RU2118270C1

RU2118270C1 - Multi-member tip

Info

Publication number: RU2118270C1
Application number: RU97106869A
Authority: RU
Inventors: Александр Вячеславович Корнушенко
Original assignee: Александр Вячеславович Корнушенко
Priority date: 1997-04-21
Filing date: 1997-04-21
Publication date: 1998-08-27

Abstract

FIELD: aeronautical engineering; tips of aircraft lifting surfaces and tips of helicopter blades. SUBSTANCE: end of lifting surface is provided with multi-member tip which is mounted in horizontal plane for reduction of induced drag; it is made in form of split wing consisting of at least three small wings having their own aerodynamic profile, aerodynamic and geometric twist and mounted at optimal angles of attack relative to tip chord of lifting surface. Aerodynamic profiles, angle of attack, twist, as well as mean geometric chord are selected on the condition of prevailing intensity of tip vortex at given section of tip chord of lifting surface under optimal cruising conditions of flight. Shape in plan of small wings may be different: it is dictated by specific features of aerodynamic profile of lifting surface acting of intensity of tip vortex at definite section of tip chord. EFFECT: reduction of induced drag at subsonic and transonic speeds through change in redistribution of load over lifting surface and weakening intensity of tip vortex due to flow of air from lower to upper surface at operational angles of attack. 2 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции концевых частей несущих поверхностей самолета и концевых частей лопастей вертолета. The invention relates to the field of aviation technology and can be used in the construction of the end parts of the bearing surfaces of the aircraft and the end parts of the blades of the helicopter.

В данном разделе будут указаны аналоги изобретения. Совершенствование несущих поверхностей летательных аппаратов наметило в последнее время ряд перспективных направлений. Одним из направлений является уменьшение индуктивного сопротивления с помощью различных концевых устройств, устанавливаемых на концах несущей поверхности. Эти устройства представляют собой особые формы законцовок крыла. Более подробно этой проблемой занимались сотрудники ЦАГИ (Центральный Аэрогидродинамический инструмент). Научные труды помещены в выпуске 2247, 1984 г. Вождаев Г.Г. "О некоторых возможностях повышения аэродинамического качества несущих систем с помощью концевых крылышек". Исследование проводилось на модели полукрыла, оснащенного концевым крылышком, установленным на конце крыла, с хордой 2b и размахом 4b, где b - хода крыла. Угол установки концевого крылышка изменялся в процессе эксперимента. Изменялось также положение концевого крылышка относительно концевой хорды крыла с целью излучения влияния положения и угла установки концевого крылышка на аэродинамические характеристики крыла. Дополнительная несущая поверхность установлена с тем же углом поперечного U крыла, что и крыло. Данные исследования направлены на поиск возможностей снижения индуктивного сопротивления. Дополнительная несущая поверхность установлена под определенным углом атаки, что создает дополнительную вихревую структуру. Взаимодействие этой структуры с концевыми вихрями крыла приводит по мнению авторов к снижению индуктивного сопротивления. Если рассмотреть спектр обтекания концевой части крыла, то нетрудно заменить, что формируемый концевой вихрь крыла начинается у передней кромки и с увеличением интенсивности срывается у задней кромки крыла образуя вихревую пелену. Авторы данного изобретения не приняли это во внимание и с помощью предложенной законцовки не в состоянии бороться с концевым вихрем достаточно эффективно. Это объясняется тем, что на участке от передней кромки крыла до передней кромки дополнительной несущей поверхности, вихревой жгут не разбит на более мелкие менее интенсивные вихри и достаточно интенсивен на данном участке. На участке между задними кромками крыла и дополнительной несущей поверхностью возможно наложение вихревых структур крыла и дополнительной несущей поверхности, что приведет к большей интенсивности концевого вихря. Несмотря на замечания, данная законцовка приведет к некоторому снижению интенсивности концевого вихря и перестройке течения в окрестности концевой хорды крыла. In this section, analogues of the invention will be indicated. The improvement of the bearing surfaces of aircraft has recently outlined a number of promising directions. One of the directions is the reduction of inductive resistance with the help of various end devices installed at the ends of the bearing surface. These devices are special forms of wingtips. In more detail this problem was dealt with by TsAGI employees (Central Aerohydrodynamic Instrument). Scientific works are published in issue 2247, 1984. Vozhdaev G.G. "On some possibilities of increasing the aerodynamic quality of load-bearing systems using end wings." The study was carried out on a model of a half-wing equipped with an end wing mounted on the wing end, with a chord 2b and a span of 4b, where b is the wing stroke. The angle of installation of the end wing changed during the experiment. The position of the end wing relative to the end chord of the wing was also changed in order to radiate the influence of the position and angle of installation of the end wing on the aerodynamic characteristics of the wing. An additional bearing surface is installed with the same angle of the transverse U wing as the wing. These studies are aimed at finding opportunities to reduce inductive resistance. An additional bearing surface is installed at a certain angle of attack, which creates an additional vortex structure. The interaction of this structure with terminal wing vortices leads, according to the authors, to a decrease in inductive resistance. If we consider the spectrum of the flow around the end part of the wing, then it is easy to replace that the formed end vortex of the wing begins at the leading edge and breaks off at the trailing edge of the wing with increasing intensity, forming a vortex sheet. The authors of this invention did not take this into account and with the help of the proposed endings are not able to deal with the end vortex quite effectively. This is explained by the fact that in the section from the leading edge of the wing to the leading edge of the additional bearing surface, the vortex bundle is not divided into smaller, less intense vortices and is quite intense in this section. In the area between the trailing edges of the wing and the additional bearing surface, superposition of the vortex structures of the wing and the additional bearing surface is possible, which will lead to a greater intensity of the end vortex. Despite the comments, this tip will lead to a certain decrease in the intensity of the terminal vortex and the restructuring of the flow in the vicinity of the terminal chord of the wing.

