Законцовка крыла летательного аппарата



Законцовка крыла летательного аппарата
Законцовка крыла летательного аппарата
Законцовка крыла летательного аппарата
Законцовка крыла летательного аппарата
Законцовка крыла летательного аппарата
Законцовка крыла летательного аппарата
Законцовка крыла летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2495787:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") (RU)

Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла летательного аппарата имеет корневой профиль, который выполнен с S-образной средней линией и участком отрицательной вогнутости длиной 20-70% хорды. Изломный и концевой профили законцовки выполнены с положительной вогнутостью. Законцовка имеет наплыв в корневой части и излом по передней кромке. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества. 7 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах с дозвуковой и околозвуковой скоростями полета.

Известно, что установка законцовки на крыле является одним из средств повышения аэродинамического качества самолета. Применение законцовок приводит к ослаблению интенсивности концевых вихрей, увеличению эффективного удлинения крыла и соответствующему уменьшению индуктивного сопротивления.

Известна законцовка крыла, установленная в плоскости крыла и имеющая уступ по передней кромке (Патент РФ №2063365. Кл. В64С 3/10, 1993 г.). Снижение потерь аэродинамического качества самолета в этом техническом решении осуществляется за счет создания дополнительной подсасывающей силы на передней кромке уступа, обтекаемого концевым вихрем.

Однако на стреловидном крыле при больших околозвуковых скоростях полета потери аэродинамического качества становятся существенными, а такая законцовка - малоэффективной.

Известны законцовки крыла в виде концевых "крылышек" (Житомирский Г.И. Конструкция самолета. - М. Машиностроение 1991 г., с.94, рис.2.68), которые за счет использования скосов потока с внешней стороны концевых вихрей снижают потери аэродинамического качества самолета.

Однако такие устройства сложны по форме, имеют большие габариты и вес, требуют увеличения жесткости крыла, что приводит к перетяжелению конструкции.

Прототипом предлагаемого технического решения является законцовка крыла, выполненная с профилями увеличенной по сравнению с крылом кривизной и углами крутки, при этом торцевая кромка законцовки перед уступом выполнена острой, плавно переходящей в тупую переднюю кромку законцовки за уступом, а линия максимальных толщин надхордовой части профилей законцовки за уступом смещена по верхнему контуру назад и расположена в диапазоне (60-80)% местной хорды законцовки. (Патент РФ №2086467, кл. В64С 3/10, 10.08.1997 г.).

В качестве недостатков прототипа можно указать возникновение раннего срыва потока с хвостовой части законцовки от чрезмерной диффузорности схода профилей по верхней поверхности в следствии чего, был получен лишь незначительный положительный эффект.

Задачей и техническим результатом изобретения является создание законцовки крыла, обеспечивающей безотрывное обтекание законцовки, увеличение эффективного удлинения крыла и уменьшение сопротивления крыла и самолета в целом и, как следствие, повышение аэродинамического качество самолета как при дозвуковых, так и при околозвуковых скоростях полета.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что законцовка крыла летательного аппарата, выполненная с профилями увеличенной по сравнению с крылом кривизной, имеет корневой профиль выполненный с S-образной средней линией и участком отрицательной вогнутости длиной 20-70% хорды, изломный и концевой профили законцовки выполнены с положительной вогнутостью, законцовка имеет наплыв в корневой части и излом по передней кромке.

На фиг.1 изображена схема законцовки крыла в плане;

на фиг.2 представлена схема обтекания предлагаемой законцовки и прототипа (вид сверху, сечение А-А);

на фиг.3 представлена средняя линия корневого профиля законцовки,

на фиг.4 представлена схема обтекания предлагаемой законцовки (вид в плане);

на фиг.5 распределение давления на законцовке;

на фиг.6 представлена картина изобар и поверхностных линий тока;

на фиг.7 приведены экспериментальные зависимости прироста максимального аэродинамического качества модели самолета по скорости для законцовки прототипа и предлагаемой законцовки.

Крыло самолета 1 имеет законцовку 2, выполненную сложной формы с изломом 3 по передней кромке 4, наплывом в корневой ее части 5 фиг.1, профили законцовки увеличенной по сравнению с крылом кривизной 6, (фиг.2). Корневой профиль законцовки имеет S-образную среднюю линию с участком отрицательной вогнутости 7 (фиг.3), изломный и концевой профили выполнены с положительной вогнутостью, обеспечивающий безотрывный сход потока 8 вместо срыва с хвостовой части 10 потока 9 в прототипе. Первый вихрь 11 (фиг.4), вызывающий скосы потока с внешней стороны до излома 3, а также вихри 12 (фиг.4), отсос потока 13 с концевой части крыла 14, возникающий от вихря 11.

Согласно фиг.4 устройство работает следующим образом. При обтекании крыла в его концевой части образуется вихрь 11, который до излома 3 вызывает благоприятный скос вверх потока с внешней стороны излома 3. Благодаря этому создается дополнительная подсасывающая сила на передней кромке законцовки 4, а прохождение вихря 11 над верхней поверхностью крыла создает отсос потока 13 и дополнительное разряжение. Эффективность отсоса потока 13 усиливается за счет появления вихрей 12, сбегающих с верхней кромки 15 хвостовой части 10 законцовки 2.

