RU2264950C1

RU2264950C1 - Flying vehicle lifting surface tip

Info

Publication number: RU2264950C1
Application number: RU2004112597/11A
Authority: RU
Inventors: А.Б. Кощеев (RU); А.Б. Кощеев; А.Л. Крупник (RU); А.Л. Крупник; В.С. Федичев (RU); В.С. Федичев
Original assignee: Открытое акционерное общество "Туполев" (ОАО "Туполев")
Priority date: 2004-04-27
Filing date: 2004-04-27
Publication date: 2005-11-27

Abstract

FIELD: aeronautical engineering; lifting surfaces of various-purpose flying vehicle.

SUBSTANCE: proposed tip has swept aerodynamic surface whose lower plane is formed by smooth extension of generatrices of wing lower surface. Nose of root chord of end aerodynamic surface is located on lower contour of wing end profile at point of intersection with line of maximum thicknesses. Leading edge of end aerodynamic surface is sharp in contour and is located on one line with wing trailing edge; upper plane of end aerodynamic surface is made with smooth change at point of connection with wing. End aerodynamic surface has low aspect ratio and its sweep ranges from 60 to 85°.

EFFECT: improved aerodynamic property at high subsonic flight speeds.

10 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано на несущих поверхностях летательных аппаратов различного назначения.The invention relates to the field of aviation technology and can be used on the bearing surfaces of aircraft for various purposes.

Известна законцовка несущей поверхности летательного аппарата, которая характеризуется увеличением стреловидности крыла по передней кромке (см. Техническая информация ОНТИ ЦАГИ №7, Пассажирский самолет БАК "Супер VC-10", 1966 г.).The ending of the aircraft bearing surface is known, which is characterized by an increase in the sweep of the wing along the leading edge (see Technical Information ONTI TsAGI No. 7, Passenger Aircraft LHC Super VC-10, 1966).

Такая форма законцовки приводит к незначительному увеличению аэродинамического качества при больших дозвуковых скоростях полета. При этом имеет место уменьшение несущих свойств концевых сечений крыла, ухудшение устойчивости и управляемости.This form of ending leads to a slight increase in aerodynamic quality at high subsonic flight speeds. In this case, there is a decrease in the load-bearing properties of the wing end sections, deterioration of stability and controllability.

Известна также законцовка несущей поверхности летательного аппарата, имеющая стреловидную концевую аэродинамическую поверхность, нижняя плоскость которой образована плавным продолжением образующих нижней плоскости крыла (см. патент РФ №2063365, МПК В 64 С 3/10, 06.07.93 г.).Also known is the tip of the bearing surface of the aircraft, having an arrow-shaped end aerodynamic surface, the lower plane of which is formed by a smooth extension of the generatrix of the lower plane of the wing (see RF patent No. 2063365, IPC 64 C 3/10, 07/06/93).

В известной законцовке несущей поверхности летательного аппарата торцевая кромка выполнена с уступом и с профилями, имеющими большую кривизну и угол закрученности, чем концевой профиль крыла до уступа.In the known tip of the supporting surface of the aircraft, the end edge is made with a ledge and with profiles having a greater curvature and a twist angle than the wing end profile to the ledge.

Однако умеренная стреловидность уступа, близкая к стреловидности крыла, не способствует увеличению критического числа М (Мкр) на больших дозвуковых скоростях полета. То же самое можно сказать о профилях законцовки, относительная кривизна которых больше, чем на исходном крыле. При этом величина подсасывающей силы на передней кромке уступа из-за малого размаха законцовки не может оказаться существенной. Таким образом, известная законцовка несущей поверхности летательного аппарата не позволяет в полной мере реализовать возможности увеличения Мкр и повышения аэродинамического качества на больших дозвуковых скоростях полета.However, the moderate sweep of the ledge, close to the sweep of the wing, does not contribute to an increase in the critical number M (Mkr) at high subsonic flight speeds. The same can be said about the ending profiles, the relative curvature of which is greater than on the original wing. Moreover, the magnitude of the suction force on the leading edge of the ledge due to the small span of the tip cannot be significant. Thus, the known tip of the bearing surface of the aircraft does not allow to fully realize the possibility of increasing the MKR and increasing the aerodynamic quality at high subsonic flight speeds.

