Конфигурация законцовки крыла, в частности крыла самолета

Авторы патента:


Конфигурация законцовки крыла, в частности крыла самолета
Конфигурация законцовки крыла, в частности крыла самолета
Конфигурация законцовки крыла, в частности крыла самолета
Конфигурация законцовки крыла, в частности крыла самолета

 


Владельцы патента RU 2490171:

ЭЙРБАС ОПЕРЕЙШНЗ ГМБХ (DE)

Конфигурация законцовки крыла самолета, профиль которого идет в направлении размаха крыла (1) и в ширину в указанном направлении размаха крыла (1) от передней кромки (8, 6, 10) крыла до задней кромки (7) крыла. Профиль ограничен первой обшивкой (11) и второй обшивкой (12) с крылышком (3), расположенным на конце крыла. Крылышко (3) является плоским и с областью (2) перехода, расположенной между крылом (1) и крылышком (3). Область (2) перехода идет от соединения (4) с крылом (1) до соединения (5) с крылышком (3). Кривизна локального V-угла в области (2) перехода возрастает в забортном направлении от низкого уровня или нулевого уровня у или поблизости от соединения (4) с крылом. Изобретение направлено на снижение индуктивного сопротивления при минимизации интерференции в области перехода от крыла к крылышку. 14 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Настоящее изобретение имеет отношение к конфигурации законцовки крыла, в частности для крыла самолета.

Конфигурации законцовки крыла, в частности крыла самолета, известны уже в течение длительного времени и уже детально изучены. Проектирование конфигураций законцовки крыла имеет важное значение для развития современных пассажирских и транспортных самолетов, которые летают на околозвуковых скоростях (от 0.65 до 0.95 Маха). Полное аэродинамическое сопротивление крыла самолета, летящего на околозвуковой скорости, главным образом содержит волновое сопротивление, профильное сопротивление, индуктивное сопротивление и паразитное сопротивление. В свою очередь, индуктивное сопротивление главным образом зависит от распределения подъемной силы на крыле и от размаха крыла. Таким образом, снижение индуктивного сопротивления легче всего можно получить за счет увеличения размаха крыла. Однако, по причине конструктивных, промышленных и эксплуатационных ограничений, это увеличение невозможно производить до бесконечности.

Одна из возможностей снижения индуктивного сопротивления при постоянном размахе крыла состоит в замене плоской конфигурации законцовки крыла на не плоскую конфигурацию.

Возможная не плоская конфигурация законцовки крыла содержит крылышко, которое предусмотрено на законцовке крыла. Основными геометрическими параметрами крылышка являются высота, коэффициент сужения и двугранный угол. Двугранный угол крылышка может существенно отличаться от двугранного угла крыла, и типично является постоянным или почти постоянным по размаху крылышка. Если двугранный угол крылышка является постоянным или почти постоянным, то крылышко называют плоским или почти плоским.

Вообще говоря, уже было показано, что вертикальные крылышки с почти перпендикулярным переходом между крылом и крылышком обеспечивают наиболее эффективное снижение индуктивного сопротивления. Однако, область перехода от крыла к крылышку создает проблемы, так как в этой области, за счет эффектов интерференции в околозвуковом полете, легко возникают нежелательные ударные волны. Ударные волны на крыле, которые являются обычными и существенными при околозвуковом полете, оказывают отрицательное влияние на область перехода от крыла к крылышку, что, в свою очередь, ведет к повышению волнового сопротивления. Поэтому полный потенциал за счет использования вертикальных крылышек не может быть использован.

В патенте США No. 5348253 описана конфигурация законцовки крыла, предназначенной для крыла самолета, в которой используют главным образом плоское крылышко, расположенное у области перехода, которая идет от соединения с крылом до соединения с крылышком. Область перехода, в которой происходит непрерывный переход локального V-угла от крыла к крылышку, имеет форму дуги окружности с радиусом кривизны, который лежит в узких пределах, причем указанная форма определяется высотой крылышка, углом наклона указанного крылышка относительно размаха крыла и постоянным параметром кривизны. Эта известная конфигурация законцовки крыла позволяет существенно снизить индуктивное сопротивление. Однако, за счет эффектов интерференции в области перехода в виде дуги окружности от крыла к почти плоскому крылышку, имеется тенденция к нежелательному повышению волнового сопротивления.

