RU2296082C1

RU2296082C1 - Swept-forward wing with swivel part of outer wing panels

Info

Publication number: RU2296082C1
Application number: RU2005125577/11A
Authority: RU
Inventors: Гоча Индикоевич Муджиришвили (RU); Гоча Индикоевич Муджиришвили
Original assignee: Гоча Индикоевич Муджиришвили
Priority date: 2005-08-12
Filing date: 2005-08-12
Publication date: 2007-03-27

Abstract

FIELD: aeronautical engineering.

SUBSTANCE: each outer panel of proposed wing includes wing extension with sweep-back leading edge, root section with swept-forward leading edge and trailing edge; swivel part of wing outer panel is articulated with this section relative to vertical axis of flying vehicle; it may be turned backward in way of flow so that sweep angle of leading edge may change from initial swept-forward to swept-back magnitudes.

EFFECT: increased critical velocity of aero-elastic divergence.

2 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике, а конкретно к крыльям с изменяемым углом стреловидности, и может быть использовано в конструкции сверхзвуковых самолетов, самолетов короткого или вертикального взлета и посадки.The invention relates to aircraft, and in particular to wings with a variable sweep angle, and can be used in the construction of supersonic aircraft, short or vertical take-off and landing aircraft.

Крыло обратной стреловидности (КОС) содержит центроплан и консоли, отклоненные в сторону носовой части самолета. Такое крыло характеризуется тем, что у него величина угла стреловидности χ по передней кромке консоли меньше, а по задней кромке больше, чем у прямого крыла. КОС обладает рядом преимуществ. Для него более несущей является корневая часть крыла, где при увеличении углов атаки местное значение коэффициента подъемной силы с_уа раньше достигает максимального значения. Вследствие этого срыв потока начинается раньше у корневой части КОС, что не приводит к потере поперечной управляемости самолета, так как область срыва не захватывает элероны. Это повышает безопасность полетов и позволяет сверхзвуковым самолетам использовать большие углы атаки, повышая их маневренные возможности [1, 2, 3, 4]. Центроплан КОС находится позади центра масс самолета, что на пассажирских самолетах не мешает размещению в фюзеляже пассажирского салона и грузового отсека [5, 6]. Смещая центр масс самолета вперед, КОС облегчает его весовую компоновку. При размещении на КОС двигателей с отклоняемым вектором тяги можно сместить вперед точку приложения равнодействующей тяги и согласовать положения центра тяжести, фокуса, центра тяг и шасси самолета для обеспечения вертикального взлета и посадки. При этом легче удовлетворяется требование соблюдения правила площадей, что может обеспечить снижение волнового сопротивления на околозвуковых скоростях полета и меньшее значение потребной тяги для такого полета [7, 8].The reverse sweep wing (CBS) contains a center section and consoles that are deflected toward the bow of the aircraft. Such a wing is characterized in that it has a sweep angle χ on the front edge of the console less and on the trailing edge more than the straight wing. CBS has several advantages. For him, the root part of the wing is more bearing, where, with an increase in the angle of attack, the local value of the coefficient of lift with _уа reaches its maximum value earlier. As a result of this, the stall begins earlier at the root of the WWTF, which does not lead to a loss of lateral controllability of the aircraft, since the stall area does not capture the ailerons. This increases flight safety and allows supersonic aircraft to use large angles of attack, increasing their maneuverability [1, 2, 3, 4]. The CBS center wing is located behind the center of mass of the aircraft, which on passenger aircraft does not interfere with the placement of the passenger compartment and cargo compartment in the fuselage [5, 6]. By shifting the center of mass of the aircraft forward, KOS facilitates its weight arrangement. When engines with a deflected thrust vector are placed on the WWTP, the point of application of the resultant thrust can be shifted forward and the positions of the center of gravity, focus, center of thrusts and aircraft chassis to ensure vertical take-off and landing can be coordinated. In this case, the requirement to comply with the area rule is more easily satisfied, which can provide a decrease in wave resistance at transonic flight speeds and a lower value of the required thrust for such a flight [7, 8].

