Законцовка крыла



Законцовка крыла
Законцовка крыла
Законцовка крыла
Законцовка крыла
Законцовка крыла
Законцовка крыла
Законцовка крыла
Законцовка крыла
Законцовка крыла
Законцовка крыла
Законцовка крыла
Законцовка крыла
Законцовка крыла

 


Владельцы патента RU 2575739:

ЭЙРБАС ОПЕРЕЙШНЗ ЛИМИТЕД (GB)
ЭЙРБАС ОПЕРЕЙШНЗ ГМБХ (DE)

Законцовка крыла, предназначенная для крепления к наружному концу крыла (401), образующего плоскость крыла, и содержащая верхний крылообразный элемент (404), выступающий вверх относительно плоскости крыла и имеющий заднюю кромку, и нижний крылообразный элемент (407), неподвижно закрепленный относительно верхнего крылообразного элемента и имеющий корневую хорду (412) и заднюю кромку (417), при этом корневая хорда нижнего крылообразного элемента пересекается с верхним крылообразным элементом, и нижний крылообразный элемент выступает вниз от места пересечения, при этом верхний крылообразный элемент имеет большие размеры, чем нижний крылообразный элемент, а задняя кромка нижнего крылообразного элемента примыкает к задней кромке (416) верхнего крылообразного элемента в месте пересечения, и при этом внутренний угол между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения меньше или равен 160°. Крыло содержит законцовку крыла. Воздушное судно выполнено с указанным крылом. Предложены также способ установки или замены законцовки крыла на крыле, способ модификации существующей законцовки крыла и способ эксплуатации крыла с законцовкой крыла. Группа изобретений направлена на улучшение летных качеств. 6 н. и 13 з.п. ф-лы, 13 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к законцовке крыла, предназначенной для крепления к наружному концу крыла. Кроме того, изобретение относится к крылу с законцовкой крыла, к воздушному судну с указанным крылом, к способу установки или замены законцовки крыла на крыле, к способу модификации существующей законцовки крыла и к способу эксплуатации крыла с указанной законцовкой крыла.

Уровень техники

Законцовка крыла присоединяется к наружному концу крыла для того, чтобы уменьшить индуктивное сопротивление крыла. В случае, например, крыла воздушного судна это может приводить к повышению эффективности использования топлива и уменьшению выделения углерода. Законцовки крыла могут иметь различные формы.

Винглет представляет собой крылообразный элемент, который устанавливается на кромке крыла. Винглет может быть направлен вверх или вниз от конца крыла. В работе NASA TN D-8260 "A Design Approach and Selected Wind-Tunnel Results at High Subsonic Speeds for Wing-Tip Mounted Winglets", Whitcomb, R.T., 1976 описана законцовка крыла имеющая нижний винглет (направленный вниз от конца крыла), расположенный перед верхним винглетом (направленным вверх от конца крыла). Порядок определения размеров этих законцовок рекомендован в работе NASA T M 81230 "Effect of Winglets on the Induced Drag of Ideal Wing Shapes", RT Jones and ТА Lasinski, 1980.

Гребневая законцовка крыла представляет собой специальный вид законцовки крыла, которая проходит вертикально выше и ниже конца крыла. US 4714215 описывает гребневую законцовку крыла.

Другим примером законцовки крыла является неплоская законцовка, т.е. выходящая из плоскости крыла, к которому она присоединяется. Винглет можно считать частным примером неплоской законцовки. US 252002/0162917 описывает неплоскую законцовку, имеющую непрерывно возрастающую кривизну местного угла между двумя аэродинамическими плоскостями, непрерывно возрастающую прямую стреловидность (передней и задней кромки) и непрерывно уменьшающуюся хорду в наружном направлении.

Винглет может включать, по существу, плоскую часть, присоединенную к кромке крыла криволинейной переходной частью для получения плавного перехода от крыла к винглету, который описан, в частности, в US 5348253. Переходная часть имеет постоянный радиус кривизны. Считается, что указанный плавный переход уменьшает влияние интерференционного сопротивления на кромку крыла.

Альтернативно этому винглет может включать, по существу, плоскую часть, присоединенную к кромке крыла неплоской частью законцовки, как описано, в частности, в WO 2008/061739. Неплоская часть законцовки имеет возрастающую кривизну местного угла между двумя аэродинамическими плоскостями в наружном направлении. Считается, что такая часть законцовки еще больше уменьшает влияние интерференционного сопротивления по сравнению с плавным переходом винглета, который имеет постоянный радиус перехода.

Другим примером законцовки крыла является, по существу, плоская законцовка, в частности скошенная законцовка, описанная в US 6089502, которая, по существу, не выходит из плоскости крыла. Скошенные законцовки могут обеспечивать уменьшение интерференционного сопротивления аналогично винглетам.