Более того, из патентов ФРГ DE 10117721 A1 или B4, которые соответствуют заявке на патент США No. 2002/0162917 A1 или патенту США No. 6722615 B2, известно удлинение законцовки крыла, предназначенное для крыла самолета, причем указанное удлинение законцовки крыла между областью соединения с крылом и между законцовкой крыла обеспечивает непрерывное увеличение локального V-угла, в сочетании с непрерывным увеличением наклона как передней кромки, так и задней кромки, и непрерывным снижением толщины удлинения законцовки крыла. Что касается локального V-угла, то было установлено, что указанный угол увеличивается от значения от 0° до 10° в соединительной области крыла до значения от 45° до 60° у удлинения законцовки крыла. Эта известная конструкция удлинения законцовки крыла позволяет получить низкий уровень интерференции и, следовательно, низкий уровень волнового сопротивления. Однако, в такой конфигурации законцовки крыла может быть достигнута только ограниченная высота законцовки крыла, что дает малую свободу выбора при проектировании области законцовки крыла по сравнению с проектированием добавленного крылышка.

Наконец, в патенте США No. 6484968 B2 описан самолет с крылышками, предусмотренными на концах крыльев, причем указанные крылышки имеют эллиптическую кривизну. Это техническое решение вновь приводит к соединению, в котором кривизна конфигурации законцовки крыла в области соединения с крылом имеет максимальное значение, а затем снижается вдоль размаха крыла, что точно противоположно требованиям, которые определены позднее, так что при такой конфигурации законцовки крыла также возникают нежелательные эффекты интерференции, которые ведут к повышению волнового сопротивления.

Задачей настоящего изобретения является создание конфигурации законцовки крыла, которая, с одной стороны, в самой полной степени позволяет использовать преимущество, обеспечиваемое за счет высоких крылышек и связанное со снижением индуктивного сопротивления, и которая, с другой стороны, снижает до минимума эффекты интерференции в области перехода от крыла к крылышку.

Эта задача решена при помощи конфигурации законцовки крыла с признаками настоящего изобретения.

В соответствии с настоящим изобретением предлагается конфигурация законцовки крыла, предназначенной, в частности, для крыла самолета, причем указанное крыло содержит профиль, который идет в направлении размаха крыла и идет в ширину в указанном направлении размаха крыла от передней кромки крыла до задней кромки крыла, при этом указанный профиль ограничен первой обшивкой и второй обшивкой, с крылышком, расположенным на конце крыла, причем указанное крылышко является главным образом плоским, и с областью перехода, расположенной между крылом и крылышком, причем указанная область перехода идет от соединения с крылом до соединения с крылышком, при этом в указанной области перехода локальный V-угол от крыла к крылышку имеет непрерывный переход. В соответствии с настоящим изобретением, кривизна локального V-угла в области перехода возрастает от низкого уровня или нулевого уровня поблизости от области перехода к крылу до максимального уровня поблизости от соединения крылышка с областью перехода в забортном направлении.

Эта характеристика кривизны может присутствовать по меньшей мере в одной кривой, образованной при помощи постоянных точек в направлении хорды в области перехода, вдоль длины в направлении размаха крыла, которой, например, может быть передняя кромка. Другими примерами являются задняя кромка или кривая, образованная точками хорды 50%. Это зависит от требований к специфическому расчету конфигурации законцовки крыла, чтобы добиться хорошего качества поверхности. Таким образом, в том, что касается поверхности, образованной областью перехода, то по меньшей мере часть области перехода, если рассматривать его поперечное сечение, образует кривую с возрастающей кривизной локального V-угла в забортном направлении.

Исследования воздействия эффектов интерференции на геометрию и граничные условия течения, на которых основано настоящее изобретение, показали, что описанные во введении эффекты интерференции, действие которых проявляется в области перехода от крыла к крылышку, существенно зависят от кривизны вдоль размаха крыла. Эта зависимость показывает, что кривизна в области высокой нагрузки профиля, то есть при большом отношении локальной подъемной силы к локальной глубине профиля, должна быть возможно меньшей, и может возрастать при снижении нагрузки профиля. Для уменьшения до минимума индуктивного сопротивления, приложенная к крылышку аэродинамическая нагрузка преимущественно должна быть меньше, чем приложенная к крылу. По этой причине, конфигурация законцовки крыла, которая достигает определенной высоты (над крылом), должна начинаться с наименьшей кривизны, которая затем начинает возрастать по мере удаления указанной конфигурации законцовки крыла от плоскости крыла.

