RU2637149C1 - Spiroid winglet - Google Patents
Spiroid winglet Download PDFInfo
- Publication number
- RU2637149C1 RU2637149C1 RU2016143059A RU2016143059A RU2637149C1 RU 2637149 C1 RU2637149 C1 RU 2637149C1 RU 2016143059 A RU2016143059 A RU 2016143059A RU 2016143059 A RU2016143059 A RU 2016143059A RU 2637149 C1 RU2637149 C1 RU 2637149C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- winglet
- wing
- horizontal part
- bearing surface
- sweep
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/08—Stabilising surfaces mounted on, or supported by, wings
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области летательных аппаратов (самолетов, крылатых и оперенных ракет). Оно направлено на совершенствование методов и средств повышения эффективности управления летательным аппаратом и решения проблемы реверса органов управления, управления аэродинамическими нагрузками, подавления вибраций, обусловленных полетом в неспокойной атмосфере, подавления флаттера - за счет целесообразного изменения распределения местных углов атаки упругого крыла самолетов (особенно самолетов со стреловидными крыльями большого удлинения). Другой целью является повышение аэродинамического качества, обеспечение требуемых характеристик продольной и путевой устойчивости самолетов, в частности, схемы «летающее крыло», управления глиссадой и торможением самолета.The invention relates to the field of aircraft (aircraft, cruise and feathered missiles). It is aimed at improving methods and means of increasing the efficiency of controlling an aircraft and solving the problem of reverse control, controlling aerodynamic loads, suppressing vibrations caused by flying in a turbulent atmosphere, suppressing flutter - by appropriately changing the distribution of local angles of attack of the elastic wing of aircraft (especially aircraft with swept wings of great lengthening). Another goal is to increase the aerodynamic quality, to provide the required characteristics of the longitudinal and directional stability of the aircraft, in particular, the "flying wing", glide path and aircraft braking control.
Современные транспортные самолеты близки к аэродинамическому совершенству как с точки зрения выбора их формы в плане, так и используемых аэродинамических профилей. Некоторый резерв их совершенствования связан с использованием все более тонких стреловидных крыльев, со все более возрастающим удлинением. Перспективно также использование выгод от ламинаризации обтекания крыла, достигаемое, в частности, повышением гладкости поверхности крыла - этому в определенной степени мешает наличие на значительной части верхней поверхности современных крыльев скоростных транспортных самолетов спойлеров, предназначенных для управления глиссадой самолета, его торможения, а также поперечного управления. Перспективно также использование схемы самолета «летающее крыло», особенно с увеличенным углом прямой стреловидности для сверхзвуковых пассажирских самолетов. Однако при этом резко обостряется решение проблем аэроупругости, в частности, реверса органов поперечного и продольного управления. Кроме того, использование традиционной (неоперенной) схемы «летающее крыло» для пассажирского варианта самолета при всей ее привлекательности затруднено из-за проблем надежного обеспечения его продольной, а также путевой устойчивости и управляемости.Modern transport aircraft are close to aerodynamic perfection both in terms of choosing their shape in plan and the aerodynamic profiles used. Some reserve for their improvement is associated with the use of increasingly thin swept wings, with an ever-increasing elongation. The use of benefits from the laminarization of wing flow, which is achieved, in particular, by increasing the smoothness of the wing surface, is also promising, which is somewhat hindered by the presence of spoilers on a large part of the upper surface of modern wings of high-speed transport aircraft designed to control the aircraft glide path, slow down it, and also lateral control . The use of the “flying wing” aircraft scheme is also promising, especially with an increased direct sweep angle for supersonic passenger aircraft. However, this sharply aggravates the solution to the problems of aeroelasticity, in particular, the reverse of the bodies of transverse and longitudinal control. In addition, the use of the traditional (non-feathered) “flying wing” scheme for the passenger version of the aircraft, with all its attractiveness, is difficult due to the problems of reliable provision of its longitudinal as well as track stability and controllability.
