RU2790894C1 - Method for increasing the load-bearing properties of an aircraft wing - Google Patents
Method for increasing the load-bearing properties of an aircraft wing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2790894C1 RU2790894C1 RU2022131408A RU2022131408A RU2790894C1 RU 2790894 C1 RU2790894 C1 RU 2790894C1 RU 2022131408 A RU2022131408 A RU 2022131408A RU 2022131408 A RU2022131408 A RU 2022131408A RU 2790894 C1 RU2790894 C1 RU 2790894C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flap
- wing
- jet
- low
- deflected
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к способам повышения несущих свойств крыла самолета.The invention relates to aviation technology, in particular to methods for improving the load-bearing properties of an aircraft wing.
Известен способ повышения несущих свойств крыльев, рассмотренный в патенте RU 2104220 C1. Способ основан на использовании выдува одной или нескольких щелевых (плоских) струй на поверхность крыльев.A known method of improving the bearing properties of the wings, discussed in the patent RU 2104220 C1. The method is based on blowing one or more slotted (flat) jets onto the surface of the wings.
В качестве прототипа выбран способ уменьшения отрыва потока, возникающего на поверхности закрылка при больших углах отклонения, путем выдува сжатого воздуха из узкой щели, расположенной в хвостовой части основного крыла или на носке закрылка, по касательной к его поверхности (Петров А.В. Энергетические методы увеличения подъемной силы крыла. - М.: ФИЗМАТ ЛИТ, 2011. - 61 с.).As a prototype, a method was chosen to reduce the flow separation that occurs on the surface of the flap at large deflection angles by blowing compressed air from a narrow slot located in the tail section of the main wing or on the toe of the flap, tangential to its surface (Petrov A.V. Energy methods increase in wing lift. - M.: FIZMAT LIT, 2011. - 61 p.).
Недостатком способа является то, что прирост аэродинамической подъемной силы реализуется в основном за счет устранения отрыва на отклоненном закрылке. При увеличении импульса выдуваемой струи больше необходимого для обеспечения безотрывного обтекания подъемная сила растет за счет вертикальной составляющей избыточного импульса струи (импульса щелевой (плоской) струи, сходящей с выходной кромки закрылка), а аэродинамическая часть подъемной силы остается практически неизменной. Это обусловлено в основном тем фактором, что тонкая щелевая (плоская) струя высокого полного давления практически теряет свой импульс к сходу с задней кромки закрылка. Кроме того, отмечаются значительные (более 15%) потери импульса отбираемого от двигателя газа в каналах его подвода к щелевому (плоскому) соплу.The disadvantage of this method is that the increase in aerodynamic lift is realized mainly due to the elimination of separation on the deflected flap. With an increase in the momentum of the blown jet more than necessary to ensure a non-separated flow, the lift force increases due to the vertical component of the excess momentum of the jet (the momentum of a slotted (flat) jet descending from the trailing edge of the flap), and the aerodynamic part of the lift force remains practically unchanged. This is mainly due to the fact that a thin slotted (flat) jet of high total pressure practically loses its momentum towards the trailing edge of the flap. In addition, there are significant (more than 15%) momentum losses of the gas taken from the engine in the channels of its supply to the slotted (flat) nozzle.
Задачей изобретения является увеличение аэродинамической подъемной силы по сравнению с той, которая имеет место при ликвидации отрывов на профиле с закрылком.The objective of the invention is to increase the aerodynamic lift in comparison with that which occurs when eliminating separations on a profile with a flap.
Техническим результатом изобретения является повышение несущих свойств крыла, что приводит к сокращению длины разбега и пробега самолетов при снижении величины подводимой от маршевой силовой установки энергии за счет полезной интерференции крыла со сходящей с его задней кромки плоской струи и засоса воздуха в импеллер на его верхней поверхности: использование энергии набегающего потока происходит более эффективно.The technical result of the invention is to increase the load-bearing properties of the wing, which leads to a reduction in the length of the takeoff run and the run of aircraft while reducing the amount of energy supplied from the main power plant due to useful interference of the wing from the flat jet descending from its trailing edge and air suction into the impeller on its upper surface: the free stream energy is used more efficiently.
