RU2266233C1

RU2266233C1 - Flying vehicle wing

Info

Publication number: RU2266233C1
Application number: RU2004112076/11A
Authority: RU
Inventors: А.Е. Гончар (RU); А.Е. Гончар
Priority date: 2004-04-21
Filing date: 2004-04-21
Publication date: 2005-12-20

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: proposed swept-forward wing has tips of the same sweep. Tips are turned backward in flow to sweep-back position at retained parameters of swept wing and parallelism of tip chord of wing plane of symmetry.

EFFECT: reduction of aeroelastic deformation and avoidance of divergence at high velocity heads on metal swept-forward wing.

6 dwg

Description

Изобретение относится к области авиации, в частности, к конструкции крыла летательного аппарата.The invention relates to the field of aviation, in particular, to the design of the wing of an aircraft.

В компоновках современных скоростных самолетов наряду с крыльями прямой (положительной, χ_п.к>0) стреловидности находят применение крылья обратной (отрицательной, χ_п.к.<0) стреловидности - отечественный самолет-истребитель С-37 организации ОАО "ОКБ Сухого", экспериментальный самолет-истребитель США Х-29А фирмы "Грумман". Имеющиеся преимущества крыла обратной стреловидности перед крылом прямой стреловидности при больших околозвуковых скоростях (меньше С_хо и больше К_max): указывают на реальную возможность использования таких крыльев и в компоновках самолетов с большой крейсерской дозвуковой скоростью полета.In the layout of modern high-speed aircraft, along with the wings of the direct (positive, χ _p.k. <0) sweep, the wings of the reverse (negative, χ _p.k. <0) sweep are used - the domestic S-37 fighter of the organization of Sukhoi Design Bureau OJSC , US Grumman experimental X-29A fighter. The existing advantages of the reverse sweep wing over the direct sweep wing at high transonic speeds (less than C _xo and more than K _max ): indicate the real possibility of using such wings in aircraft configurations with a high cruising subsonic flight speed.

Однако основным недостатком металлического крыла обратной стреловидности, является аэроупругая дивергенция, возникающая при больших скоростных напорах, которая, при отсутствии надлежащих предупредительных мер борьбы с дивергенцией, может привести к разрушению крыла. При больших скоростных напорах под воздействием упругих деформаций от нагрузки при изгибе происходит закрутка сечений консолей крыла обратной стреловидности в сторону увеличения местных углов атаки, наиболее значительных на концах крыла, что приводит к резкому увеличению подъемной силы крыла и превышению допустимой закрутки консолей крыла - возникает аэроупругая дивергенция крыла обратной стреловидности с последующим разрушением крыла в области крепления с фюзеляжем.However, the main drawback of the metal wing of the reverse sweep is the aeroelastic divergence that occurs at high speed pressures, which, in the absence of appropriate preventive measures to combat divergence, can lead to the destruction of the wing. At high speed pressures, under the influence of elastic deformations from the load during bending, the sections of the wing consoles of the reverse sweep twist to increase the local angles of attack, the most significant at the ends of the wing, which leads to a sharp increase in the lift force of the wing and the excess of the permissible twist of the wing consoles - aeroelastic divergence occurs reverse sweep wing with subsequent destruction of the wing in the area of attachment with the fuselage.

Известен традиционный метод предотвращения аэроупругой дивергенции на металлическом крыле обратной стреловидности с законцовками такой же стреловидности, заключающийся в усилении жесткости и прочности конструкции, что связано с утяжелением крыла (см. "Техническая информация" ЦАГИ, ОНТИ, 1983 г., №9, стр.1). Расчеты показывают, что при стреловидности χ_п.к.=-30°, вес крыла обратной стреловидности примерно в 2 раза превышает вес аналогичного по параметрам крыла прямой стреловидности, что исключает возможность использования такого крыла.The traditional method for preventing aeroelastic divergence on the metal wing of the reverse sweep with the tips of the same sweep is known, which consists in strengthening the rigidity and strength of the structure, which is associated with the weighting of the wing (see "Technical Information" TsAGI, ONTI, 1983, No. 9, p. 1). Calculations show that if χ sweep _sc = -30 °, the weight of the wing of the reverse sweep is about 2 times the weight of a wing similar to the parameters of the direct sweep, which excludes the possibility of using such a wing.

