RU2266844C1

RU2266844C1 - Aircraft wing

Info

Publication number: RU2266844C1
Application number: RU2004116356/11A
Authority: RU
Inventors: Б.Н. Фролищев (RU); Б.Н. Фролищев
Priority date: 2004-06-01
Filing date: 2004-06-01
Publication date: 2005-12-27

Abstract

FIELD: aeronautical engineering.

SUBSTANCE: proposed aircraft wing has upper and lower surfaces, detachable tips, flaps and semi-cones at shear over trailing edge mounted on lower surface. Semi-cones are mounted on lower surface of root compartment of each flap. Size of each tip along wing span is 0.5-2.0 from tip chord; bending moment of modified wing does not exceed bending moment of starting wing.

EFFECT: increased flight range; saving of fuel.

5 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при модернизации существующих самолетов различного назначения для улучшения их аэродинамических и летных характеристик, увеличения дальности полета и экономии топлива.The invention relates to aircraft and can be used to upgrade existing aircraft for various purposes to improve their aerodynamic and flight characteristics, increase flight range and fuel economy.

Известно, что для увеличения аэродинамической нагрузки в корневых сечениях крыла самолета используются крылья с отрицательной геометрической закрученностью (самолеты Боинг-747, Ту-204, Ту-156, Ил-76 и др.).It is known that to increase the aerodynamic load in the root sections of an airplane wing, wings with negative geometric twist are used (Boeing-747, Tu-204, Tu-156, Il-76, etc.).

Использование отрицательной геометрической закрученности позволяет благоприятно перераспределять аэродинамическую нагрузку по размаху крыла - увеличить в корневых сечениях и уменьшить ее в концевых сечениях. Это позволяет повысить аэродинамические и летные характеристики самолета.The use of negative geometric twist allows you to favorably redistribute the aerodynamic load along the wing span - to increase in the root sections and reduce it in the end sections. This allows you to increase the aerodynamic and flight characteristics of the aircraft.

Однако на существующих самолетах применяют отрицательную геометрическую закрученность крыльев лишь до углов φ≤(-3°÷-4°), так как при дальнейшем увеличении углов φ имеет место значительное падение коэффициента подъемной силы С_у и существенное уменьшение роста кабрирующих моментов M_zo (Авиаиздательство К.Н.Р., Москва - Пекин, 1995 г., стр.88, рис.2.22, стр.92, рис.2.25). Дальнейшее улучшение аэродинамических характеристик за счет увеличения отрицательной геометрической закрученности крыльев становится крайне затруднительным, а увеличение размаха крыла возможно лишь при усилении силовой конструкции и значительном увеличении массы крыла.However, on existing aircraft, negative geometric torsion of the wings is used only up to the angles φ≤ (-3 ° ÷ -4 °), since with a further increase in the angles φ there is a significant drop in the lift coefficient С _у and a significant decrease in the growth of the converging moments M _zo (Air Publishing K.N.R., Moscow - Beijing, 1995, p. 88, fig. 2.22, p. 92, fig. 2.25). Further improvement of aerodynamic characteristics due to an increase in the negative geometric twist of the wings becomes extremely difficult, and an increase in the wingspan is possible only with the strengthening of the power structure and a significant increase in the mass of the wing.

Известно крыло, составленное из профилей и полуконусов, расположенных в концевых сечениях на верхней и нижней поверхностях крыла, переходящих на задней кромке в гофр с торцевым срезом (патент России № 2116222, кл. В 64 С 9/00, 1998 г.) - прототип.Known wing, composed of profiles and half-cones located in end sections on the upper and lower surfaces of the wing, passing on the trailing edge of the corrugation with an end cut (Russian patent No. 2116222, CL 64 C 9/00, 1998) - prototype .

Однако при неотклоненных рулях такое расположение полуконусов не приводит к увеличению коэффициента подъемной силы С_у и аэродинамического качества.However, with non-deviated rudders, such an arrangement of semi-cones does not lead to an increase in the lift coefficient С _у and aerodynamic quality.

