Законцовка крыла летательного аппарата



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

 


Владельцы патента RU 2525335:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Оренбургский государственный университет" (RU)

Изобретение относится к области авиационной. Законцовка крыла летательного аппарата имеет концевую шайбу, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце. Задняя кромка дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой концевой шайбы, носок расположен на передней кромке концевой шайбы ниже уровня задней кромки относительно оси концевой хорды. Стреловидность острой передней кромки составляет 60-85°. Дополнительная аэродинамическая стреловидная поверхностью малого удлинения выполнена с дополнительной острой передней кромкой, смонтированной с внутренней стороны концевой шайбы и образующей с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы, стреловидность 76-87°. Изобретение направлено на повышение аэродинамической эффективности крыла. 3 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано на концах крыльев летательных аппаратов.

Известна законцовка крыла летательного аппарата, имеющая концевую шайбу, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце [Патент RU №2264328, 20.11.2005 г. Бюл. №32].

Однако существующая законцовка крыла, имеющая концевую шайбу, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце, при этом задняя кромка дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой концевой шайбы, носок расположен на передней кромке концевой шайбы ниже уровня задней кромки, а стреловидность составляет 60-85°, не способствует максимальному повышению аэродинамической эффективности. При обтекании потоком воздуха крыла происходит перетекание воздуха с нижней плоскости крыла на верхнюю, законцовка препятствует перетеканию потока воздуха и выравнивает давление на верхней и нижней плоскости крыла, ослабляя мощный концевой вихрь, но использование только концевой шайбы и дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце не способствует к эффективному ослаблению концевого вихря и наиболее оптимальной форме распределения подъемной силы. Поэтому аэродинамическая эффективность известной законцовки крыла летательного аппарата недостаточна.

Технический результат изобретения является повышение аэродинамической эффективности законцовки крыла летательного аппарата с концевой шайбой, снабженной дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце.

Поставленная техническая задача достигается тем, что законцовка крыла летательного аппарата, имеющая концевую шайбу, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце, при этом задняя кромка дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой концевой шайбы, носок расположен на передней кромке концевой шайбы ниже уровня задней кромки относительно оси концевой хорды, стреловидность острой передней кромки составляет 60-85°, дополнительная аэродинамическая стреловидная поверхность малого удлинения выполнена с дополнительной острой передней кромкой, смонтированной с внутренней стороны концевой шайбы и образующей с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы, стреловидность 76-87°.

На фиг.1 изображена законцовка крыла летательного аппарата с внешней стороны левого конца крыла; на фиг.2 показан вид А; на фиг.3 показан вид сверху предлагаемой законцовки крыла летательного аппарата.

Законцовка крыла летательного аппарата выполнена в следующем виде: концевая шайба 1, снабженная дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью 2 малого удлинения с острой передней кромкой 3 с внешней стороны и острой передней кромкой 4 с внутренней стороны, установленной под углом α=9° относительно оси концевой хорды bk, смонтированной не только с внешней, но и внутренней стороны концевой шайбы 1 на ее конце, при этом задняя кромка 5 дополнительной аэродинамической стреловидной поверхности 2 малого удлинения, совмещена с задней кромкой 6 концевой шайбы 1, носок 7 расположен на передней кромке 8 концевой шайбы 1 ниже уровня задней кромки 5, а образованная стреловидность составляет β=76-87°.

Работа законцовки крыла летательного аппарата основана на следующих процессах. При обтекании потоком воздуха крыла происходит перетекание воздуха с нижней плоскости крыла на верхнюю, законцовка крыла летательного аппарата препятствует перетеканию потока воздуха и выравнивает давление на верхней и нижней плоскости крыла, ослабляя мощный концевой вихрь, разбивая его на несколько вихрей меньшей интенсивности. При этом на концевой шайбе 1, снабженной дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью 2 малого удлинения с острой передней кромкой 3 с внешней стороны и острой передней кромкой 4 с внутренней стороны концевой шайбы 1, образуется поле вертикальных скосов, трансформирующееся в устойчивое вихревое течение с образованием конического вихря на передней кромке 3 с внешней стороны и передней кромке 4 с внутренней стороны дополнительной аэродинамической поверхности 2, установленной на концевой шайбе 1. Вследствие чего повышается аэродинамическая эффективность законцовки крыла летательного аппарата.