Известно, что предотвратить аэроупругую дивергенцию на крыле обратной стреловидности с законцовками такой же стреловидности можно путем использования в обшивке металлического крыла многослойных композитных материалов с определенными углами ориентировки волокон слоистого материала (см. Krone N.J. "Forward swept wing flight demonstrator" AJAA Paper №80-1982 г., р.1-8). В обшивке крыльев обратной стреловидности летающих самолетов С-37 и Х-29А используются соответствующим образом разработанные композитные материалы. Однако использование в обшивке крыла дорогостоящих композитных материалов увеличивает стоимость крыла и всего - летательного аппарата, кроме того, не решена до конца проблема старения композитных материалов и связанное с этим изменение физико-химических свойств, что снижает прочность изделий из композитных материалов. Поэтому более целесообразным является использование в обшивке крыла обычных используемых на практике авиационных металлических материалов, но при условии устранения аэроупругой дивергенции на металлическом крыле обратной стреловидности.It is known that aeroelastic divergence on the sweep wing with the same sweep tips can be prevented by using multilayer composite materials with certain orientation angles of layered fibers in the skin of the metal wing (see Krone NJ "Forward swept wing flight demonstrator" AJAA Paper No. 80-1982 g., p. 1-8). In the casing of the wings of the reverse sweep of flying aircraft S-37 and X-29A, suitably developed composite materials are used. However, the use of expensive composite materials in the wing skin increases the cost of the wing and the entire aircraft; moreover, the problem of aging of composite materials and the associated change in physicochemical properties have not been completely resolved, which reduces the strength of products made of composite materials. Therefore, it is more appropriate to use in the wing skin the usual aviation metal materials used in practice, but provided that the aeroelastic divergence on the metal wing of the reverse sweep is eliminated.

Задачей изобретения является уменьшение аэроупругих деформаций и предотвращение дивергенции при больших скоростных напорах на металлическом крыле обратной стреловидности, в обшивке которого используются широко применяемые на практике алюминиевые сплавы.The objective of the invention is to reduce aeroelastic deformations and prevent divergence at high speed pressures on the metal wing of the reverse sweep, in the casing of which aluminum alloys are widely used in practice.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что на крыле летательного аппарата обратной (отрицательной) стреловидности, с законцовками такой же стреловидности, последние развернуты назад по потоку в положение прямой (положительной) стреловидности χ_п.к.р.з.≥0 при сохранении геометрических параметров стреловидного крыла (площади, размаха, удлинения) и параллельности концевой хорды плоскости симметрии крыла, где χ_п.к.р.з. - угол прямой (положительной) стреловидности по передней кромке развернутых законцовок крыла.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that on the wing of the aircraft the reverse (negative) sweep, with the tips of the same sweep, the latter are deployed _backstream to the position of the direct (positive) sweep χ ≥0 while maintaining geometric parameters swept wing (square amplitude, elongation) and parallel to end wing chord plane of symmetry, where χ _p.k.r.z. - the angle of the straight (positive) sweep along the leading edge of the deployed wingtips.

На фиг.1 показана аэродинамическая компоновка летательного аппарата с крылом обратной (отрицательной, χ_п.к.<0) стреловидности, содержащим законцовки такой же стреловидности в исходном, неразвернутом, положении.Figure 1 shows the aerodynamic layout of the aircraft with the wing reverse (negative, χ _SC <0) sweep, containing the tip of the same sweep in the initial, non-deployed position.

На фиг.2 показана аэродинамическая компоновка летательного аппарата с крылом согласно предлагаемому изобретению.Figure 2 shows the aerodynamic layout of an aircraft with a wing according to the invention.

На фиг.3 приведены расчетные зависимости С_y ^α=f(q) при различных скоростных напорах для металлического крыла обратной стреловидности с учетом упругости с законцовками в исходном, неразвернутом, положении и при развороте законцовок по потоку в положение прямой (положительной) стреловидности.Figure 3 shows the calculated dependences With _y ^α = f (q) at various velocity heads for the metal wing of the reverse sweep, taking into account the elasticity with the tips in the initial, non-deployed position and when the tips are turned in a straight (positive) sweep.

На фиг.4 показано положение аэродинамического фокуса для крыла с законцовками в исходном, неразвернутом, и в развернутом положении в диапазоне различных скоростных напоров (q).Figure 4 shows the position of the aerodynamic focus for the wingtips in the initial, non-deployed, and in the deployed position in the range of different speed heads (q).