Известны так называемые спироидные винглеты замкнутой формы (US Patent 5.102068). Они могут рассматриваться как прототипы предлагаемых устройств. Особенности конструкции двух вариантов так называемых передних и задних спироидных винглетов половинной хорды замкнутой формы показаны в работе Tung Wan and Kuei-Wen Lien. Aerodynamic Efficiency Study of Modern Spiroid Winglets. Journal of Aeronautics, Astronautics and Aviation, Series A, Vol. 41, No. 1, pp. 023-030 (2009) 23 (фиг. 1a и 1б). Эти винглеты представляют собой продолжение конца крыла в виде расположенной над ним несущей поверхности с хордой, равной половине хорды конца крыла, состоящей из цилиндрической части с осью цилиндра, параллельной оси фюзеляжа, замыкающейся в том же сечении конца крыла, в котором она начинается. В варианте переднего спироидного винглета его несущая поверхность является продолжением конца крыла, начинающимся в передней части концевого сечения крыла и замыкающимся такой же моментной заделкой в задней его части. В варианте заднего спироидного винглета его несущая поверхность является продолжением конца крыла, начинающимся в задней части концевого сечения крыла и замыкающимся такой же моментной заделкой в передней его части. Вследствие малой хорды и условий закрепления таких винглетов в концевой части крыла они имеют относительно небольшую жесткость. Другим недостатком этих винглетов является относительная узость решаемых с их помощью задач - главным образом, это - задача повышения аэродинамического качества. Отсутствие на спироидных винглетах аэродинамических органов управления делает их «пассивными», так как лишает возможности их использования для управления упругими деформациями конца крыла и управления распределением аэродинамических нагрузок, действующих на крыло. Другой их недостаток состоит в том, что они в недостаточной мере смещены вперед или назад относительно оси жесткости конца крыла. Все это не позволяет рассматривать их как элементы активного аэроупругого крыла; существо такого крыла состоит в использовании упругих деформаций конструкции для улучшения аэродинамических характеристик, прежде всего - для повышения эффективности поперечного управления самолета. Известные спироидные винглеты не могут также решать весьма важную задачу торможения самолета и управления глиссадой. Этот недостаток особенно сильно проявляется при отказе от традиционных спойлеров, существенно снижающих аэродинамическое качество на крейсерском режиме полета. Активный, то есть, оснащенный аэродинамическими органами управления, винглет позволяет заменить спойлеры и в этом качестве, и в качестве эффективного органа поперечного, а также путевого управления самолетом, в частности самолета схемы «летающее крыло».The so-called closed-shaped spiroid winglets are known (US Patent 5.102068). They can be considered as prototypes of the proposed devices. The design features of the two versions of the so-called front and rear spirodian half-chord winglets of a closed shape are shown by Tung Wan and Kuei-Wen Lien. Aerodynamic Efficiency Study of Modern Spiroid Winglets. Journal of Aeronautics, Astronautics and Aviation, Series A, Vol. 41, No. 1, pp. 023-030 (2009) 23 (Fig. 1a and 1b). These winglets are a continuation of the end of the wing in the form of a bearing surface located above it with a chord equal to half the chord of the end of the wing, consisting of a cylindrical part with the axis of the cylinder parallel to the axis of the fuselage, closing in the same section of the end of the wing at which it begins. In the version of the front spiroid winglet, its bearing surface is a continuation of the wing end, starting in the front of the wing end section and closing with the same momentary termination in its rear part. In the variant of the posterior spiroid winglet, its bearing surface is a continuation of the wing end, starting at the rear of the wing end section and closing with the same momentary termination in its front part. Due to the small chord and fixing conditions for such winglets in the wing end portion, they have relatively low stiffness. Another drawback of these winglets is the relative narrowness of the tasks to be solved with their help - mainly, this is the task of increasing aerodynamic quality. The absence of aerodynamic controls on the spiroid winglets makes them “passive”, since it makes them impossible to use to control the elastic deformations of the wing end and to control the distribution of aerodynamic loads acting on the wing. Their other disadvantage is that they are not sufficiently displaced forward or backward relative to the axis of rigidity of the wing end. All this does not allow us to consider them as elements of an active aeroelastic wing; the essence of such a wing is to use elastic deformations of the structure to improve aerodynamic characteristics, primarily to increase the efficiency of lateral control of the aircraft. The well-known spiroid winglets also cannot solve the very important problem of braking an airplane and controlling a glide path. This disadvantage is especially pronounced when abandoning traditional spoilers, significantly reducing aerodynamic quality at cruising flight mode. Active, that is, equipped with aerodynamic controls, the winglet allows you to replace spoilers both in this capacity and as an effective organ of the transverse as well as directional control of the aircraft, in particular the flying wing aircraft.