Таким образом, по сравнению с прототипом, предлагаемая законцовка крыла летательного аппарата позволяет обеспечить максимальный эффект от процесса перетекания потока воздуха во всей области эффективных значений. Повышение аэродинамической эффективности законцовки крыла летательного аппарата позволяет увеличить эффективный размах крыла, снижая индуктивное сопротивление, создаваемое срывающимся с конца стреловидного крыла вихрем и, как следствие, увеличивая подъемную силу на конце крыла; увеличить эффективное удлинение крыла, почти не изменяя при этом его размах; позволяет улучшить топливную экономичность у летательного аппарата и дальность полета.

Законцовка крыла летательного аппарата, имеющая концевую шайбу, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце, при этом задняя кромка дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой концевой шайбы, носок расположен на передней кромке концевой шайбы ниже уровня задней кромки относительно оси концевой хорды, стреловидность острой передней кромки составляет 60-85°, отличающаяся тем, что дополнительная аэродинамическая стреловидная поверхностью малого удлинения выполнена с дополнительной острой передней кромкой, смонтированной с внутренней стороны концевой шайбы и образующей с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы, стреловидность 76-87°.



 

Похожие патенты:

Законцовка (W; W1, W2) крыла (Т; 10а, 10b) содержит основание (Е1) и вершину (Е2). Локальный двугранный угол законцовки (W; W1, W2) крыла непрерывно увеличивается или уменьшается от основания (Е1) до вершины (Е2).

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, заостренное с концов продолговатое тело в форме цилиндра, прикрепленное боком к торцевой части крыла и снабженное радиально закрепленными лопастями.

Изобретение относится к области авиации. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, прикрепленное боком к торцевой части крыла заостренное с концов продолговатое тело, имеющее напорное сопло.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с прикрепленными к нему крыльями, имеющими элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение, двигатель, шасси.

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

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к области аэродинамических органов управления и устойчивости самолетов. .

Самолет // 2283261
Изобретение относится к авиации. .

Законцовка (W; W1, W2) крыла (Т; 10а, 10b) содержит основание (Е1) и вершину (Е2). Локальный двугранный угол законцовки (W; W1, W2) крыла непрерывно увеличивается или уменьшается от основания (Е1) до вершины (Е2).

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, элементы отклонения стекающих воздушных потоков в виде закрылков и элеронов.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, заостренное с концов продолговатое тело в форме цилиндра, прикрепленное боком к торцевой части крыла и снабженное радиально закрепленными лопастями.

Изобретение относится к области авиации. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, прикрепленное боком к торцевой части крыла заостренное с концов продолговатое тело, имеющее напорное сопло.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с прикрепленными к нему крыльями, имеющими элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение, двигатель, шасси.

Изобретение относится к области летательных аппаратов, преимущественно самолетов гражданской и транспортной авиации. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности.

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

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 авиационной технике. Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата выполнено в виде плоского гребня со скругленной передней кромкой, углом стреловидности передней кромки вблизи фюзеляжа 40÷50°. Посредством плавного скругления передняя кромка переходит в боковую кромку, составляющую с поверхностью фюзеляжа угол не более 5°. Задняя кромка прямая и образует с боковой кромкой острый угол в 60÷75°. Длина устройства составляет 10÷15% от хорды бортового сечения крыла самолета. Высота устройства составляет 20÷25% от его длины. Толщина центральной части устройства является постоянной. Устройство установлено на фюзеляже в виде вихрегенератора. Изобретение направлено на увеличение коэффициента подъемной силы крыла. 4 ил.
Наверх