Если использовать в качестве примера эллипс, то можно понять, что требование малой кривизны в положении соединения с крылом и последующего непрерывного увеличения кривизны ограничивает достигаемую высоту такой заданной конфигурации законцовки крыла. На фиг.4 показан этот факт для секции эллипса с нормированной максимальной шириной 1 для различных отношений большой оси а к малой оси b, таких как a/b=1 (круг), a/b=1.2 и a/b=1.5. Это оправдывает необходимость в большом плоском крылышке (преимущественно, образующем по меньшей мере 50% полной высоты конструкции законцовки крыла) после переходной дуги, принимая во внимание результаты проведенных исследований, так чтобы можно было обеспечивать большое снижение индуктивного сопротивления.

Для обеспечения гладкого соединения между областью перехода и крылышком, в этом месте преимущественно следует иметь локальное снижение кривизны. При сохранении преимуществ настоящего изобретения, можно создать область перехода, в которой кривизна локального V-угла возрастает от низкого уровня или нулевого уровня поблизости от соединения с крылом, до максимума на участке между 50% и 90% длины области перехода в направлении размаха крыла.

Преимущественно, в области перехода кривизна локального V-угла начинает возрастать у точки соединения области перехода с крылом.

Конфигурация законцовки крыла расширяется максимально в области от 5 до 20% полуразмаха крыла.

В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения, конфигурация законцовки крыла расширяется максимально в области 10% полуразмаха крыла.

В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения, высота плоского крылышка составляет по меньшей мере 50% полной высоты конфигурации законцовки крыла над крылом. Такой размер плоского крылышка, в сочетании с низкой кривизной локального V-угла в положении соединения крыла и затем с увеличением кривизны локального V-угла в области перехода в направлении размаха крыла, в соответствии с принципами настоящего изобретения, обеспечивает значительное снижение индуктивного сопротивления, в сочетании с небольшими эффектами интерференции и низким волновым сопротивлением.

В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения, плоское крылышко имеет наклон 45 градусов относительно вертикальной x-z плоскости.

В соответствии с настоящим изобретением, плоское крылышко может иметь наклон до 60 градусов относительно вертикальной x-z плоскости.

В соответствии с настоящим изобретением, плоское крылышко может иметь наклон до 80 градусов относительно вертикальной x-z плоскости.

Наклон крылышка к вертикальной плоскости также может быть определен как 'угол наклона', что само по себе известно.

Касательная к локальному V-углу может быть непрерывной в соединении между крылом и областью перехода.

Касательная к локальному V-углу может быть непрерывной в соединении между областью перехода и крылышком.

Передняя кромка области перехода в соединении (в соединении с крылом) может совершать переход к непрерывной касательной к передней кромке крыла.

В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения, наклон передней кромки конфигурации законцовки крыла непрерывно возрастает до точки наибольшего наклона.

От точки наибольшего наклона, если эта точка находится в области перехода, передняя кромка области перехода может совершать переход к непрерывной касательной к передней кромке главным образом плоского крылышка.

В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения, точка наибольшего наклона на передней кромке находится на расстоянии более 75% длины области перехода в направлении размаха крыла, вычисленной от соединения области перехода с крылом до соединения области перехода с крылышком.

В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения, имеется непрерывность касательной к передней кромке во всей области перехода.

Далее примерный вариант конфигурации законцовки крыла в соответствии с настоящим изобретением будут объяснен со ссылкой па фигуры.

На фиг.1 показан вид спереди современного гражданского самолета с конфигурацией законцовки крыла в соответствии с примерным вариантом настоящего изобретения.

На фиг.2 показан вид сбоку гражданского самолета, показанного на фиг.1, с конфигурацией законцовки крыла в соответствии с примерным вариантом настоящего изобретения.

На фиг.3a показан с увеличением вид спереди конфигурации законцовки крыла в соответствии с примерным вариантом настоящего изобретения.

На фиг.3b показан вид сверху конфигурации законцовки крыла, показанной на фиг.3a.

На фиг.4 показана секция эллипса.

На фиг.1 и 2 показан гражданский самолет, крыло (1) которого имеет конфигурацию законцовки крыла, образованную крылышком (3) и областью (2) перехода.

На фиг.3a и 3b показан детально примерный вариант, в котором крыло (1) содержит профиль, ограниченный при помощи первой или верхней обшивки (11) и второй или нижней обшивки (12), который идет в направлении размаха крыла и в ширину от передней кромки (8) крыла до задней кромки (7) крыла.