Близким к предлагаемому изобретению устройством, рассматриваемым в качестве аналога, является выносной элерон как элемент активного аэроупругого крыла («Устройство для улучшения управляемости и устойчивости крылатых летательных аппаратов при больших скоростях полета». Авторское свидетельство Г.А. Амирьянца, SU 1839845 А1, 1965 год). Выносной элерон, вынесенный существенно вперед относительно оси жесткости крыла, имеет известный недостаток: для его установки требуются специальные выносные штанги на конце крыла. Кроме того, недостатком передних выносных элеронов, плоскость которых совпадает с плоскостью крыла, является неблагоприятный скос потока с выносного элерона на крыло. Недостатком выносного элерона, вынесенного назад относительно оси жесткости крыла, представляется то, что его эффективность с ростом скоростного напора уменьшается гораздо сильнее, чем у обычных элеронов.A device close to the invention, considered as an analogue, is a remote aileron as an element of an active aeroelastic wing (“Device for improving the controllability and stability of winged aircraft at high flight speeds.” Copyright certificate of G. A. Amiryants, SU 1839845 A1, 1965 ) The remote aileron, taken substantially forward relative to the axis of stiffness of the wing, has a known drawback: for its installation, special remote rods are required at the end of the wing. In addition, the disadvantage of the front remote ailerons, the plane of which coincides with the plane of the wing, is the unfavorable bevel of the flow from the remote aileron to the wing. The disadvantage of the remote aileron, taken back relative to the axis of stiffness of the wing, seems to be that its effectiveness decreases with increasing velocity head much more than conventional ailerons.
Известны так называемые «расщепляющиеся» рули направления, располагаемые на килях. Они используются не только для управления по курсу, но также для торможения самолета (Обзор ЦАГИ №692 «Прочность и аэроупругость МВКА «Спейс Шаттл», 1989 год). Недостатком «расщепляющихся» рулей направления на килях, устанавливаемых на концах стреловидного крыла, представляется ограниченная возможность использования их в качестве органов поперечного управления - главным образом за счет использования изменения угла скольжения самолета.Known so-called "fissile" rudders located on the keels. They are used not only to control the course, but also to slow down the aircraft (TsAGI Review No. 692 “Strength and Aeroelasticity of Space Shuttle MVCA, 1989). The disadvantage of the "split" rudders on the keels, installed at the ends of the swept wing, is the limited possibility of using them as lateral control bodies - mainly due to the use of changing the plane’s sliding angle.
Предлагаемое изобретение, сочетающее достоинства основных приоритетного и аналогичных решений, позволяет устранить отмеченные их недостатки и создать возможность реализации концепции активного аэроупругого крыла на основе построения активного спироидного винглета, то есть винглета, оснащенного эффективным аэродинамическим выносным органом управления, а также снабженного килем с расщепляющимся рулем направления.The present invention, combining the advantages of the main priority and similar solutions, allows us to eliminate their drawbacks and create the possibility of implementing the concept of an active aeroelastic wing based on the construction of an active spiroid winglet, that is, a winglet equipped with an effective aerodynamic remote control, as well as equipped with a keel with a split rudder .
Целями предлагаемого изобретения является решение задачи повышения эффективности управления распределением аэродинамической нагрузки по размаху крыла, эффективности управления по крену (наряду со штатным элероном, при отказе от использования традиционных спойлеров), тангажу и рысканью, обеспечения продольной и путевой устойчивости, управления торможением самолета и его глиссадой, обеспечения безопасности по условиям флаттера, повышения аэродинамического качества, повышения весовой отдачи конструкции. Эта комплексная задача особенно актуальна для самолетов со стреловидными, тонкими, гладкими крыльями большого удлинения, и прежде всего - для самолетов схемы «летающее крыло».The objectives of the invention is to solve the problem of increasing the efficiency of controlling the distribution of aerodynamic load over the wing span, the effectiveness of roll control (along with the standard aileron, when refusing to use traditional spoilers), pitch and yaw, ensuring longitudinal and directional stability, controlling the braking of the aircraft and its glide path , ensuring safety under the conditions of flutter, increasing aerodynamic quality, increasing the weight return of the structure. This complex task is especially relevant for airplanes with swept, thin, smooth wings of large elongation, and above all for aircraft with a “flying wing” pattern.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что у спироидного винглета, представляющего собой продолжение конца крыла в виде расположенной над ним несущей поверхности замкнутой формы, несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка, достигающей 30-50% хорды конца крыла. При этом передняя кромка горизонтальной части несущей поверхности винглета, расположенная позади оси жесткости крыла, имеет обратную стреловидность. Конец горизонтальной части винглета выполнен опирающимся на кессон крыла с помощью оснащенного расщепляющимся рулем направления киля, устанавливаемого по нормали к поверхности крыла и имеющего прямую стреловидность и высоту от 70% до 100% размаха винглета, причем концевой участок горизонтальной части винглета выполнен в виде цельноповоротной рулевой поверхности (задний активный спироидный винглет).The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that the spiroid winglet, which is a continuation of the wing end in the form of a bearing surface of a closed shape located above it, the bearing surface of the winglet is constantly tapering, with a chord at the end of its horizontal section reaching 30-50% of the chord end of the wing. In this case, the leading edge of the horizontal part of the winglet bearing surface located behind the wing stiffness axis has the opposite sweep. The end of the horizontal part of the winglet is made resting on the wing box with the help of a keel equipped with a split rudder, which is installed normal to the wing surface and has a direct sweep and height from 70% to 100% of the wingspan, and the end section of the horizontal part of the winglet is made in the form of an all-turning steering surface (back active spyroid winglet).