Задачей изобретения является улучшение аэродинамических и летных характеристик существующих самолетов, увеличение дальности полета, экономия топлива при сохранении обводов и конструкции исходного крыла.The objective of the invention is to improve the aerodynamic and flight characteristics of existing aircraft, increase flight range, fuel economy while maintaining the contours and design of the original wing.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что у крыла самолета, содержащего верхнюю и нижнюю поверхности, съемные законцовки, а также закрылки и полуконусы со срезом по задней кромке, установленные на нижней поверхности, полуконусы со срезом по задней кромке установлены на нижней поверхности корневого отсека каждого из закрылков, а размер каждой законцовки вдоль размаха крыла составляет 0,5-2,0 от концевой хорды, при этом изгибающий момент модифицированного крыла не превышает изгибающий момент исходного крыла.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that at the wing of the aircraft containing the upper and lower surfaces, removable tips, as well as flaps and half-cones with a cut along the trailing edge, installed on the lower surface, half cones with a cut along the trailing edge are installed on the lower surface of the root compartment each of the flaps, and the size of each tip along the span of the wing is 0.5-2.0 from the end chord, while the bending moment of the modified wing does not exceed the bending moment of the original wing.

На фиг.1 изображен схематично самолет в перспективе с модифицированным крылом.Figure 1 shows a schematic perspective view of a plane with a modified wing.

На фиг.2 показан корневой отсек модифицированного крыла.Figure 2 shows the root compartment of the modified wing.

На фиг.3 приведено распределение аэродинамической нагрузки по размаху исходного (прототипа) и модифицированного крыла.Figure 3 shows the distribution of aerodynamic load on the span of the original (prototype) and modified wing.

На фиг.4 даны зависимости коэффициента подъемной силы по углу атаки С_у=f(α) плоского, геометрически закрученного и модифицированного крыльев.Figure 4 shows the dependences of the coefficient of lift on the angle of attack With _y = f (α) flat, geometrically twisted and modified wings.

На фиг.5 даны зависимости аэродинамического качества по коэффициенту подъемной силы К=f(С_у), модели самолета с крылом прототипа и модифицированным крылом.Figure 5 shows the dependencies of aerodynamic quality by the coefficient of lift K = f (C _y ), model aircraft with a wing of the prototype and a modified wing.

Крыло 1 самолета 2 содержит верхнюю 3 и нижнюю 4 поверхности, съемные законцовки 9, а также закрылки 5 и полуконусы 6 со срезом по задней кромке 8, которые установлены на нижней 4 поверхности корневого отсека каждого из закрылков 5, размер каждой закоцовки 9 вдоль размаха крыла 1 составляет 0,5-2,0 от концевой хорды, при этом изгибающий момент модифицированного крыла 1 не превышает изгибающий момент исходного крыла.The wing 1 of the aircraft 2 contains the upper 3 and lower 4 surfaces, removable tips 9, as well as flaps 5 and half-cones 6 with a cut along the trailing edge 8, which are installed on the lower 4 surface of the root compartment of each of the flaps 5, the size of each hinge 9 along the wing span 1 is 0.5-2.0 from the end chord, while the bending moment of the modified wing 1 does not exceed the bending moment of the original wing.

Изгибающий момент модифицированного крыла М_х.м=У_м×l_м, гдеThe bending moment of the modified wing M _x.m = U _m × l _m , where

У_м - подъемная сила у модифицированного крыла,U _m - the lifting force of the modified wing,

l_м - расстояние от приложения подъемной силы У_м модифицированного крыла до оси самолета, не должно превышать изгибающий момент исходного крыла М_х.и=У_и×l_и, гдеl _m is the distance from the application of the lifting force U _{m of the} modified wing to the axis of the aircraft, should not exceed the bending moment of the original wing M _x.i = Y _and × l _and , where

У_и - подъемная сила исходного крыла,U _and - the lifting force of the original wing,

l_и - расстояние от приложения подъемной силы У_и исходного крыла до оси самолета (фиг.3).l _and - the distance from the application of the lifting force Y _{and the} original wing to the axis of the aircraft (figure 3).

Условие М_х.м≤M_х.и связано с сохранением обводов и конструкции исходного крыла без его доработки.The condition M _x.m ≤M _x.i is associated with the preservation of the contours and design of the original wing without its refinement.