В изобретении ФРГ N 2726589, кл, B 64 C 5/10, 1978 г. авторы предлагают один из вариантов многоэлементного концевого устройства, предназначенного для изменения скосов потока над верхней поверхностью крыла в горизонтальной плоскости с целью снижения индуктивного сопротивления и соответствующего повышения аэродинамического качества несущих поверхностей. Предложенное авторами концевое устройство представляет собой законцовку в виде "бульбы" с набором крылышек, имеющих незначительную относительную площадь, установленных под определенным отрицательным углом атаки. Крылышки установлены как под положительным, так и под отрицательным углом поперечного U крыла относительно основной несущей поверхности. Принцип действия предложенного концевого устройства основан на формировании правильного потока в окрестности законцовки крыла за счет установки "бульбы" и дальнейшем формировании потока за счет крылышек, работающих по схеме спрямляющего аппарата. В следствии этого удается изменить картину обтекания в окрестности законцовки крыла, что позволяет уменьшить величину скосов потока на верхней поверхности крыла. Дополнительные несущие поверхности в виде крылышек, работающие по схеме спрямляющего аппарата, установление под большим отрицательным углом атаки с целью плавного обтекания концевым вихрем, не являются несущими, что дает дополнительное вредное сопротивление и увеличивает массу несущей поверхности. Данное концевое устройство требует дополнительного привода на крылышки с целью изменения угла их установки при отклонении угла атаки от оптимального, что соответственно утяжеляет конструкцию и требует высокоточного кинематического механизма и бортового вычислительного устройства. Иначе, предложенное концевое устройство при отклонении угла атаки от оптимального приведет к изменению плавной картины обтекания в районе законцовки крыла, что, соответственно, увеличит сопротивление. Данное концевое устройство не является эффективным, так как не изменяет величину скосов потока на нижней поверхности крыла и, следовательно, не влияет на снижение индуктивного сопротивления. Недостатком данного изобретения является малая эффективность в борьбе с концевыми вихрями. Несмотря на имеющиеся недостатки данное изобретение можно взять за аналог. In the invention of Germany N 2726589, CL, B 64 C 5/10, 1978, the authors propose one of the options for multi-element end device designed to change the bevels of the flow above the upper surface of the wing in the horizontal plane in order to reduce the inductive drag and the corresponding increase in the aerodynamic quality of the bearing surfaces. The end device proposed by the authors is a tip in the form of a “bulb” with a set of wings having a small relative area, set at a certain negative angle of attack. The wings are installed both at a positive and at a negative angle of the transverse U wing relative to the main bearing surface. The principle of operation of the proposed end device is based on the formation of the correct flow in the vicinity of the wing tip due to the installation of the "bulb" and the further formation of the flow due to the wings working according to the rectifier apparatus. As a result of this, it is possible to change the flow pattern in the vicinity of the wingtip, which makes it possible to reduce the amount of bevels of the flow on the upper surface of the wing. Additional bearing surfaces in the form of wings working according to the rectifier apparatus scheme, establishing at a large negative angle of attack in order to smoothly flow around the end vortex, are not bearing, which gives additional harmful resistance and increases the mass of the bearing surface. This end device requires an additional drive on the wings in order to change the angle of their installation when the angle of attack deviates from the optimum, which accordingly complicates the design and requires a high-precision kinematic mechanism and on-board computing device. Otherwise, the proposed end device when the angle of attack deviates from the optimum will lead to a change in the smooth pattern of flow around the wing tip, which, accordingly, will increase the resistance. This end device is not effective, because it does not change the value of the bevels of the flow on the lower surface of the wing and, therefore, does not affect the decrease in inductive resistance. The disadvantage of this invention is its low efficiency in controlling end vortices. Despite the disadvantages, this invention can be taken as an analogue.