Известны также цельноповоротные КОС, характеризующиеся тем, что каждая консоль шарнирно закреплена корневой частью на центроплане или фюзеляже самолета. По сигналам системы управления КОС поворотные консоли могут занимать положение от перпендикулярного продольной оси самолета (χ=0°) до параллельного ей (χ=-90°) [9]. При малом значении угла стреловидности χ улучшаются несущие свойства крыла на малых скоростях полета, при больших значениях χ уменьшается сопротивление на сверхзвуковых скоростях полета. В результате самолет становится многорежимным, имеет хорошие взлетно-посадочные характеристики, высокую маневренность и высокое аэродинамическое качество на крейсерском режиме. Известно также применение цельноповоротного КОС в конструкции пилотируемого спускаемого космического аппарата [10].All-rotary CBSs are also known, characterized in that each console is pivotally fixed by the root part to the center section or aircraft fuselage. According to the signals from the CBS control system, the rotary consoles can occupy a position from the plane perpendicular to the longitudinal axis (χ = 0 °) to parallel to it (χ = -90 °) [9]. With a small value of the sweep angle χ, the load-bearing properties of the wing improve at low flight speeds; at large values of χ, the resistance at supersonic flight speeds decreases. As a result, the aircraft becomes multi-mode, has good take-off and landing characteristics, high maneuverability and high aerodynamic quality at cruising mode. It is also known the use of all-rotating CBS in the design of a manned descent spacecraft [10].

Известен самолет, содержащий крыло, выполненное с участками прямой и обратной стреловидности, причем участки обратной стреловидности выполнены полноповоротными относительно горизонтальной оси самолета так, что самолет приобретает свойства классического самолета или самолета с КОС в зависимости от режима и условий полета [11]. Недостатки данного крыла заключаются в следующем. Если аэродинамические профили участков прямой и обратной стреловидности не имеют ромбовидную форму, то обтекание крыла потоком не эффективно из-за невозможности сопряжения профилей неподвижного и поворотного участков крыла. Низкая надежность устройства, т.к. при отказе в полете системы управления поворотом участка обратной стреловидности он может занять вертикальное положение, что приведет к аварийной ситуации.Known aircraft containing a wing, made with areas of direct and reverse sweep, and the areas of reverse sweep are made fully rotated relative to the horizontal axis of the aircraft so that the aircraft acquires the properties of a classic aircraft or an aircraft with CBS depending on the flight mode and conditions [11]. The disadvantages of this wing are as follows. If the aerodynamic profiles of the forward and reverse sweep sections do not have a diamond shape, then the flow around the wing is not effective due to the impossibility of pairing the profiles of the fixed and rotary wing sections. Low reliability of the device, as in case of failure in the flight of the control system for the rotation of the reverse sweep section, it may occupy a vertical position, which will lead to an emergency.

В качестве прототипа изобретения выбрано крыло отделяемой кабины самолета, консоли которого состоят из двух частей, шарнирно соединенных относительно вертикальной оси, при этом корневые части консолей шарнирно смонтированы на конструкции кабины также относительно вертикальной оси летательного аппарата. В сложенном положении консоли обращены назад и образуют вершину и переднюю кромку главного дельтавидного крыла летательного аппарата. В случае отделения кабины от летательного аппарата обе части консоли поворачиваются вперед по потоку и выполняют функции планирующего крыла обратной стреловидности [12].As a prototype of the invention, a wing of a detachable cockpit of an aircraft was selected, the consoles of which consist of two parts pivotally connected relative to the vertical axis, while the root parts of the consoles are pivotally mounted on the cockpit structure also relative to the vertical axis of the aircraft. In the folded position, the consoles are facing back and form the apex and front edge of the main deltoid wing of the aircraft. In the case of separation of the cockpit from the aircraft, both parts of the console turn forward in the flow and perform the functions of the planning wing of the reverse sweep [12].

Причиной, препятствующей достижению указанного ниже технического результата при использовании КОС, в том числе поворотного, являются его малые критические скорости аэроупругой дивергенции, что требует дополнительных затрат массы для увеличения прочности и жесткости конструкции КОС. Применение композиционных материалов с определенной ориентацией волокон в конструкции обшивки КОС позволяет увеличить критическую скорость аэроупругой дивергенции, однако проблему не решает, т.к. пока не создан универсальный материал, работающий эффективно во всем диапазоне скоростей полета. По этой причине прекращены программы работ по американскому самолету Х-29 и российскому самолету С-37 «Беркут» [13, 14].The reason that impedes the achievement of the technical result indicated below when using CBS, including the rotary one, is its low critical speeds of aeroelastic divergence, which requires additional mass consumption to increase the strength and rigidity of the CBS construction. The use of composite materials with a certain orientation of the fibers in the design of the CBS lining allows increasing the critical speed of aeroelastic divergence, however, it does not solve the problem, because until a universal material has been created that works efficiently in the entire range of flight speeds. For this reason, work programs on the American X-29 aircraft and the Russian S-37 Berkut aircraft were discontinued [13, 14].