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются также тем, что в случае недостаточной эффективности выносного элерона (в виде цельноповоротной рулевой поверхности) заднего спироидного винглета наряду с ним используется также примыкающая к нему отклоняемая задняя кромка концевой горизонтальной части винглета.The solution of the problem and the technical result are also achieved by the fact that in the case of insufficient efficiency of the remote aileron (in the form of an all-turning steering surface) of the rear spiroid winglet, a deflected trailing edge of the end horizontal part of the winglet adjacent to it is also used.
Кроме того, решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что у спироидного винглета, представляющего собой продолжение конца крыла в виде расположенной над ним несущей поверхности замкнутой формы, несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка, достигающей 30-50% хорды конца крыла. При этом передняя кромка горизонтальной части несущей поверхности винглета, расположенная впереди оси жесткости крыла, имеет прямую стреловидность, а конец горизонтальной части винглета выполнен опирающимся на кессон крыла с помощью оснащенного расщепляющимся рулем направления киля, устанавливаемого по нормали к поверхности крыла и имеющего обратную стреловидность и высоту от 70% до 100% размаха винглета, причем концевой участок горизонтальной части винглета выполнен в виде цельноповоротной рулевой поверхности (передний активный спироидный винглет).In addition, the solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that for a spiroid winglet, which is a continuation of the wing end in the form of a supporting surface of a closed shape located above it, the supporting surface of the winglet is constantly tapering, with a chord at the end of its horizontal section reaching 30- 50% chords of the end of the wing. In this case, the leading edge of the horizontal part of the winglet’s bearing surface, located in front of the wing stiffness axis, has a direct sweep, and the end of the horizontal part of the winglet is based on the wing box with a keel equipped with a split rudder, which is installed normal to the wing surface and has a sweep and height from 70% to 100% of the range of the winglet, with the end portion of the horizontal part of the winglet made in the form of an all-turning steering surface (front active spir idny winglets).
Предлагаемые технические решения иллюстрируются следующими чертежами и схемами:The proposed technical solutions are illustrated by the following drawings and diagrams:
- на фиг. 1а приведена геометрия крыла, оснащенного задним активным спироидным винглетом половинной хорды (вид в плане и вид справа);- in FIG. 1a shows the geometry of a wing equipped with a rear active spiroid winglet of a half chord (plan view and right view);
- на фиг. 1б приведена геометрия крыла, оснащенного передним активным спироидным винглетом половинной хорды (вид в плане и вид справа).- in FIG. 1b shows the geometry of a wing equipped with a front active spiroid winglet of a half chord (plan view and right view).
На фиг. 2-4 показан задний активный спироидный винглет для управления распределением аэродинамической нагрузки по размаху крыла, управления самолетом по крену, тангажу и рысканью, а также торможения самолета и управления глиссадой, с горизонтальной частью несущей поверхности винглета, расположенной позади оси жесткости конца крыла и имеющей обратную стреловидность, в том числе:In FIG. Figure 2-4 shows the rear active spiroid winglet for controlling the aerodynamic load distribution over the wing span, controlling the plane for roll, pitch and yaw, as well as braking the aircraft and controlling the glide path, with the horizontal part of the winglet bearing surface located behind the stiff axis of the wing end and having the inverse sweep, including:
- на фиг. 2 приведена форма в плане крыла большого удлинения с задним активным спироидным винглетом обратной стреловидности, располагаемым позади оси жесткости конца крыла;- in FIG. 2 shows a plan view of a wing of large elongation with a rear active spyroid winglet of reverse sweep located behind the axis of rigidity of the wing end;
- на фиг. 3 - вид по стрелке А на фиг. 2;- in FIG. 3 is a view along arrow A in FIG. 2;
- на фиг. 4 - вид по стрелке Б на фиг. 2.- in FIG. 4 is a view along arrow B in FIG. 2.