Цель изобретения - снижение индуктивного сопротивления (ИС) на дозвуковых и околозвуковых скоростях полета, путем изменения перераспределения нагрузки по несущей поверхности и ослабления интенсивности концевого вихря крыла, обусловленного перетеканием воздуха нижней поверхности на верхнюю на эксплуатационных углах атаки. The purpose of the invention is to reduce inductive resistance (IS) at subsonic and transonic speeds of flight, by changing the load redistribution along the bearing surface and weakening the intensity of the wing end vortex due to the flow of air from the lower surface to the upper one at operational angles of attack.

Цель достигается тем, что на конце несущей поверхности установлена многоэлементная законцовка, которая для уменьшения ИС установлена в горизонтальной плоскости, и представляет собой разрезное крыло, состоящее по меньшей мере из трех крылышек, имеющих свой аэродинамический профиль, аэродинамическую и геометрическую крутку (закрученость) и установленных под оптимальными углами атаки по отношению к концевой хорде несущей поверхности. Аэродинамические профиля, углы атаки, закрученость, а также средняя геометрическая хорда крылышек выбирается из условия преобладающей интенсивности концевого вихря на данном участке концевой хорды несущей поверхности при оптимальном крейсерском режиме полета. Форма в плане как крылышек, так и многоэлементной законцовки в целом, может быть разнообразной и определяется особенностью аэродинамического профиля несущей поверхности, действующего на интенсивность концевого вихря на конкретном участке концевой хорды. The goal is achieved by the fact that at the end of the bearing surface there is a multi-element tip, which is installed in the horizontal plane to reduce the IS and is a split wing consisting of at least three wings having their own aerodynamic profile, aerodynamic and geometric twist (twist) and installed at optimal angles of attack with respect to the end chord of the bearing surface. Aerodynamic profiles, angles of attack, twist, as well as the average geometric chord of the wings are selected from the condition of the prevailing intensity of the end vortex in this section of the end chord of the bearing surface under the optimal cruising flight mode. The shape in terms of both the wings and the multi-element tip as a whole can be varied and is determined by the peculiarity of the aerodynamic profile of the bearing surface, acting on the intensity of the end vortex in a particular section of the end chord.

Указанные признаки, раскрывающие сущность изобретения, отличаются от указанных признаков аналогов тем, что средняя геометрическая хорда крылышек выбирается из условия интенсивности концевого вихря на данном участке концевой хорды несущей поверхности. Форма в плане как крылышек, так и многоэлементной законцовки в целом, а также закрученность могут быть разнообразными и определяются особенностью аэродинамического профиля несущей поверхности, действующего на интенсивность концевого вихря на конкретном участке концевой хорды. These features, revealing the essence of the invention, differ from these features analogues in that the average geometric chord of the wings is selected from the condition of the intensity of the end vortex in this section of the end chord of the bearing surface. The shape in terms of both the wings and the multi-element ending as a whole, as well as the twist can be various and are determined by the peculiarity of the aerodynamic profile of the bearing surface, acting on the intensity of the end vortex in a particular section of the end chord.

На фиг.1 изображена концевая часть несущей поверхности с многоэлементной законцовкой в плане. Из эскиза видно, что многоэлементная законцовка состоит по меньшей мере из трех крылышек N2; N3; N4 разнообразной формы в плане, установленных под углами атаки α₁:α₂:α₃ (фиг.2). На фиг.2 дано сечение А-А на фиг.1.Figure 1 shows the end part of the bearing surface with a multi-element ending in plan. From the sketch it can be seen that the multi-element ending consists of at least three wings N2; N3; N4 of various shapes in plan, installed at angles of attack α ₁ : α ₂ : α ₃ (figure 2). Figure 2 shows a section aa in figure 1.