Кроме того, применение корневого профиля законцовки имеющего S-образную среднюю линию с участком отрицательной вогнутости длиной 20-70% хорды, уменьшает относительную толщину законцовки. Это позволяет затянуть возникновение сверхзвуковых зон и обеспечить безотрывное обтекание законцовки (фиг.5, 6) до больших скоростей полета М=0.82. В результате можно использовать изобретение на околозвуковых скоростях полета.

Были выполнены исследования в аэродинамической трубе на модели самолета с крылом большого удлинения. Результаты испытаний показали что, предлагаемая законцовка по сравнению с прототипом позволяет увеличить максимальное аэродинамическое качество как на малых, так и на околозвуковых скоростях. При скорости потока, соответствующей числу М=0.7-0.84 переход от законцовки - прототипа к предлагаемой дал возможность увеличить максимальное аэродинамическое качество модели на ΔКмах≈0.2÷0.6 (фиг.7).

Установка законцовки позволила исключить неблагоприятное воздействие вызываемое концевым вихрем на обтекание концевой части крыла.

Использование предлагаемого изобретения позволит уменьшить сопротивление крыла и самолета в целом и, как следствие, повысить аэродинамическое качество самолета как на дозвуковых, так и на околозвуковых скоростях полета, что позволит обеспечить значительную экономию авиационного топлива.

Законцовка крыла летательного аппарата, выполненная с профилями увеличенной по сравнению с крылом кривизной, отличающаяся тем, что корневой профиль законцовки выполнен с S-образной средней линией и участком отрицательной вогнутости длиной 20-70% хорды, изломный и концевой профили законцовки выполнены с положительной вогнутостью, законцовка имеет наплыв в корневой части и излом по передней кромке.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консолей.

Конструкция околозвукового и сверхзвукового крыла с ламинарным обтеканием летательного аппарата включает гибридный плоский разрезной закрылок, связанный с крылом и содержащий плоский закрылок, отклоняемый вниз под первым углом, и разрезной закрылок, отклоняемый вниз под вторым углом, который превышает первый угол.

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

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 области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикрепленное к фюзеляжу треугольной формы тело, снабженное вертикально установленными по его краю рассекателями набегающего воздушного потока, каждый из которых имеет головной и два хвостовых участка. Головной участок расположен перед краем тела параллельно вертикальной плоскости, проходящей вдоль фюзеляжа. Один из хвостовых участков прикреплен к верхней аэродинамической поверхности тела с отгибом в сторону от фюзеляжа. Другой хвостовой участок прикреплен к нижней аэродинамической поверхности тела с отгибом в сторону фюзеляжа. Угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к верхней аэродинамической поверхности, составляет 5-15°. Угол отгиба хвостового участка рассекателя, прикрепленного к нижней аэродинамической поверхности, составляет 5-15°. Изобретение направлено на повышение подъемной силы крыла. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=25-40° и содержит сверхкритические профили. Передняя кромка крыла прямолинейная при виде сверху. Задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде rH.≤0.8%. Форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с участком малой кривизны, составляющим 30-50% хорды профиля, и определена соотношением Ув.п./Ув.п.max≥0.75 и положением максимальной ординаты верхней поверхности в диапазоне 35-45% хорды профиля. Форма нижней поверхности профиля выполнена с подрезкой в хвостовой части профиля. Изобретение направлено на обеспечение высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности на больших дозвуковых скоростях полета Мкрейс=0,88-0,92. 5 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники. Треугольное крыло сверхзвукового летательного аппарата имеет вершину и центральную хорду, расположенные в плоскости симметрии крыла, прямолинейные передние кромки, выходящие из вершины, заднюю кромку, расположенную в перпендикулярной к центральной хорде плоскости, и неплоскую срединную поверхность, ограниченную передними и задней кромками. Неплоская срединная поверхность треугольного крыла сформирована так, что обеспечено суперэллиптическое распределение местного угла атаки по размаху крыла. Изобретение направлено на уменьшение аэродинамического сопротивления при заданной подъемной силе в сверхзвуковом диапазоне скоростей. 4 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло выполнено в виде лотка переменного сечения и сужающегося от носа самолета к хвосту. Конструкция крыла состоит из несущего каркаса, верхней и нижней обшивок, двух боковых секций и двух элеронов. На нижней обшивке установлены и закреплены короткие стержни с возможностью гашения скорости воздушного потока. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы. 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах со стреловидным крылом, образованным по сверхкритическим профилям, и предкрылком в компоновке низкоплан при дозвуковой и околозвуковой скоростях полета. Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата (ЛА) представляет собой вихрегенератор в виде накладки, установленной на внутренней секции предкрылка. Устройство выполнено в виде профилированной секции предкрылка, продленного на зализ крыла с фюзеляжем, образовано по двум сечениям передней кромки крыла: первое сечение - внутренняя плоскость предкрылка; второе сечение - пересечение части передней кромки зализа крыла с фюзеляжем и плоскости, параллельной плоскости симметрии ЛА. Сечение взято таким образом, что продлевает внутреннюю плоскость предкрылка по размаху крыла без излома. Размер устройства по размаху составляет примерно 75% расстояния между внутренней плоскостью предкрылка и фюзеляжем ЛА. Устройство имеет вырез в нижней части. Форма выреза представляет собой полупараболу, ограниченную плоскостью, параллельной плоскости внутреннего торца устройства, вырез образован пересечением внутренней и внешней поверхностей устройства. Высота выреза составляет 34% габаритной высоты устройства. Достигается повышение несущих свойств ЛА на околокритических углах атаки. 7 ил.
Наверх