Задачей изобретения и техническим результатом при использовании изобретения является увеличение критической скорости аэроупругой дивергенции КОС.The objective of the invention and the technical result when using the invention is to increase the critical speed of aeroelastic divergence of CBS.

Это достигается тем, что в известном КОС, консоли которого состоят из двух частей, шарнирно соединенных относительно вертикальной оси летательного аппарата, согласно изобретению корневая часть консоли выполнена с наплывом прямой стреловидности по передней комке, жестко прикрепленным к центроплану или фюзеляжу летательного аппарата, а поворотная часть выполнена с возможностью поворота назад по потоку так, что угол стреловидности по ее передней кромке может изменяться от исходного отрицательного до положительных значений.This is achieved by the fact that in the known CBS, the console of which consists of two parts, pivotally connected relative to the vertical axis of the aircraft, according to the invention, the root part of the console is made with an influx of direct sweep along the front lump, rigidly attached to the center section or fuselage of the aircraft, and the rotary part made with the possibility of rotation backwards so that the sweep angle along its leading edge can vary from the initial negative to positive values.

Изобретение поясняется чертежами, на которых представлены: фиг.1 - вид самолета с заявленным КОС с поворотной частью консоли; фиг.2 - вариант конструктивно-силовой схемы корневой части консоли (в концевом сечении).The invention is illustrated by drawings, in which: FIG. 1 is a view of an airplane with a claimed CBS with a rotary part of the console; figure 2 is a variant of the structural-power scheme of the root part of the console (in the end section).

КОС с поворотной частью консолей может применяться как на легких маневренных, так и на тяжелых сверхзвуковых самолетах. В примере осуществления изобретения использована схема самолета в виде интегральной трехплановой компоновки, аналогичной самолету С-37 «Беркут» [14]. Самолет (фиг.1) содержит фюзеляж 1 с корневым наплывом 2, крыло обратной стреловидности, переднее горизонтальное 3 и хвостовое 4 оперения, двухкилевое вертикальное оперение 5, двухдвигательную силовую установку 6, кабину пилота с фонарем 7, воздухозаборники, шасси (на схеме не показаны).CBS with a rotary part of the consoles can be used both on light maneuverable and heavy supersonic aircraft. In an example embodiment of the invention, the aircraft scheme was used in the form of an integrated three-plan layout similar to the S-37 Berkut aircraft [14]. The aircraft (Fig. 1) contains a fuselage 1 with a root influx 2, a reverse sweep wing, a front horizontal 3 and a tail 4 plumage, a two-keel vertical plumage 5, a twin-engine power unit 6, a cockpit with a lamp 7, air intakes, a landing gear (not shown in the diagram )

Заявленное крыло самолета имеет сложную форму в плане. Оно состоит из корневых наплывов 8 с положительной стреловидностью по передней кромке, корневой части консолей 9 с обратной стреловидностью по передней и задней кромкам, поворотной части консолей (ПЧК) 10. Корневые наплывы 8 крыла жестко закреплены на корневом наплыве 2 фюзеляжа 1. Корневая часть консоли 9 и ПЧК 10 соединены шарнирно относительно вертикальной оси самолета с помощью шарнирного узла 11 так, что при повороте ПЧК 10 ее хвостовая часть в районе бортовой нервюры задвигается внутрь корневой части консоли 9.The claimed wing of the aircraft has a complex shape in plan. It consists of root sagging 8 with positive sweep along the leading edge, the root part of consoles 9 with reverse sweep along the leading and trailing edges, rotary part of consoles (ПЧК) 10. The root sagging 8 of the wing is rigidly fixed to the root sagging 2 of the fuselage 1. The root part of the console 9 and the inverter 10 are pivotally connected to the vertical axis of the aircraft using the hinge assembly 11 so that when the inverter 10 is rotated, its tail part in the region of the side rib moves into the root of the console 9.