Задачей настоящего изобретения является повышение аэродинамического качества на больших дозвуковых скоростях полета.The objective of the present invention is to improve aerodynamic quality at high subsonic flight speeds.

Поставленная техническая задача достигается тем, что в законцовке несущей поверхности летательного аппарата, имеющей стреловидную концевую аэродинамическую поверхность, нижняя плоскость которой образована плавным продолжением образующих нижней плоскости крыла, носок корневой хорды концевой аэродинамической поверхности расположен на нижнем обводе концевого профиля крыла в точке пересечения с линией максимальных толщин, передняя кромка концевой аэродинамической поверхности выполнена острой, а ее задняя кромка выполнена прямолинейной и расположена на одной линии с задней кромкой крыла, при этом верхняя плоскость концевой аэродинамической поверхности выполнена с плавным переходом в месте ее стыка с крылом, концевая аэродинамическая поверхность имеет малое удлинение, а стреловидность составляет 60°-85°.The stated technical problem is achieved by the fact that in the tip of the bearing surface of the aircraft having a swept end aerodynamic surface, the lower plane of which is formed by a smooth continuation of the generators of the lower plane of the wing, the nose of the root chord of the end aerodynamic surface is located on the lower contour of the end profile of the wing at the point of intersection with the line of maximum thickness, the leading edge of the end aerodynamic surface is sharp, and its trailing edge is made straight hydrochloric and is aligned with the trailing edge of the wing, with the upper end plane of the aerodynamic surface is formed with a smooth transition at the place of its junction with the wing airfoil end has a small elongation, and a sweep of 60 ° -85 °.

Изобретение поясняется чертежами и графиками.The invention is illustrated by drawings and graphs.

На фиг.1 представлена законцовка несущей аэродинамической поверхности в плане.Figure 1 shows the tip of the bearing aerodynamic surface in plan.

На фиг.2 показан вид по стрелке А фиг.1.Figure 2 shows a view along arrow A of figure 1.

На фиг.3 - сечение Б-Б фиг.1.Figure 3 is a section bB of figure 1.

На фиг.4 - сечение В-В фиг.1.Figure 4 - section bb In figure 1.

На фиг.5 приведена эпюра распределения коэффициента давления по хорде профиля в сечении вблизи конца крыла.Figure 5 shows the plot of the distribution of the pressure coefficient along the chord of the profile in section near the end of the wing.

На фиг.6 - эпюра распределения вертикальных скосов перед концевой аэродинамической поверхностью.Figure 6 - plot of the distribution of vertical bevels in front of the end aerodynamic surface.

На фиг.7 - схема расположения конического вихря сверху концевой аэродинамической поверхности.7 is a diagram of the location of the conical vortex on top of the end aerodynamic surface.

На фиг.8 - эпюра распределения вертикальных скосов, индуцированных коническим вихрем (фиг.7) с внутренней стороны от оси вихря.On Fig - plot of the distribution of vertical bevels induced by a conical vortex (Fig.7) on the inner side of the axis of the vortex.

На фиг.9 дана схема векторного взаимодействия законцовки с набегающим потоком.Figure 9 is a diagram of the vector interaction of the ending with the oncoming flow.

На фиг.10 представлены в виде графиков зависимости аэродинамического качества К от коэффициента подъемной силы Су по результатам испытаний в аэродинамической трубе модели самолета с предложенной и исходной законцовками при числе Маха М=0,75.Figure 10 presents in the form of graphs of the dependence of the aerodynamic quality K on the coefficient of lift Su according to the results of tests in the wind tunnel of an airplane model with the proposed and initial endings with a Mach number M = 0.75.

