aircraft wing | |
| US4890803A (en) | Airfoil with fixed and variable upper camber portions | |
| RU2222477C1 (en) | Amphibian aeroplane | |
| US20200283160A1 (en) | Aircraft pylon fairing | |
| US6857599B2 (en) | Highly swept canard with low sweep wing supersonic aircraft configuration | |
| RU2818209C1 (en) | Drone | |
| US20230286647A1 (en) | Leading edge flap | |
| RU1790529C (en) | Light aircraft |