На фиг. 5-7 показан передний активный спироидный винглет для управления распределением аэродинамической нагрузки по размаху крыла, управления самолетом по крену, тангажу и рысканью, а также торможения самолета и управления глиссадой, с горизонтальной частью несущей поверхности винглета, расположенной впереди оси жесткости конца крыла и имеющей прямую стреловидность, в том числе:In FIG. 5-7 show the front active spiroid winglet for controlling the aerodynamic load distribution over the wing span, controlling the aircraft for roll, pitch and yaw, as well as braking the aircraft and controlling the glide path, with the horizontal part of the winglet bearing surface located in front of the stiffness axis of the wing end and having a straight line sweep, including:
- на фиг. 5 приведена форма в плане крыла большого удлинения с передним активным спироидным винглетом прямой стреловидности, располагаемым впереди оси жесткости конца крыла;- in FIG. 5 shows a plan view of a wing of large elongation with a forward active spiroid winglet of direct sweep located in front of the stiffness axis of the wing end;
- на фиг. 6 - вид по стрелке В на фиг. 5;- in FIG. 6 is a view along arrow B in FIG. 5;
- на фиг. 7 - вид по стрелке Г на фиг. 5.- in FIG. 7 is a view along arrow D in FIG. 5.
Спироидный винглет устроен следующим образом.Spiroid wingle is arranged as follows.
Спироидный винглет 1 (задний активный спироидный винглет) содержит поворотную рулевую поверхность 2, а также расщепляющийся руль направления 3. Винглет 1 включает расположенную над крылом несущую поверхность замкнутой формы 4, в которую плавно переходит конец крыла 5. Несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка 6, достигающей 30-50% хорды конца крыла. Передняя кромка горизонтальной части несущей поверхности винглета, расположенная позади оси жесткости 7 крыла 5 (на виде его в плане), имеет обратную стреловидность, а конец горизонтальной части винглета выполнен опирающимся на кессон крыла с помощью оснащенного расщепляющимся рулем направления 3 киля 8. В случае недостаточной эффективности цельноповоротной рулевой поверхности (или выносного элерона) 2, а также штатного элерона 9 оправданно использование наряду с ними также примыкающей к выносному элерону отклоняемой задней кромки 10 концевой горизонтальной части винглета.Spiroid winglet 1 (rear active spyroid winglet) contains a
Другой вариант спироидного винглета - передний активный спироидный винглет 1 содержит поворотную рулевую поверхность (или выносной элерон) 2, а также расщепляющийся руль направления 3. Винглет 1 включает расположенную над крылом несущую поверхность замкнутой формы 4, в которую плавно переходит конец крыла 5. Несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка 6, достигающей 30-50% хорды конца крыла. Передняя кромка горизонтальной части несущей поверхности винглета, расположенная впереди оси жесткости 7 крыла 5 (на виде его в плане), имеет прямую стреловидность, а конец горизонтальной части винглета выполнен опирающимся на кессон крыла с помощью оснащенного расщепляющимся рулем направления 3 киля 8.Another variant of the spiroid winglet - the front
Спироидный винглет (задний активный спироидный винглет и передний активный спироидный винглет) функционирует следующим образом.Spiroid winglet (rear active spyroid winglet and front active spyroid winglet) functions as follows.