Геометрическая форма, соотношение размеров частей крыла, их конструктивно-силовые схемы определяются и рассчитываются по известным правилам [например, 1] в соответствии с назначением и летно-тактическими характеристиками самолета. В предпочтительном варианте угол стреловидности по передней кромке корневой части консоли 9 и ПЧК 10 в неотклоненном положении а составляет минус 13-18 градусов. В отклоненном положении б угол стреловидности по передней кромке ПЧК 10 находится в пределах от минус 13-18 до плюс 30-35 градусов, т.е крыло может иметь участки с обратной и прямой стреловидностью. Отношение размаха поворотной части консоли к размаху крыла составляет 0,6-0,65.The geometric shape, aspect ratio of the wing parts, their structural and power schemes are determined and calculated according to well-known rules [for example, 1] in accordance with the purpose and flight tactical characteristics of the aircraft. In a preferred embodiment, the sweep angle along the leading edge of the root of the console 9 and the IFR 10 in the non-deflected position a is minus 13-18 degrees. In the deflected position b, the sweep angle along the leading edge of the inverter 10 is in the range from minus 13-18 to plus 30-35 degrees, that is, the wing can have sections with reverse and direct sweep. The ratio of the span of the rotary part of the console to the span of the wing is 0.6-0.65.

Корневая часть консоли 9 выполнена по двухлонжеронной схеме со свободным внутренним объемом между ними для помещения в нем хвостовой части ПЧК 10, при этом основной лонжерон 12, размещенный в носовой части консоли, и лонжерон 13, размещенный в хвостовой части, могут иметь в поперечном сечении полуовальную форму (фиг.2). ПЧК 10 может иметь кессонную схему с двумя лонжеронами и топливными баками-отсеками. Шарнирный узел 11 расположен на основных лонжеронах корневой части консоли 9 и ПЧК 10 на расстоянии порядка 0,25 хорд, соответственно, концевого и бортового сечений указанных частей. Поворот ПЧК 10 может осуществляться электро- или гидромеханическим приводом (на чертеже не показан) по направляющей 14 с устройствами уплотнения и фиксации в требуемом положении. Для уменьшения массы крыла обшивка 15 его частей может быть выполнена в виде панелей из композиционных материалов. Механизация крыла включает предкрылки, отклоняемые носки, закрылки и элероны (для упрощения чертежа не показаны).The root part of the console 9 is made according to a two-spar diagram with a free internal volume between them for placing the tail part of the inverter 10 in it, while the main spar 12, located in the bow of the console, and the spar 13, located in the tail part, can have a semi-oval cross section shape (figure 2). PChK 10 may have a caisson circuit with two spars and fuel tank compartments. The hinge assembly 11 is located on the main side members of the root part of the console 9 and the inverter 10 at a distance of about 0.25 chords, respectively, of the end and side sections of these parts. The rotation of the inverter 10 can be carried out by an electro- or hydromechanical drive (not shown in the drawing) along a guide 14 with sealing and fixing devices in the required position. To reduce the mass of the wing, the lining of its 15 parts can be made in the form of panels of composite materials. The wing mechanization includes slats, deflectable socks, flaps and ailerons (not shown to simplify the drawing).