Технический результат достигается тем, что в способе повышения несущих свойств крыла, включающем выдув плоской струи на поверхность отклоненного закрылка, выдув осуществляют в виде низконапорной струи через плоское сопло, расположенное на верхней поверхности закрылка в области задней кромки, при этом низконапорную струю формируют из воздуха, который отсасывают из области задней кромки основной части крыла и носка отклоненного закрылка.The technical result is achieved by the fact that in the method of increasing the bearing properties of the wing, including blowing a flat jet onto the surface of a deflected flap, blowing is carried out in the form of a low-pressure jet through a flat nozzle located on the upper surface of the flap in the region of the trailing edge, while the low-pressure jet is formed from air, which is sucked from the region of the trailing edge of the main part of the wing and the toe of the deflected flap.
Технический результат достигается также тем, что выдув низконапорной плоской струи на поверхность отклоненного закрылка и отсос воздуха в области задней кромки основной части крыла и носка отклоненного закрылка осуществляют при помощи импеллера.The technical result is also achieved by blowing a low-pressure flat jet onto the surface of the deflected flap and suction of air in the area of the trailing edge of the main part of the wing and the toe of the deflected flap is carried out using an impeller.
Технический результат достигается также тем, что выдув низконапорной плоской струи на поверхность отклоненного закрылка осуществляют через плоское сопло высотой 5-20% от длины хорды закрылка.The technical result is also achieved by blowing a low-pressure flat jet onto the deflected flap surface through a flat nozzle with a height of 5-20% of the flap chord length.
На фиг. 1 показана схема импеллера, где 1 - вентилятор, 2 - спрямляющий аппарат, 3 - электромотор, 4 - обтекатель электромотора, 5 - цилиндрический канал. Электромотор приводит в движение вентилятор, который создает тягу.In FIG. 1 shows a diagram of an impeller, where 1 is a fan, 2 is a directing vane, 3 is an electric motor, 4 is an electric motor fairing, 5 is a cylindrical channel. An electric motor drives a fan that creates thrust.
На фиг. 2 показана зависимость коэффициента подъемной силы Су от угла атаки α для крыла с импеллером на закрылке, отклоненного на угол δзак=20°. Импеллерная распределенная силовая установка (ИРСУ) состоит из ряда импеллеров, расположенных на верхней поверхности поворотных закрылков.In FIG. 2 shows the dependence of the lift coefficient C y on the angle of attack α for a wing with an impeller on the flap deflected by an angle δ zak =20°. The impeller distributed power plant (IRSU) consists of a number of impellers located on the upper surface of the rotary flaps.
На фиг. 3 показана зависимость коэффициента подъемной силы Су от угла атаки α для крыльев с выдувом на простой нещелевой закрылок и с двухщелевым выдвижным, где Cμ - коэффициент импульса струи.In FIG. Figure 3 shows the dependence of the lift coefficient C y on the angle of attack α for wings blown onto a simple non-slotted flap and with a double-slotted retractable one, where C μ is the jet momentum coefficient.
На фиг. 4 показано общее представление крыла с импеллерами, где 6 - крыло, 7 - импеллерная распределенная силовая установка с плоскими соплами.In FIG. 4 shows a general representation of a wing with impellers, where 6 is a wing, 7 is an impeller distributed power plant with flat nozzles.
На фиг. 5 показано безотрывное обтекание профиля при отклонении закрылка на угол до 40° при наличии импеллера на его верхней поверхности.In FIG. 5 shows a non-separated flow around the airfoil when the flap is deflected at an angle of up to 40° in the presence of an impeller on its upper surface.
Исследования аэродинамических характеристик при интерференции крыла и ИРСУ показали, что на режиме взлета (М=0.1, Н=0 м, δзак=20°) в диапазоне углов атаки α∈[2; 15°] рассмотренная конфигурация обладает высокими несущими свойствами. Для данной конфигурации с использованием низконапорной струи максимальное значение коэффициента подъемной силы достигает значения Су=6.4 (фиг. 2), что приблизительно в 2 раза выше, чем у крыла со струйной системой управления обтеканием на закрылке.Studies of aerodynamic characteristics with wing interference and IRSU showed that in the takeoff mode (M=0.1, H=0 m, δ zak =20°) in the range of angles of attack α∈[2; 15°] the considered configuration has high load-bearing properties. For this configuration, using a low-pressure jet, the maximum value of the lift coefficient reaches C y =6.4 (Fig. 2), which is approximately 2 times higher than that of a wing with a jet flow control system on the flap.