Достижение поставленных целей обеспечивается благодаря следующим особенностям конструкции заднего активного спироидного винглета: он представляет собой продолжение конца крыла в виде расположенной над ним несущей поверхности замкнутой формы; несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка, достигающей 30-50% хорды конца крыла, при этом передняя кромка горизонтальной части несущей поверхности винглета, расположенная позади оси жесткости крыла, имеет обратную стреловидность; конец горизонтальной части винглета выполнен опирающимся на кессон крыла с помощью оснащенного расщепляющимся рулем направления киля. Киль устанавливается по нормали к поверхности крыла, с моментной заделкой на крыле и горизонтальной части винглета - тем самым упрощает обеспечение необходимой жесткости винглета, а также крепления цельноповоротной рулевой поверхности (выносного элерона). Кроме того, киль имеет прямую стреловидность и высоту от 70% до 100% размаха винглета. Концевой участок горизонтальной части винглета выполнен в виде цельноповоротной рулевой поверхности как продолжения горизонтальной части винглета с возможностью изменения ее угла атаки. Несущие свойства (производная подъемной силы и момента крена по углу атаки, или углу отклонения) выносной рулевой поверхности (а также примыкающей к ней отклоняемой задней кромки концевой горизонтальной части винглета), как показывают расчетные исследования, быстро уменьшаются с ростом скоростного напора. При этом, начиная с малых значений скоростного напора, при которых наступает реверс выносной рулевой поверхности и примыкающей к ней отклоняемой задней кромки концевой горизонтальной части винглета, целесообразно использовать смену знака угла их отклонения. Это позволяет решить задачу обеспечения во всем диапазоне скоростей полета эффективного управления самолетом по крену, тангажу - с использованием также штатного элерона, обеспечения продольной устойчивости, безопасности по условиям флаттера, повышения аэродинамического качества, а также весовой отдачи -благодаря целесообразному управлению распределением аэродинамической нагрузки по размаху крыла. В случае недостаточной эффективности цельноповоротной рулевой поверхности оправданно использование наряду с ней также примыкающей к ней отклоняемой задней кромки концевой горизонтальной части винглета. Наличие заднего активного спироидного винглета (даже неотклоняемого) положительно влияет на эффективность штатного элерона. Наличие расщепляющегося руля направления позволяет эффективно решать проблемы путевой управляемости и устойчивости самолета (прежде всего схемы «летающее крыло»), а также позволяет использовать их, наряду со штатным элероном, цельноповоротной рулевой поверхностью, отклоняемой задней кромки концевой горизонтальной части винглета в качестве органов управления глиссадой и торможением самолета.Achieving these goals is ensured by the following design features of the rear active spyroid winglet: it is a continuation of the end of the wing in the form of a bearing surface of a closed shape located above it; the winglet bearing surface is made constantly tapering, with a chord at the end of its horizontal section reaching 30-50% of the chord of the wing end, while the front edge of the horizontal part of the winglet bearing surface located behind the wing stiffness axis has the opposite sweep; the end of the horizontal part of the winglet is made resting on the wing box with a keel equipped with a fissile rudder. The keel is installed normal to the wing surface, with momentary termination on the wing and the horizontal part of the winglet - thereby simplifying the provision of the necessary stiffness of the winglet, as well as fixing the all-turning steering surface (remote aileron). In addition, the keel has a direct sweep and a height of 70% to 100% of the wingspan range. The end portion of the horizontal part of the winglet is made in the form of an all-turning steering surface as an extension of the horizontal part of the winglet with the possibility of changing its angle of attack. Bearing properties (the derivative of the lifting force and the angular moment of inclination, or the angle of deviation) of the remote steering surface (as well as the deflecting trailing edge of the end horizontal part of the winglet adjacent to it), as shown by computational studies, rapidly decrease with increasing pressure head. At the same time, starting with small values of the velocity head at which the remote steering surface and the deflected trailing edge of the end horizontal part of the winglet adjacent to it reverse, it is advisable to use a change in the sign of their deviation angle. This allows us to solve the problem of ensuring effective roll control and pitch control over the entire range of flight speeds, using standard ailerons as well, ensuring longitudinal stability, safety under flutter conditions, increasing aerodynamic quality, and also recoil weight due to appropriate control of the aerodynamic load distribution over the span wings. In the case of insufficient efficiency of the all-turning steering surface, it is justified to use along with it also the deflected trailing edge of the end horizontal part of the wingle adjacent to it. The presence of a rear active spyroid winglet (even non-deviating) positively affects the effectiveness of a regular aileron. The presence of a fissile rudder makes it possible to effectively solve the problems of directional controllability and stability of the aircraft (first of all, the “flying wing” scheme), and also allows them to be used, along with the standard aileron, a fully rotatable steering surface, a deflected trailing edge of the end horizontal part of the winglet as glide path controls and aircraft braking.