Установка в корневых сечениях крыла 1 полуконусов 6 с торцевым срезом 7 на задней кромке 8 позволяет за счет отсоса пограничного слоя с верхней 3 поверхности крыла 1 в области донного разряжения, возникающего на торцевых срезах 7 полуконусов 6, затянуть возникновение срыва потока на крыле 1 (фиг.2) и при одинаковой подъемной силе полета самолета У_м=У_и перераспределить аэродинамическую нагрузку по размаху крыла, т.е. увеличить в корневых сечениях и уменьшить в концевых сечениях. При этом подъемная сила У_м модифицированного крыла перемещается ближе к оси самолета, что приводит к уменьшению изгибающего момента крыла М_х.м≤М_х.и (фиг.3), и за счет этого произвести замену законцовок 8 крыла на законцовки большого размаха, увеличивающих размах крыла L_м>L_и (фиг.1), на (0,5-2,0)в_к, где в_к - концевая хорда исходного крыла. При этом обеспечивается создание изгибающего момента модифицированного крыла, не превышающего изгибающий момент исходного крыла.The installation in the root sections of wing 1 of the half-cones 6 with an end cut 7 on the trailing edge 8 allows, due to the suction of the boundary layer from the top 3 of the surface of the wing 1 in the bottom discharge region arising on the end sections 7 of the half cones 6, to delay the occurrence of flow stall on the wing 1 (Fig. .2) and with the same lifting force of the aircraft flight U _m = U _and redistribute the aerodynamic load along the wing span, i.e. increase in root sections and decrease in end sections. In this case, the lifting force U _{m of the} modified wing moves closer to the axis of the aircraft, which leads to a decrease in the bending moment of the wing M _x.m ≤M _xi (Fig. 3), and due to this, replace the wingtips 8 with wingtips of a large scope, increasing wing span L _m > L _and (Fig. 1), by (0.5-2.0) in _k , where in _k - the end chord of the original wing. This ensures the creation of a bending moment of the modified wing, not exceeding the bending moment of the original wing.

При замене только законцовок крыла, увеличивающих его размах, увеличивается аэродинамическое качество, но также возрастает изгибающий момент крыла, поэтому требуется доработка силовой конструкции крыла. При установке только полуконусов в корневом отсеке крыла хотя уменьшается изгибающий момент, но практически не увеличивается аэродинамическое качество.When replacing only the wingtips, increasing its span, the aerodynamic quality increases, but the bending moment of the wing also increases, so the wing's power structure needs to be improved. When installing only half-cones in the root compartment of the wing, although the bending moment decreases, the aerodynamic quality practically does not increase.

Для каждого типа самолета размер и расположение полуконусов и замена законцовок крыла, определяется с учетом его аэродинамической компоновки и режимами полета.For each type of aircraft, the size and location of the half-cones and the replacement of the wingtips is determined taking into account its aerodynamic layout and flight modes.

Эффективность предлагаемого крыла подтверждена испытаниями в аэродинамических трубах.The effectiveness of the proposed wing is confirmed by tests in wind tunnels.

У модели самолета с крылом прототипа, имеющим отрицательную геометрическую закрученность φ=-4° коэффициент подъемной силы уменьшается на ΔС_у=-0,2, то у модели с предлагаемым крылом, наоборот, увеличивается на ΔС_у=0,05 (фиг.4) и кроме того, возрастает максимальное аэродинамическое качество на ΔК_max=0,5 (фиг.5), что дает возможность на ~5-10% увеличить дальность полета и экономию топлива.For a model of an aircraft with a prototype wing having negative geometric swirl φ = -4 °, the lift coefficient decreases by ΔС _у = -0.2, then for a model with the proposed wing, on the contrary, it increases by ΔС _у = 0.05 (Fig. 4 ) and in addition, the maximum aerodynamic quality increases by ΔK _max = 0.5 (Fig. 5), which makes it possible to increase the flight range and fuel economy by ~ 5-10%.

Реализация предложенного крыла может быть осуществлена при ремонтных работах большого парка существующих самолетов при сохранении основного крыла путем простой установки на закрылках полуконусных надстроек и замены законцовок крыла.Implementation of the proposed wing can be carried out during the repair work of a large fleet of existing aircraft while maintaining the main wing by simply installing semi-conical superstructures on the flaps and replacing the wingtips.

Claims

An airplane wing containing upper and lower surfaces, removable wingtips, as well as flaps and half-cones with a cut along the trailing edge, mounted on the lower surface, characterized in that the half cones with a cut along the trailing edge are installed on the lower surface of the root compartment of each of the flaps, each size the tip along the wing span is 0.5 ÷ 2.0 of the end chord, while the bending moment of the modified wing does not exceed the bending moment of the original wing.