Многоэлементная законцовка 1 (фиг.1) представляет собой расположенное в горизонтальной плоскости разрезное крыло, состоящее по меньшей мере из трех крылышек 2 - 4, имеющих свой аэродинамический профиль, аэродинамическую и геометрическую крутку и установленных под оптимальными углами атаки α₁:α₂:α₃ по отношению к концевой хорде несущей поверхности. Форма в плане как крылышек, так и многоэлементной законцовки в целом, может быть разнообразной и определяется особенностью аэродинамического профиля несущей поверхности, действующего на интенсивность концевого вихря на конкретном участке концевой хорды. Многоэлементная законцовка выполнена с продольным набором и корневой силовой нервюрой и имеет многослойную конструкция с сотовым или пористым заполнителем. Стыковка многоэлементной законцовки производится с помощью силовых фитинговых соединений при конструктивном выполнении несущей поверхности типа моноблочного или кессонного. Если конструктивно-силовая схема несущей поверхности лонжеронная - то стыковка по лонжеронам и моментным точкам.The multi-element tip 1 (Fig. 1) is a split wing located in the horizontal plane, consisting of at least three wings 2 to 4, having their own aerodynamic profile, aerodynamic and geometric twist and installed at optimal angles of attack α ₁ : α ₂ : α ₃ with respect to the end chord of the bearing surface. The shape in terms of both the wings and the multi-element tip as a whole can be diverse and is determined by the peculiarity of the aerodynamic profile of the bearing surface, acting on the intensity of the end vortex in a particular section of the end chord. The multi-element ending is made with a longitudinal set and a root power rib and has a multilayer structure with a honeycomb or porous filler. Docking of multi-element endings is carried out with the help of power fitting connections when constructively performing a bearing surface such as a monoblock or caisson. If the structural-power diagram of the bearing surface is spar - then the docking along the spars and moment points.

Работа предлагаемой многоэлементной законцовки основана на следующем. У несущей поверхности конечного размаха по мере удаления от плоскости симметрии давление по размаху изменяется. Эти изменения давления приводят к возникновению поперечных токов, направленных от большего давления к меньшему. На верхней поверхности линии тока направлены от передней кромки внутрь к плоскости симметрии, а на нижней поверхности, наоборот, от плоскости симметрии наружу. У боковых кромок несущей поверхности поток стремится обогнуть эти кромки в направлении снизу вверх. В результате возникает закручивание потока в вихревые жгуты, которые сбегают с боковых кромок несущей поверхности. При установке предлагаемой многоэлементной законцовки происходит перераспределение давления. Применение многоэлементной законцовки позволит уменьшить интенсивность концевого вихря. Вихревая структура, образуемая крылышками, разбивает мощный концевой вихрь на слабые менее интенсивные вихри. Концевой вихрь, образуемый на крылышке 2, распадается при взаимодействии с крылышком 3. Вихревая структура, образованная на крылышке 3, распадается при взаимодействии с крылышком 4. Концевой вихрь, образованный на крылышке 4, слабее концевого вихря несущей поверхности. Данное расположение крылышек и форма в плане позволяют приблизить закон распределения к оптимальному эллиптическому. Снижение ИС приводит к повышению аэродинамического качества несущей поверхности, что приводит к снижению расхода топлива и увеличению дальности полета. The work of the proposed multi-element ending is based on the following. At the bearing surface of a finite span, as the distance from the plane of symmetry increases, the span pressure changes. These pressure changes lead to the appearance of transverse currents directed from greater pressure to less. On the upper surface, the streamlines are directed from the leading edge inward to the plane of symmetry, and on the lower surface, on the contrary, from the plane of symmetry outward. At the lateral edges of the bearing surface, the flow tends to round these edges in the direction from bottom to top. As a result, the flow is twisted into vortex bundles, which run off from the lateral edges of the bearing surface. When installing the proposed multi-element endings, pressure redistribution occurs. The use of a multi-element ending will reduce the intensity of the end vortex. The vortex structure formed by the wings splits a powerful terminal vortex into weak, less intense vortices. The end vortex formed on the wing 2 breaks up when interacting with the wing 3. The vortex structure formed on the wing 3 breaks up when interacting with the wing 4. The end vortex formed on the wing 4 is weaker than the end vortex of the bearing surface. This arrangement of the wings and the shape in plan allow us to bring the distribution law closer to the optimal elliptical one. The decrease in the IS leads to an increase in the aerodynamic quality of the bearing surface, which leads to a decrease in fuel consumption and an increase in flight range.

Claims

\ \ \ 1 A multi-element tip, which is an additional wing-shaped surface, having at least three wings in the horizontal plane, installed one after the other at the end of the bearing surface, each with an aerodynamic profile and installed at an optimal angle of attack, characterized in that each the wing is installed at an optimal angle of attack with respect to the end chord of the bearing surface, these wings are installed one after another in a horizontal plane, have excellent a friend from each other's own average geometric chords, plan shapes, extensions, aerodynamic and geometric twists.