Следует также отметить, что применение струйного управления обтеканием, путем выдува сжатого воздуха из узкой щели, расположенной в хвостовой части основного крыла или на носке закрылка, по касательной к его поверхности, при отклонении закрылка даже на больший угол δзак=45° не обеспечивает значений коэффициента подъемной силы (фиг. 3) (Петров А.В. Энергетические методы увеличения подъемной силы крыла. - М.: ФИЗМАТЛИТ, 2011. - 149 с.), как в случае с использованием ИРСУ при отклоненном закрылке на угол δзак=20°.It should also be noted that the use of jet flow control, by blowing compressed air from a narrow slot located in the tail section of the main wing or on the flap toe, tangentially to its surface, when the flap is deflected even at a larger angle δzak = 45°, does not provide values lift coefficient (Fig. 3) (Petrov A.V. Energy methods for increasing the wing lift. - M.: FIZMATLIT, 2011. - 149 p.), as in the case of using IRSU with a deflected flap at an angle of δ zak = 20 °.
Основными способами повышения подъемной силы крыла являются увеличение угла атаки и относительной кривизны профиля. При отклонении закрылка на углы больше 45 градусов можно добиться значительного увеличения кривизны профиля. Это в свою очередь приводит к образованию отрывных течений в области задней кромки основной части крыла и отклоненного закрылка. Для сохранения на всей поверхности крыла безотрывного обтекания, в том числе в области образования отрывных течений, осуществляют засос воздуха в импеллер. Поток воздуха засасывается вентилятором (1), приводимым в движение электромотором (3) (электромотор (3) расположен в обтекателе электромотора (4)), проходит через спрямляющий аппарат (2), после чего по цилиндрическому каналу (5) поток воздуха попадает в плоское (щелевое) сопло импеллера, из которого истекает в виде низконапорной струи на поверхность отклоненного закрылка. Использование низконапорной струи с относительно небольшой дозвуковой скоростью обеспечивает снижение потерь импульса струи при обтекании закрылка и ее смешении с внешним потоком и, тем самым, увеличивает эффект струйного закрылка. Кроме того, низкий напор струи при одинаковой подводимой мощности приводит к увеличению расхода воздуха через импеллер и, тем самым, затягивает отрыв с верхней поверхности основной части крыла. При выполнении перечисленных условий истекающая из плоского (щелевого) сопла импеллера, расположенного на верхней поверхности закрылка в области задней кромки, низконапорная струя к моменту схода с задней кромки закрылка практически не теряет свой импульс и выполняет роль струйного закрылка. При этом чем больше интенсивность выдуваемой струи, тем выше эффект повышения несущих свойств крыла с отклоненным закрылком.The main ways to increase the lift force of the wing are to increase the angle of attack and the relative curvature of the airfoil. When deflecting the flap at angles greater than 45 degrees, a significant increase in the curvature of the profile can be achieved. This, in turn, leads to the formation of separation flows in the region of the trailing edge of the main part of the wing and the deflected flap. To maintain a continuous flow around the entire surface of the wing, including in the area of formation of separated flows, air is sucked into the impeller. The air flow is sucked in by a fan (1) driven by an electric motor (3) (the electric motor (3) is located in the electric motor fairing (4)), passes through the straightener (2), after which the air flow enters the flat (slotted) impeller nozzle from which flows in the form of a low-pressure jet onto the surface of the deflected flap. The use of a low-pressure jet with a relatively low subsonic velocity reduces the loss of jet momentum when flowing around the flap and mixing with the external flow and, thereby, increases the effect of the jet flap. In addition, low jet pressure at the same input power leads to an increase in air flow through the impeller and, thereby, tightens the separation from the upper surface of the main part of the wing. When the above conditions are met, the low-pressure jet flowing from the flat (slotted) nozzle of the impeller located on the upper surface of the flap in the region of the trailing edge does not practically lose its momentum by the time it leaves the trailing edge of the flap and acts as a jet flap. In this case, the greater the intensity of the blown jet, the higher the effect of increasing the load-bearing properties of a wing with a deflected flap.