На фиг.5 приведены экспериментальные зависимости С_у=f(α) модели летательного аппарата с крылом обратной стреловидности с законцовками в исходном и развернутом положениях.Figure 5 shows the experimental dependence With _y = f (α) model of an aircraft with a reverse sweep wing with tips in the initial and deployed positions.

На фиг.6 показаны экспериментальные зависимости m_z=f(C_y) модели летательного аппарата с крылом обратной стреловидности с законцовками в исходном и развернутом положениях.Figure 6 shows the experimental dependence m _z = f (C _y ) of the model of an aircraft with a reverse sweep wing with tips in the initial and deployed positions.

Аэродинамическая компоновка летательного аппарата с развернутыми назад по потоку в положение прямой (положительной, χ_п.к.>0) стреловидности законцовками крыла 3 показана на фиг.2. Крыло имеет сложную форму в плане, концевая часть 3 которого является крылом прямой стреловидности, оставшаяся часть консоли крыла - крыло обратной (отрицательной) стреловидности, при этом сохраняются геометрические параметры крыла обратной стреловидности (площадь, удлинение, размах) и параллельность концевой хорды плоскости симметрии крыла.The aerodynamic layout of the aircraft with the sweep deployed backward in the straight (positive, _χ.s. > 0) sweep of the wingtips 3 is shown in FIG. 2. The wing has a complex shape in plan, the end part 3 of which is a direct sweep wing, the remaining part of the wing console is a reverse (negative) sweep wing, while the geometric parameters of the reverse sweep wing (area, elongation, span) and the parallel chord of the wing symmetry plane are preserved .

При больших скоростных напорах под воздействием упругих деформаций от изгиба на металлическом крыле обратной стреловидности с законцовками в исходном, неразвернутом, положении 2 происходит резкое увеличение местных углов атаки вдоль размаха крыла, наиболее значительное на концах крыла. Это способствует резкому нарастанию аэродинамической нагрузки (С_у ^α) на металлическом крыле, которая при определенных скоростных напорах возрастает асимптотически (неограниченно) - фиг.3. Появление асимптотики в нарастании нагрузки (С_у ^α) при больших скоростных напорах связывается с возникновением аэроупругой дивергенции крыла.At high speed pressures under the influence of elastic deformations from bending on the metal wing of the reverse sweep with tips in the initial, non-deployed, position 2, a sharp increase in local angles of attack along the wing span, most significant at the ends of the wing, occurs. This contributes to a sharp increase in the aerodynamic load (C _at ^α ) on the metal wing, which at certain high-speed pressure increases asymptotically (unlimited) - Fig.3. The appearance of asymptotics in the growth of the load (C _at ^α ) at high velocity heads is associated with the appearance of aeroelastic wing divergence.

Разворот законцовок 2 назад по потоку в положение прямой (положительной) стреловидности 3, вызывая действие противоположно направленных деформаций на металлическом крыле обратной стреловидности, уменьшает закрутку сечений вдоль размаха крыла в сторону снижения местных углов атаки и способствует уменьшению нагрузки на крыло при больших скоростных напорах, доводя ее до уровня нагрузки, действующей на жестком крыле (q~0) - фиг.3. Незначительное увеличение нагрузки (С_у ^α) на крыле с развернутыми законцовками при переходе к большим скоростным напорам показывает на отсутствие аэроупругой дивергенции на металлическом крыле, что обуславливает безопасное нагружение крыла обратной стреловидности, выполненном целиком из используемых на практике авиационных металлических материалов, при этом разворот законцовок приводит к приращению несущих свойств (С_у ^α) жесткого крыла (q~0).Turning the endings 2 downstream to the straight (positive) sweep 3 position, causing oppositely directed deformations on the metal wing of the reverse sweep, reduces the twist of the sections along the wing span in the direction of lowering local angles of attack and helps to reduce the load on the wing at high speed pressures it to the level of load acting on the rigid wing (q ~ 0) - Fig.3. A slight increase in the load (C _at ^α ) on the wing with deployed wingtips during the transition to high velocity heads indicates the absence of aeroelastic divergence on the metal wing, which leads to safe loading of the backward sweep wing, made entirely of aviation metal materials used in practice, while the wingtips turn leads to an increment of the bearing properties (C _of ^α ) of the rigid wing (q ~ 0).