Достижение поставленных целей обеспечивается благодаря следующим особенностям другого варианта конструкции - переднего активного спироидного винглета. Он также представляет собой продолжение конца крыла в виде расположенной над ним несущей поверхности замкнутой формы. Несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка, достигающей 30-50% хорды конца крыла. При этом передняя кромка горизонтальной части несущей поверхности винглета, расположенная впереди оси жесткости крыла, имеет прямую стреловидность. Конец горизонтальной части винглета выполнен опирающимся на кессон крыла с помощью оснащенного расщепляющимся рулем направления киля. Киль устанавливается по нормали к поверхности крыла, имеет обратную стреловидность и высоту от 70% до 100% размаха винглета. Концевой участок горизонтальной части винглета выполнен в виде цельноповоротной рулевой поверхности с возможностью изменения его угла атаки. Благодаря выносу цельноповоротной рулевой поверхности (или выносного элерона) из плоскости крыла практически исключается негативное влияние интерференции ее с основной несущей поверхностью крыла. Несущие свойства (производная подъемной силы и момента крена по углу атаки, или углу отклонения выносной рулевой поверхности), как показывают расчетные и экспериментальные исследования на упругоподобных моделях в аэродинамических трубах, возрастают с ростом скоростного напора. Это позволяет решить задачу обеспечения эффективного управления самолетом по крену, тангажу - с использованием также штатного элерона, обеспечения продольной устойчивости, безопасности по условиям флаттера, повышения аэродинамического качества, а также весовой отдачи - благодаря целесообразному управлению распределением аэродинамической нагрузки по размаху крыла.Achieving these goals is ensured by the following features of another design option - the front active spyroid winglet. It also represents a continuation of the end of the wing in the form of a bearing surface of a closed shape located above it. The bearing surface of the winglet is made constantly tapering, with a chord at the end of its horizontal section, reaching 30-50% of the chord of the wing end. In this case, the leading edge of the horizontal part of the bearing surface of the winglet, located in front of the wing stiffness axis, has a direct sweep. The end of the horizontal part of the winglet is made resting on the wing box with the help of a keel equipped with a fissile rudder. The keel is set normal to the surface of the wing, has a reverse sweep and a height of 70% to 100% of the winglet span. The end portion of the horizontal part of the winglet is made in the form of an all-turning steering surface with the possibility of changing its angle of attack. Due to the removal of the all-turning steering surface (or remote aileron) from the plane of the wing, the negative influence of its interference with the main bearing surface of the wing is practically eliminated. Bearing properties (the derivative of the lifting force and the angular moment of the angle of attack, or the angle of deviation of the remote steering surface), as shown by computational and experimental studies on elastic-like models in wind tunnels, increase with increasing pressure head. This allows us to solve the problem of ensuring effective control of the aircraft in roll, pitch - using standard aileron as well, ensuring longitudinal stability, safety under flutter conditions, increasing aerodynamic quality, as well as weight return - thanks to the appropriate control of the distribution of aerodynamic load over the wing span.
Для иллюстрации одного из главных достоинств, к примеру, заднего активного спироидного винглета - высокой эффективности поперечного управления при околозвуковых значениях чисел М=0,5-1,2 были выполнены расчеты зависимости от скоростного напора производной момента крена по углу отклонения: штатного элерона, а также цельноповоротной рулевой поверхности, прикрепленной к концевому участку верхней горизонтальной части заднего винглета (выносного элерона). Расчеты показали, что эффективность штатного элерона (и тем более, цельноповоротной рулевой поверхности - выносного элерона) заметно падает с ростом скоростного напора. У выносного элерона, располагающегося далеко позади оси жесткости крыла, критический скоростной напор реверса qкр.рев. гораздо меньше, чем у штатного элерона. И после наступления реверса, то есть, при значениях q, превышающих qкр.рев., следует использовать смену знака угла отклонения выносной рулевой поверхности на противоположный знак. Суммарная эффективность штатного элерона и выносного заметно превышает эффективность штатного элерона. При М=1,2 эффективности выносного элерона недостаточно, чтобы решить проблему реверса штатного элерона. В этом случае оправданно использовать поворот совместно с выносным элероном также примыкающей к нему отклоняемой задней кромки горизонтальной части винглета. Суммарная эффективность штатного элерона и выносного - с учетом смены знака угла отклонения выносной рулевой поверхности на противоположный знак при значениях q, превышающих qкр.