RU2266233C1 - Flying vehicle wing - Google Patents
Flying vehicle wing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2266233C1 RU2266233C1 RU2004112076/11A RU2004112076A RU2266233C1 RU 2266233 C1 RU2266233 C1 RU 2266233C1 RU 2004112076/11 A RU2004112076/11 A RU 2004112076/11A RU 2004112076 A RU2004112076 A RU 2004112076A RU 2266233 C1 RU2266233 C1 RU 2266233C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- sweep
- reverse
- aircraft
- tips
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
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, χп.к>0) стреловидности находят применение крылья обратной (отрицательной, χп.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 Схо и больше Кmax): 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 χп.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 χп.к.р.з.≥0 при сохранении геометрических параметров стреловидного крыла (площади, размаха, удлинения) и параллельности концевой хорды плоскости симметрии крыла, где χп.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, χп.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 Сy 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 Су=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 mz=f(Cy) 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, χп.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
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 (Су α) на металлическом крыле, которая при определенных скоростных напорах возрастает асимптотически (неограниченно) - фиг.3. Появление асимптотики в нарастании нагрузки (Су 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,
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 (Су 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 (Су α) жесткого крыла (q~0).Turning the
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 (Су α) и коэффициенты продольного момента (mz) 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 (Су 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
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 (Су) 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 (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004112076/11A RU2266233C1 (en) | 2004-04-21 | 2004-04-21 | Flying vehicle wing |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004112076/11A RU2266233C1 (en) | 2004-04-21 | 2004-04-21 | Flying vehicle wing |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2266233C1 true RU2266233C1 (en) | 2005-12-20 |
Family
ID=35869662
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004112076/11A RU2266233C1 (en) | 2004-04-21 | 2004-04-21 | Flying vehicle wing |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2266233C1 (en) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2011129696A2 (en) | 2010-04-15 | 2011-10-20 | B.V. Green X | Wing for generating lift from an incident flow |
CN106428410A (en) * | 2016-08-15 | 2017-02-22 | 浙江大学 | Novel underwater vehicle provided with rhombus wings |
RU2711618C1 (en) * | 2019-04-01 | 2020-01-17 | Общество с ограниченной ответственностью «ОПТИМЕНГА-777» | Aircraft wing |
RU2724015C1 (en) * | 2019-08-05 | 2020-06-18 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Aircraft wing |
-
2004
- 2004-04-21 RU RU2004112076/11A patent/RU2266233C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2011129696A2 (en) | 2010-04-15 | 2011-10-20 | B.V. Green X | Wing for generating lift from an incident flow |
US8973874B2 (en) | 2010-04-15 | 2015-03-10 | B.V. Green X | Wing for generating lift from an incident flow |
CN106428410A (en) * | 2016-08-15 | 2017-02-22 | 浙江大学 | Novel underwater vehicle provided with rhombus wings |
CN106428410B (en) * | 2016-08-15 | 2018-09-18 | 浙江大学 | Underwater aircraft with the diamond shape wing |
RU2711618C1 (en) * | 2019-04-01 | 2020-01-17 | Общество с ограниченной ответственностью «ОПТИМЕНГА-777» | Aircraft wing |
RU2724015C1 (en) * | 2019-08-05 | 2020-06-18 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Aircraft wing |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5492448A (en) | Rotary blades | |
US20190322354A1 (en) | Lifting surfaces and associated method | |
EP2081821B1 (en) | Supersonic aircraft | |
US8393567B2 (en) | Method and apparatus for reducing aircraft noise | |
US8317128B2 (en) | Laminar flow wing optimized for transonic cruise aircraft | |
US8448893B2 (en) | Laminar flow wing optimized for transonic cruise aircraft | |
WO2009029796A3 (en) | Oblique blended wing body aircraft | |
CA2713362C (en) | Shock bump | |
JPS62299466A (en) | Propeller | |
US8991768B1 (en) | Highly efficient transonic laminar flow wing | |
GB2569535A (en) | Passively actuated fluid foil | |
RU2266233C1 (en) | Flying vehicle wing | |
RU2609623C1 (en) | Aircraft wing | |
US7000870B2 (en) | Laminar flow wing for transonic cruise | |
RU2637149C1 (en) | Spiroid winglet | |
EP0103478A1 (en) | Airfoil | |
US6857599B2 (en) | Highly swept canard with low sweep wing supersonic aircraft configuration | |
Bartlett et al. | The NASA supercritical-wing technology | |
RU2808522C1 (en) | Aerodynamic profile of aircraft lifting element | |
RU2808865C1 (en) | Aerodynamic profile of aircraft lifting element | |
RU2264327C2 (en) | Flying vehicle wing |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140422 |