Таким образом, в отличие от прототипа подъемная сила на взлетно-посадочных режимах будет расти не только из-за вертикальной составляющей импульса струи выдуваемого воздуха, но и из-за возрастающей аэродинамической составляющей подъемной силы за счет обеспечения безотрывного обтекания по всей поверхности крыла.Thus, in contrast to the prototype, the lift force in takeoff and landing modes will increase not only due to the vertical component of the momentum of the blown air jet, but also due to the increasing aerodynamic component of the lift force due to the continuous flow around the entire surface of the wing.
Claims (3)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2790894C1 true RU2790894C1 (en) | 2023-02-28 |
Family
ID=
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2813391C1 (en) * | 2023-09-11 | 2024-02-12 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Национальный исследовательский Центр "Институт имени Н.Е. Жуковского" (ФГБУ "НИЦ" Институт имени Н.Е. Жуковского") | Method of increasing wing bearing properties for high-speed regional aircraft |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4285482A (en) * | 1979-08-10 | 1981-08-25 | The Boeing Company | Wing leading edge high lift device |
| RU95115414A (en) * | 1995-09-07 | 1997-08-20 | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского | METHOD FOR IMPROVING THE CARRIER PROPERTIES OF WINGS |
| CN216916268U (en) * | 2021-12-15 | 2022-07-08 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | Flaperon blowing device capable of reducing air entraining quantity demand |
| EP4071052A1 (en) * | 2021-04-06 | 2022-10-12 | Siec Badawcza Lukasiewicz-Instytut Lotnictwa | System and method of active control of the flow on the aerodynamic surface |
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4285482A (en) * | 1979-08-10 | 1981-08-25 | The Boeing Company | Wing leading edge high lift device |
| RU95115414A (en) * | 1995-09-07 | 1997-08-20 | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского | METHOD FOR IMPROVING THE CARRIER PROPERTIES OF WINGS |
| EP4071052A1 (en) * | 2021-04-06 | 2022-10-12 | Siec Badawcza Lukasiewicz-Instytut Lotnictwa | System and method of active control of the flow on the aerodynamic surface |
| CN216916268U (en) * | 2021-12-15 | 2022-07-08 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | Flaperon blowing device capable of reducing air entraining quantity demand |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2813391C1 (en) * | 2023-09-11 | 2024-02-12 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Национальный исследовательский Центр "Институт имени Н.Е. Жуковского" (ФГБУ "НИЦ" Институт имени Н.Е. Жуковского") | Method of increasing wing bearing properties for high-speed regional aircraft |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6203269B1 (en) | Centrifugal air flow control | |
| US10934995B2 (en) | Blades and systems with forward blowing slots | |
| US4045144A (en) | Wind energy concentrators | |
| US8448905B2 (en) | Aircraft with aerodynamic lift generating device | |
| CN105314096B (en) | Individual gas sources supply without rudder face aircraft | |
| US20120020803A1 (en) | Turbine blades, systems and methods | |
| US9771151B2 (en) | Reaction drive helicopter with circulation control | |
| US11787526B2 (en) | System and method for lift augmentation of aircraft wings | |
| US4387869A (en) | Mono-element combined supercritical high lift airfoil | |
| US4648571A (en) | Transverse thrust lift augmentation system | |
| RU2790894C1 (en) | Method for increasing the load-bearing properties of an aircraft wing | |
| WO2009025632A1 (en) | Vertical-takeoff-and-landing aircraft | |
| US4398687A (en) | Thrust deflector and force augmentor | |
| US4860976A (en) | Attached jet spanwise blowing lift augmentation system | |
| US4457480A (en) | Mono-element combined supercritical high lift airfoil | |
| US10113431B2 (en) | Fluidfoil | |
| RU2508228C1 (en) | Method of aircraft airfoil boundary layer control and device for realising it | |
| US3237892A (en) | Aircraft aerodynamic lifting member | |
| RU2813391C1 (en) | Method of increasing wing bearing properties for high-speed regional aircraft | |
| GB2468903A (en) | Aerofoil tip vortex reducing structure | |
| RU2095281C1 (en) | Tip vane | |
| RU2693895C1 (en) | Helicopter with centrifugal compressor | |
| US20230392575A1 (en) | Trailing edge noise reduction using an airfoil with an internal bypass channel | |
| RU2527628C2 (en) | Method of increasing aircraft wing lift | |
| RU2789419C1 (en) | Method for eliminating vibrations of the shock wave on the wing profile of a civil aircraft at transonic flight speeds |