рев., позволяет решить не только проблему реверса поперечного управления, но также обеспечить эффективное управление распределением аэродинамической нагрузки по размаху крыла, подавление вибраций, обусловленных полетом в неспокойной атмосфере, подавление флаттера.To illustrate one of the main advantages, for example, of the rear active spiroid winglet - high transverse control efficiency at transonic values of numbers M = 0.5-1.2, the dependences on the velocity head of the roll moment derivative with respect to the deviation angle were calculated: standard aileron, and also an all-turning steering surface attached to the end section of the upper horizontal part of the rear winglet (remote aileron). Calculations have shown that the efficiency of a standard aileron (and even more so, an all-turning steering surface - a remote aileron) noticeably decreases with increasing pressure head. The remote aileron, located far behind the wing stiffness axis, has a critical reverse velocity head q cr.rev. much less than the regular aileron. And after the onset of reverse, that is, with q values exceeding q cr.rev. , you should use a change in the sign of the angle of deviation of the remote steering surface to the opposite sign. The total efficiency of the standard aileron and remote is much higher than the efficiency of the standard aileron. At M = 1.2, the effectiveness of the remote aileron is not enough to solve the problem of reversing the standard aileron. In this case, it is justified to use the rotation together with the remote aileron of the deflected trailing edge of the horizontal part of the winglet also adjacent to it. The total efficiency of the standard aileron and remote - taking into account the change in the sign of the angle of deviation of the remote steering surface to the opposite sign with q values exceeding q cr.rev. , allows to solve not only the problem of reverse transverse control, but also to provide effective control of the distribution of aerodynamic load over the wing span, suppression of vibrations caused by flying in a turbulent atmosphere, suppression of flutter.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016143059A RU2637149C1 (en) | 2016-11-02 | 2016-11-02 | Spiroid winglet |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016143059A RU2637149C1 (en) | 2016-11-02 | 2016-11-02 | Spiroid winglet |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2637149C1 true RU2637149C1 (en) | 2017-11-30 |
Family
ID=60581372
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016143059A RU2637149C1 (en) | 2016-11-02 | 2016-11-02 | Spiroid winglet |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2637149C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112298526A (en) * | 2020-10-14 | 2021-02-02 | 汕头大学 | Wingtip winglet structure and aircraft |
| GB2587429A (en) * | 2019-09-30 | 2021-03-31 | Airbus Operations Ltd | Wingtip device for an aircraft |
| KR20220090128A (en) * | 2020-12-22 | 2022-06-29 | 주식회사 진글라이더 | Paraglider canopy and paraglider with the same |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5102068A (en) * | 1991-02-25 | 1992-04-07 | Gratzer Louis B | Spiroid-tipped wing |
| US8684315B2 (en) * | 2009-12-01 | 2014-04-01 | Tamarack Aerospace Group, Inc. | Active winglet |
| WO2015107367A1 (en) * | 2014-01-20 | 2015-07-23 | Airbus Operations Limited | A curved winglet |
| RU2575739C2 (en) * | 2010-07-14 | 2016-02-20 | Эйрбас Оперейшнз Лимитед | Wing tip |
-
2016
- 2016-11-02 RU RU2016143059A patent/RU2637149C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5102068A (en) * | 1991-02-25 | 1992-04-07 | Gratzer Louis B | Spiroid-tipped wing |
| US8684315B2 (en) * | 2009-12-01 | 2014-04-01 | Tamarack Aerospace Group, Inc. | Active winglet |
| RU2575739C2 (en) * | 2010-07-14 | 2016-02-20 | Эйрбас Оперейшнз Лимитед | Wing tip |
| WO2015107367A1 (en) * | 2014-01-20 | 2015-07-23 | Airbus Operations Limited | A curved winglet |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2587429A (en) * | 2019-09-30 | 2021-03-31 | Airbus Operations Ltd | Wingtip device for an aircraft |
| CN112298526A (en) * | 2020-10-14 | 2021-02-02 | 汕头大学 | Wingtip winglet structure and aircraft |
| KR20220090128A (en) * | 2020-12-22 | 2022-06-29 | 주식회사 진글라이더 | Paraglider canopy and paraglider with the same |
| WO2022139264A1 (en) * | 2020-12-22 | 2022-06-30 | 울산과학기술원 | Paraglider canopy and paraglider comprising same |
| KR102432889B1 (en) * | 2020-12-22 | 2022-08-18 | 주식회사 진글라이더 | Paraglider canopy and paraglider with the same |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10661884B2 (en) | Oblique blended wing body aircraft | |
| US9637226B2 (en) | Split winglet system | |
| US5681014A (en) | Torsional twist airfoil control means | |
| US20190322354A1 (en) | Lifting surfaces and associated method | |
| RU2539308C2 (en) | Aircraft horizontal stabiliser surface | |
| US8360357B2 (en) | Aircraft with a wing movable along the longitudinal axis of the fuselage | |
| US20150151830A1 (en) | Morphing wing for an aircraft | |
| US20100301172A1 (en) | Aerodynamic structure with series of shock bumps | |
| US8302912B2 (en) | Shock bump | |
| US11084566B2 (en) | Passively actuated fluid foil | |
| RU2637149C1 (en) | Spiroid winglet | |
| WO2018199808A1 (en) | Aerodynamic surface of an aircraft | |
| Greff | The development and design integration of a variable camber wing for long/medium range aircraft | |
| CN108082471A (en) | A kind of variant supersonic plane | |
| CN115397730A (en) | Aerodynamic surface, vortex generator array and method for mounting a turbine generator array | |
| Pfeiffer | Slotted airfoil with control surface | |
| WO2015183347A2 (en) | Flap design for fixed wing aircraft | |
| RU2818209C1 (en) | Drone |