Изменяя площадь и угол разворота законцовок можно управлять аэроупругими деформациями и регулировать нагрузку на крыле и тем самым предотвращать появление аэроупругой дивергенции на металлическом крыле обратной стреловидности.By changing the area and the angle of rotation of the tips, it is possible to control aeroelastic deformations and regulate the load on the wing and thereby prevent the appearance of aeroelastic divergence on the metal wing of the reverse sweep.

Окончательный размер площади и угол разворота законцовок будет определяться, исходя из особенностей компоновки крыла и условий полета летательного аппарата.The final size of the area and the angle of rotation of the endings will be determined based on the features of the layout of the wing and the flight conditions of the aircraft.

Разворот законцовок назад в положение прямой стреловидности вызывает смещение назад аэродинамического фокуса (фиг.4) и является основным фактором, обеспечивающим раскрутку сечений консолей крыла в сторону уменьшения местных углов атаки.Turning the wingtips back to the direct sweep position causes a rearward displacement of the aerodynamic focus (Fig. 4) and is the main factor ensuring the promotion of the wing consoles in the direction of decreasing local angles of attack.

На фиг.5, 6 приведены несущие свойства (С_у ^α) и коэффициенты продольного момента (m_z) модели летательного аппарата с жестким крылом обратной стреловидности 1 с законцовками 2 в исходном, неразвернутом, и в развернутом положении 3, полученные в аэродинамической трубе при малых скоростных напорах (q≈2 кПа). Показано, что разворот законцовок крыла назад по потоку в положение прямой (положительной) стреловидности способствует приращению несущих свойств (С_у ^α) крыла и всей модели летательного аппарата при малых и умеренных углах атаки, при этом происходит смещение назад аэродинамического фокуса модели летательного аппарата, что подтверждает результаты расчетов (фиг.3, 4 - q~0).5, 6 show the load-bearing properties (C _y ^α ) and the longitudinal moment coefficients (m _z ) of the model of an aircraft with a rigid wing of the reverse sweep 1 with tips 2 in the initial, non-deployed, and in deployed position 3, obtained in a wind tunnel with low speed heads (q≈2 kPa). It is shown that turning the wingtips back downstream to the straight (positive) sweep position contributes to the increment of the load-bearing properties (C _at ^α ) of the wing and the entire model of the aircraft at small and moderate angles of attack, while the aerodynamic focus is shifted backwards, which confirms the results of calculations (Fig. 3, 4 - q ~ 0).

При больших скоростных напорах указанный эффект от разворота законцовок на жестком крыле сохраняется, поскольку не зависит от величины скоростного напора набегающего потока (М=Const).At high velocity headings, the indicated effect from the turn of the wingtips on the rigid wing is preserved, since it does not depend on the value of the velocity head of the incoming flow (M = Const).

Использование предложенного изобретения позволяет уменьшить аэроупругие деформации и предотвратить появление дивергенции на металлическом крыле обратной (отрицательной) стреловидности, а также увеличить несущие свойства (С_у) крыла и всего летательного аппарата при малых и больших скоростных напорах.Using the proposed invention allows to reduce aeroelastic deformation and prevent the occurrence of divergence on the metal wing of the reverse (negative) sweep, as well as to increase the load-bearing properties (C _y ) of the wing and the entire aircraft at low and high speed heads.

Claims

Крыло летательного аппарата обратной (отрицательной) стреловидности, содержащее законцовки такой же стреловидности, отличающееся тем, что законцовки развернуты назад по потоку в положение прямой (положительной) стреловидности χ_п.к.р.з.≥0 при сохранении геометрических параметров стреловидного крыла (площади, размаха, удлинения) и параллельности концевой хорды плоскости симметрии крыла, где χ_п.к.р.з. - угол прямой (положительной) стреловидности по передней кромке развернутых законцовок крыла.The wing of the aircraft of the reverse (negative) sweep, containing the endings of the same sweep, characterized in that the endings are deployed _backstream to the position of the direct (positive) sweep χ ≥0 while maintaining geometric parameters swept wing (square amplitude, elongation) and parallel to end wing chord plane of symmetry, where χ _p.k.r.z. - the angle of the straight (positive) sweep along the leading edge of the deployed wingtips.