Законцовка крыла 1 представляет собой концевую аэродинамическую поверхность 2 большой стреловидности χ=60°-85°, малого удлинения с острой передней кромкой 3. Носок 4 корневой хорды 5 концевой аэродинамической поверхности 2 расположен на нижнем обводе 6 концевого профиля 7 крыла в точке пересечения с линией максимальных толщин 8. Задняя кромка 9 концевой аэродинамической поверхности 2 расположена на одной линии с задней кромкой 10 крыла 1. Нижняя поверхность 11 законцовки образована плавным продолжением образующих нижней поверхности 12 крыла 1 с выходом на острую переднюю кромку 3 концевой аэродинамической поверхности 2.The wing tip 1 is the end aerodynamic surface 2 of a large sweep χ = 60 ° -85 °, small elongation with a sharp leading edge 3. The nose 4 of the root chord 5 of the end aerodynamic surface 2 is located on the lower contour 6 of the wing end profile 7 at the intersection with the line maximum thicknesses 8. The trailing edge 9 of the end aerodynamic surface 2 is in line with the trailing edge 10 of the wing 1. The lower surface 11 of the tip is formed by a smooth extension of the generatrix of the lower surface 12 of the wing 1 s traverse to the sharp leading edge of the airfoil 3 end 2.

Работа законцовки несущей поверхности летательного аппарата базируется на ее взаимодействии с полем вертикальных скосов вблизи конца крыла. Например, на крыле 1, находящемся под углом атаки α (угол между строительной плоскостью крыла СПК и вектором скорости набегающего потока V_∞), из-за перепада давлений 13 и 14 возникает интенсивное перетекание потока 15 с нижней поверхности на верхнюю вокруг законцовки крыла с вертикальной составляющей скорости 16 (см. фиг.6). При этом, как видно на фиг.5, из эпюры распределения коэффициента давления Р по текущей относительной координате Х хорды профиля вблизи конца крыла наибольший перепад давления имеет место на переднем участке концевой хорды перед концевой аэродинамической поверхностью. В результате местный угол скоса потока Δα_М в зависимости от геометрических параметров крыла 1 может в несколько раз превышать угол атаки α. При удалении от концевой хорды величина вертикальной составляющей скоса потока V_y уменьшается по гиперболическому закону и, как показывают результаты экспериментальных и теоретических исследований, область эффективных углов вертикального скоса распространяется до 0,3-0,35 концевой хорды В_К. Размах концевой аэродинамической поверхности 2 не выходит за указанные границы, что в значительной степени определяет ее эффективность.The work of the ending of the supporting surface of the aircraft is based on its interaction with the field of vertical bevels near the end of the wing. For example, on wing 1, which is at an angle of attack α (angle between the construction plane of the wing of the SEC and the free-stream velocity vector V _∞ ), due to the pressure difference 13 and 14, intense flow of flow 15 from the lower surface to the upper around the wing tip with vertical speed component 16 (see Fig.6). Moreover, as can be seen in FIG. 5, from the diagram of the distribution of the pressure coefficient P along the current relative coordinate X of the profile chord near the end of the wing, the largest pressure drop occurs in the front section of the end chord in front of the end aerodynamic surface. As a result, the local angle of the bevel of the flow Δα _M , depending on the geometric parameters of the wing 1, can be several times greater than the angle of attack α. At a distance from the end of the chord value of the vertical component V _y bevel flow decreases hyperbolically and, as the results of the experimental and theoretical studies, the vertical angles of the effective region of the bevel extends to the end of the chord 0.3-0.35 _VK. The span of the end aerodynamic surface 2 does not go beyond these boundaries, which largely determines its effectiveness.

Таким образом, концевая аэродинамическая поверхность, находясь в указанной области, имеет положительный местный угол атаки α_М по отношению к местной скорости V_M (см. фиг.9).Thus, the terminal aerodynamic surface, being in the indicated region, has a positive local angle of attack α _M with respect to the local speed V _M (see Fig. 9).

В результате, на острой передней кромке 3 концевой аэродинамической поверхности 2, выполненной с большой стреловидностью и находящейся под местным углом атаки α_M, происходит отрыв потока с образованием конического вихря 17, который создает разрежение на верхней поверхности концевой аэродинамической поверхности и, соответственно, подъемную силу Yкап, проекция которой на направление полета V∞ является тяговой составляющей Т.As a result, on the sharp leading edge 3 of the end aerodynamic surface 2, made with great sweep and located at the local angle of attack α _M , the flow breaks off with the formation of a conical vortex 17, which creates a vacuum on the upper surface of the end aerodynamic surface and, accordingly, the lifting force Ykap, the projection of which onto the flight direction V∞ is the traction component of T.