КОС с поворотной частью консолей работает следующим образом. В полете при угле атаки 8-10 градусов на передней кромке корневого наплыва 8 формируется вихрь, который, распространясь над верхней поверхностью корневой части консоли 9, уменьшает область отрыва потока и препятствует поперечному течению потока по крылу при увеличении угла атаки. Благодаря этому возникает дополнительная подъемная сила, уменьшается сопротивление и обеспечивается высокая устойчивость и управляемость самолета на больших углах атаки. Вместе с тем, по мере увеличения скорости полета возрастает опасность аэроупругой дивергенции КОС, возникающей в следствие того, что при изгибе это крыло закручивается на увеличение угла атаки, способствующее появлению дополнительной подъемной силы на концах крыла, которая увеличивает его изгиб, что еще больше увеличивает угол атаки и т.д. вплоть до разрушения крыла. Для предотвращения этого явления ПЧК 10 поворачивается назад по потоку на расчетные углы стреловидности по ее передней кромке в пределах от минус 13-18 градусов до плюс 30-35 градусов. При переходе в область прямой и положительной стреловидности ПЧК 10 при изгибе будет закручиваться на уменьшение угла атаки и тем самым компенсировать закрутку корневой части консоли 9 на увеличение угла атаки. При этом производная коэффициента подъемной силы по углу атаки существенно уменьшается, что отодвигает значение критической скорости аэроупругой дивергенции за пределы максимальной скорости полета самолета.CBS with a rotary part of the consoles works as follows. In flight, at an angle of attack of 8-10 degrees, a vortex is formed on the leading edge of the root influx 8, which, spreading over the upper surface of the root of the console 9, reduces the area of flow separation and prevents the transverse flow of the stream along the wing with an increase in the angle of attack. Due to this, additional lifting force arises, drag decreases, and high stability and controllability of the aircraft at large angles of attack is ensured. At the same time, as the flight speed increases, the risk of aeroelastic CBS divergence increases, which arises due to the fact that during bending this wing is twisted to increase the angle of attack, which contributes to the appearance of additional lifting force at the ends of the wing, which increases its bend, which further increases the angle attacks, etc. up to the destruction of the wing. To prevent this phenomenon, PChK 10 is rotated backward by the estimated sweep angles along its leading edge in the range from minus 13-18 degrees to plus 30-35 degrees. Upon transition to the area of direct and positive sweep, the FCC 10 during rotation will twist to decrease the angle of attack and thereby compensate for the twist of the root of the console 9 to increase the angle of attack. In this case, the derivative of the lift coefficient with respect to the angle of attack decreases substantially, which pushes the critical speed of aeroelastic divergence beyond the maximum flight speed of the aircraft.

Использование изобретения позволяет расширить режимы эксплуатации сверхзвуковых самолетов, различных по конструкции и по назначению.The use of the invention allows to expand the operating modes of supersonic aircraft, different in design and purpose.

Источники информацииInformation sources

1. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов: Учебник для студентов авиационных специальностей вузов. - 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1995, стр.60, 128-130, 135.1. Zhitomirsky G.I. Aircraft Design: Textbook for students of aviation specialties of universities. - 2nd ed., Revised. and add. - M.: Mechanical Engineering, 1995, p. 60, 128-130, 135.

2. US 4767083, В 64 С 21/04, 244-12.3, 1988.2. US 4767083, B 64 C 21/04, 244-12.3, 1988.

3. RU 2180309, В 64 С 30/00, 2002.3. RU 2180309, B 64 C 30/00, 2002.

4. RU 2212359, В 64 С 30/00, 2003.4. RU 2212359, B 64 C 30/00, 2003.

5. US 4741497, В 64 С 1/00, 244/117 R, 1988.5. US 4741497, B 64 C 1/00, 244/117 R, 1988.

6. US 5114097, В 64 С 1/00, 244/119, 1992.6. US 5114097, B 64 C 1/00, 244/119, 1992.

7. RU 1816717, В 64 С 29/00, 1993.7. RU 1816717, B 64 C 29/00, 1993.

8. RU 1821421, В 64 С 29/04, 1993.8. RU 1821421, B 64 C 29/04, 1993.

9. US 5984231, В 64 С 3/40, 244/46, 1999.9. US 5984231, B 64 C 3/40, 244/46, 1999.

10. ЕР 0217507, В 64 G 1/14, 1/62, 1987.10. EP 0217507, B 64 G 1/14, 1/62, 1987.

11. RU 2241636, В 64 С 3/40, 2004.11. RU 2241636, B 64 C 3/40, 2004.

12. US 3881671, В 64 D 25/08, 244/140, 1975.12. US 3881671, B 64 D 25/08, 244/140, 1975.

13. Военная авиация. Кн. 1, 2-е изд., испр. - Мн.: ООО «Попурри», стр.495.13. Military aircraft. Prince 1, 2nd ed., Rev. - Мn .: LLC Potpourri, p. 495.

14. Журнал «Авиа Панорама», ноябрь-декабрь, 1997, стр.28-29.14. The magazine "Air Panorama", November-December, 1997, pp. 28-29.

Claims

A reverse sweep wing with a rotary part of the consoles, characterized in that each console consists of a root influx with a positive sweep along the leading edge, a root part with a reverse sweep along the leading and trailing edges, to which the rotary part of the console is connected pivotally with respect to the vertical axis turning back downstream so that the sweep angle along its leading edge can vary from the initial negative to positive values.