На конце крыла предусмотрено крылышко (3), которое соединено с крылом (1) областью (2) перехода. Область (2) перехода идет от мнимого или действительного соединения (4) с крылом (1) до мнимого или действительного соединения (5) с крылышком (3). В области (2) перехода локальный V-угол, то есть угол, связанный с осью у, идущей в направлении размаха крыла, от крыла (1) к крылышку (3), имеет непрерывный переход. В области (2) перехода, а другими словами, от соединения (4) с крылом (1) в направлении соединения (5) с крылышком (3), кривизна возрастает от низкого уровня или нулевого уровня в забортном направлении.

Размер вдоль размаха крыла области перехода представляет собой линейный размер области перехода, измеренный в направлении, перпендикулярном к продольной оси самолета.

Локальный V-угол от крыла (1) к крылышку (3) имеет непрерывный переход, и в области перехода (2) кривизна локального V-угла возрастает до максимального уровня в точке по меньшей мере 50% длины области перехода в направлении размаха крыла, которая (длина) составляет 100% в положении (5) соединения с крылышком. В варианте, показанном на фиг.3a, кривизна локального V-угла начинает возрастать в соединении (4) крыла с областью (2) перехода и возрастает до максимального уровня в точке по меньшей мере 90% длины области (2) перехода в направлении размаха крыла в забортном направлении.

Область (2) перехода соединена в соединении (4) с крылом (1), в то время как крылышко (3) соединено с областью (2) перехода в соединении (5). Как уже было указано здесь выше, область (2) перехода характеризуется увеличением кривизны локального V-угла до максимального уровня.

Крылышко (3) имеет плоскую, почти плоскую или по существу плоскую форму, то есть имеет по существу постоянный V-угол от соединения (5) до его конца (13). Таким образом, в показанном на фиг.3a виде спереди крылышко (3) имеет по существу постоянный наклон относительно оси у. Геометрические параметры крылышка (3) по существу могут быть определены свободно, так чтобы оно оптимально снижало индуктивное сопротивление. С другой стороны, область (2) перехода оптимизируют так, чтобы снизить до минимума эффекты интерференции и, следовательно, волновое сопротивление.

В показанном примерном варианте, конфигурация законцовки крыла расширяется максимально в области 20% полуразмаха крыла (1), а плоское крылышко (3) составляет по меньшей мере 50% полной высоты конфигурации законцовки крыла над крылом (1) и имеет наклон до 45 градусов относительно вертикальной x-z плоскости, то есть относительно продольной плоскости самолета.

В соединении (4) между крылом (1) и областью (2) перехода может быть обеспечена непрерывность касательной к V-углу, то есть в соединении (4) касательная к области (2) перехода совершает непрерывный переход к касательной к крылу (1), что является предпочтительным, но не обязательным. Подобным образом, в соединении (5) между областью (2) перехода и крылышком (3) может быть обеспечена непрерывность касательной к V-углу, что также является предпочтительным, но не обязательным. В примерном варианте конфигурации законцовки крыла в соответствии с настоящим изобретением, вид спереди которой показан на фиг.3a, имеется непрерывность касательной к V-углу в y-z плоскости, как у соединения (4) области (2) перехода с крылом, так и у соединения (5) области (2) перехода с крылышком.

В примерном варианте конфигурации законцовки крыла в соответствии с настоящим изобретением, вид сверху которой показан на фиг.3b, в x-y плоскости дополнительно показано непрерывное изменение касательной, от касательной к передней кромке (6) области (2) перехода до касательной к передней кромки (8) крыла (1) в соединении (4), что является предпочтительным, так как оказывает положительное влияние на обтекание воздушным потоком передней кромки, но не является обязательным. Таким образом, у соединения (4) касательная к передней кромке (6) области (2) перехода может совершать непрерывный переход к касательной к передней кромке (8) крыла (1), что также не является обязательным.

Кривизна передней кромки (6) области (2) перехода возрастает, так что непрерывно возрастает изгиб до точки (9) на передней кромке (6) области (2) перехода или на передней кромке (10) крылышка (3). Преимущественно, эта точка (9) наибольшего изгиба находится в точке свыше 75% длины в направлении размаха крыла, если принять положение (4) соединения с крылом за 0% длины, а положение (5) соединения с крылышком за 100% длины.

Начиная от точки (9) максимального изгиба, непрерывный переход касательной от передней кромки (6) области (2) перехода к передней кромке (10) почти плоского крылышка (3) является предпочтительным, если точка (9) находится на передней кромке (6) области (2) перехода, но также не является обязательным.

В показанном примерном варианте, имеется непрерывность касательной к передней кромке (6) для всей области (2) перехода, что дает существенные преимущества, но не является обязательным.