Таким образом, в создании тяговой составляющей участвует вся верхняя поверхность, на которой реализуется разрежение от вихря 17. При этом скосы 18 с внутренней стороны от оси 19 вихря направлены противоположно скосам от вихря индуктивности, ослабляя последний. Кроме того, законцовка с острой кромкой дает наибольший эффективный размах и, следовательно, наименьшее индуктивное сопротивление. Отрыв потока на острой передней кромке при χ≥60° трансформируется в устойчивое вихревое течение с образованием конического вихря. Увеличение χ>85°, приводящее к дальнейшему уменьшению площади концевой аэродинамической поверхности, становится неэффективным.Thus, the entire upper surface is involved in creating the traction component, on which rarefaction from the vortex 17 is realized. In this case, the bevels 18 from the inside of the vortex axis 19 are directed opposite to the bevels from the inductance vortex, weakening the latter. In addition, the tip with a sharp edge gives the greatest effective range and, therefore, the least inductive resistance. The flow separation at the sharp leading edge at χ≥60 ° transforms into a stable vortex flow with the formation of a conical vortex. An increase in χ> 85 °, leading to a further decrease in the area of the terminal aerodynamic surface, becomes ineffective.

В результате увеличения эффективной стреловидности несущей системы (крыло плюс концевая аэродинамическая поверхность) повышается критическое число Маха (Мкр) и, следовательно, аэродинамическая эффективность самолета (КхМ), где К - аэродинамическое качество, М - число Маха. В целом эта несущая система становится более устойчивой к концевому срыву, увеличивая критический угол атаки.As a result of an increase in the effective sweep of the carrier system (wing plus end aerodynamic surface), the critical Mach number (Mkr) and, consequently, the aerodynamic efficiency of the aircraft (KxM) are increased, where K is the aerodynamic quality, M is the Mach number. In general, this carrier system becomes more resistant to end breakdown, increasing the critical angle of attack.

Продувки в аэродинамической трубе модели самолета с предложенной законцовкой показали увеличение аэродинамического качества по сравнению с аналогом при больших дозвуковых скоростях потока на величину ΔКмах=0,65, что составляет 4,4%, тогда как в прототипе эти показатели по сравнению с тем же известным техническим решением, соответственно, составляют ΔКмах=0,5 и 3,8%. На фиг.10 позицией 1 обозначена кривая, построенная по результатам испытаний предлагаемой законцовки, позицией 2 - законцовки-аналога.Blowing in the wind tunnel of an airplane model with the proposed tip showed an increase in aerodynamic quality compared to the analog at high subsonic flow velocities by ΔKmax = 0.65, which is 4.4%, whereas in the prototype these indicators are compared with the same known technical the solution, respectively, is ΔKmah = 0.5 and 3.8%. In figure 10, position 1 denotes a curve constructed according to the test results of the proposed ending, position 2 - ending-analogue.

Сравнение имеющихся результатов позволяет сделать вывод, что предлагаемая законцовка имеет не только аэродинамические преимущества по сравнению с прототипом. Относительно малая площадь концевой аэродинамической поверхности и более низкий по сравнению с другими типами законцовок коэффициент подъемной силы Су^α приводят к минимизации изгибающего момента на основную конструкцию крыла.A comparison of the available results allows us to conclude that the proposed tip has not only aerodynamic advantages compared with the prototype. The relatively small area of the end aerodynamic surface and lower than the other types of endings, the coefficient of lift Sy ^α lead to minimize bending moment on the main structure of the wing.

Кроме того, конструктивно предлагаемое техническое решение является высокотехнологичным, так как законцовка при необходимости может легко монтироваться на существующих самолетах без усиления основных силовых элементов.In addition, the structurally proposed technical solution is high-tech, since the tip, if necessary, can be easily mounted on existing aircraft without reinforcing the main power elements.

Claims

The tip of the bearing surface of the aircraft, having a swept end aerodynamic surface, the lower plane of which is formed by a smooth extension of the generatrix of the lower plane of the wing, characterized in that the nose of the root chord of the end aerodynamic surface is located on the lower contour of the end profile of the wing at the point of intersection with the line of maximum thicknesses, the front edge the end aerodynamic surface is sharp, and its trailing edge is straight and located on the same line the trailing edge of the wing, with the upper end plane of the aerodynamic surface is formed with a smooth transition at the place of its junction with the wing airfoil end has a small elongation, and sweep of 60-85 °.