Конфигурация задней кромки (7) области (2) перехода может быть выбрана главным образом свободно, при условии, что это не оказывает отрицательного влияния на аэродинамические характеристики конфигурации законцовки крыла.

1. Конфигурация законцовки крыла, в частности крыла самолета, причем крыло содержит профиль, который идет по ширине в направлении размаха крыла (1) от передней кромки (8, 6, 10) крыла до задней кромки (7) крыла, при этом указанный профиль ограничен первой обшивкой (11) и второй обшивкой (12), с крылышком (3), расположенным на конце крыла, причем указанное крылышко (3) является главным образом плоским, и с областью (2) перехода, расположенной между крылом (1) и крылышком (3), причем указанная область (2) перехода идет от соединения (4) с крылом (1) до соединения (5) с крылышком (3), при этом кривизна локального V-угла в этой области (2) перехода возрастает в забортном направлении и указанная характеристика кривизны присуща любой кривой, образованной при помощи постоянных точек в направлении хорды в области перехода, вдоль длины в направлении размаха крыла.

2. Конфигурация законцовки крыла по п.1, в которой кривизна локального V-угла в области (2) перехода возрастает до максимума по меньшей мере до точки 50% длины области перехода в направлении размаха крыла.

3. Конфигурация законцовки крыла по п.1, в которой кривизна локального V-угла в области (2) перехода возрастает до максимума по меньшей мере до точки 90% длины области перехода в направлении размаха крыла.

4. Конфигурация законцовки крыла по п.2 или 3, в которой кривизна локального V-угла в области (2) перехода начинает возрастать у соединения (4) области (2) перехода с крылом.

5. Конфигурация законцовки крыла по п.1, которая расширяется максимально в области от 5 до 20% полуразмаха крыла (1).

6. Конфигурация законцовки крыла по п.1, в которой высота крылышка (3) составляет по меньшей мере 50% полной высоты конфигурации законцовки крыла над крылом (1).

7. Конфигурация законцовки крыла по п.1, в которой крылышко (3) имеет угол наклона до 45°.

8. Конфигурация законцовки крыла по п.1, в которой крылышко (3) имеет угол наклона до 80°.

9. Конфигурация законцовки крыла по п.1, характеризующаяся непрерывностью касательной к локальному V-углу у соединения (4) между крылом (1) и областью (2) перехода.

10. Конфигурация законцовки крыла по п.1, характеризующаяся непрерывностью касательной к локальному V-углу у соединения (5) между областью (2) перехода и крылышком (3).

11. Конфигурация законцовки крыла по п.1, в которой передняя кромка (6) области (2) перехода у соединения (4) переходит в непрерывную касательную к передней кромке (8) крыла (1).

12. Конфигурация законцовки крыла по п.1, в которой наклон на передней кромке (6) области (2) перехода, или на передней кромке (6) в области (2) перехода и на передней кромке (10) крылышка (3), непрерывно возрастает до точки (9) наибольшего наклона.

13. Конфигурация законцовки крыла по п.12, в которой от точки (9) наибольшего наклона передняя кромка (6) области (2) перехода переходит в непрерывную касательную к передней кромке (10) крылышка (3).

14. Конфигурация законцовки крыла по п.12 или 13, в которой точка (9) наибольшего наклона на передней кромке расположена на расстоянии, составляющем более 75% длины области (2) перехода в направлении размаха крыла, если считать длину от соединения (4) с крылом (1) до соединения (5) с крылышком (3).

15. Конфигурация законцовки крыла по п.1, характеризующаяся непрерывностью касательной к передней кромке (6) по всей области (2) перехода.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к летательному аппарату со смешанным режимом аэродинамического и космического полета, а также к способу его пилотирования. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к административным самолетам большой дальности. .

Изобретение относится к летательным аппарата с низким уровнем шума, в частности, во время взлета и посадки. .

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха с вертикальным взлетом и посадкой, в частности к способам создания подъемной силы у летательных аппаратов с электрической силовой установкой.

Изобретение относится к области авиации, в частности к снижению аэродинамического шума самолета, образующегося при обтекании поверхности крыла с отклоненными предкрылком и закрылком на режимах захода на посадку и приземления.

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к аэродинамическому закрылку летательного аппарата и, прежде всего, к создающему значительный прирост подъемной силы закрылку (высокоэффективному закрылку) летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством или с турбулизатором, а также такое же влияющее на срыв потока устройство.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к устройствам для изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата. .

Изобретение относится к концевым крылышкам, содержащим поверхности с углублением, и к способу снижения лобового сопротивления
Наверх