Ограничения по размаху крыла воздушного судна, вызванные, например, размерами выхода на посадку в аэропорту или ограничениями летной категории воздушного судна, означают, что внедрение винглетов или неплоских законцовок является более предпочтительным, чем скошенных законцовок, для уменьшения индуктивного сопротивления крыла. Поскольку винглеты (и в более широком смысле - неплоские законцовки) выходят за пределы плоскости крыла, к которому они присоединяются, можно обеспечить эффективное увеличение относительного удлинения крыла (что уменьшает индуктивное сопротивление крыла, вызывающее образование вихрей) без существенного увеличения размаха крыла.

Проблема ограничения размаха крыла традиционно решается путем оптимизации размаха крыла воздушного судна в наземной форме (с полной загрузкой топлива), к которой относятся ограничения размаха крыла. Однако вследствие изгиба формы крыла под влиянием аэроупругости во время полета размах крыла результирующей полетной формы обычно уменьшается и поэтому больше не является оптимальным. Таким образом, этот традиционный подход несет в себе ухудшение летных качеств. Эта проблема становится еще более ощутимой в условиях все более широкого применения относительно гибких крыльев с целью уменьшения конструктивного веса, что имеет тенденцию к увеличению изгиба крыла под действием аэродинамической нагрузки, по сравнению с более жесткими конструкциями.

Раскрытие изобретения

Первый аспект изобретения обеспечивает законцовку крыла, предназначенную для крепления к наружному концу крыла, образующего плоскость крыла, при этом законцовка крыла содержит верхний крылообразный элемент, выступающий вверх относительно плоскости крыла и имеющий заднюю кромку, и нижний крылообразный элемент, неподвижно закрепленный относительно верхнего крылообразного элемента и имеющий корневую хорду и заднюю кромку, при этом корневая хорда нижнего крылообразного элемента пересекается с верхним крылообразным элементом, и нижний крылообразный элемент выступает вниз от места пересечения, при этом верхний крылообразный элемент имеет большие размеры, чем нижний крылообразный элемент, а задняя кромка нижнего крылообразного элемента примыкает к задней кромке верхнего крылообразного элемента в месте пересечения, и при этом внутренний угол между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения меньше или равен 160°.

Второй аспект изобретения обеспечивает крыло, имеющее наружный конец и законцовку крыла в соответствии с первым аспектом, прикрепленную к его наружному концу.

Третий аспект изобретения обеспечивает воздушное судно, имеющее крыло согласно второму аспекту.

Четвертый аспект изобретения обеспечивает способ установки или замены законцовки крыла на крыле и включает прикрепление законцовки крыла в соответствии с первым аспектом к наружному концу крыла.

Пятый аспект изобретения обеспечивает способ модификации законцовки крыла, прикрепленной или предназначенной для крепления к наружному концу крыла, образующего плоскость крыла, при этом существующая законцовка крыла содержит верхний крылообразный элемент, выступающий вверх относительно плоскости крыла и имеющий заднюю кромку, а указанный способ включает обеспечение нижнего крылообразного элемента, меньшего, чем верхний крылообразный элемент, и имеющего корневую хорду и заднюю кромку, и прикрепление нижнего крылообразного элемента к верхнему крылообразному элементу таким образом, чтобы корневая хорда нижнего крылообразного элемента пересекалась с верхним крылообразным элементом, и нижний крылообразный элемент выступал вниз от места пересечения, и при этом задняя кромка нижнего крылообразного элемента примыкает к задней кромке верхнего крылообразного элемента в месте пересечения, а внутренний угол между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения меньше или равен 160°.

Шестой аспект изобретения обеспечивает способ эксплуатации крыла, имеющего законцовку крыла, прикрепленную к наружному концу крыла, образующего плоскость крыла, при этом указанная законцовка крыла содержит верхний крылообразный элемент, выступающий вверх относительно плоскости крыла и имеющий заднюю кромку, и нижний крылообразный элемент, неподвижно закрепленный относительно верхнего крылообразного элемента и имеющий корневую хорду и заднюю кромку, при этом корневая хорда нижнего крылообразного элемента пересекается с верхним крылообразным элементом, и нижний крылообразный элемент выступает вниз от места пересечения, и при этом верхний крылообразный элемент имеет большие размеры, чем нижний крылообразный элемент, задняя кромка нижнего крылообразного элемента примыкает к задней кромке верхнего крылообразного элемента в месте пересечения, а внутренний угол между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения меньше или равен 160°, а указанный способ предусматривает, что крыло подвергается аэродинамическим нагрузкам, при этом форма крыла подвергается аэроупругой деформации до состояния, в котором изгиб крыла вызывает поворот законцовки крыла вокруг корневой части крыла таким образом, что кромка нижнего крылообразного элемента выступает дальше от борта в направлении по размаху крыла, чем кромка верхнего крылообразного элемента.

Достоинство изобретения заключается в том, что нижний крылообразный элемент по меньшей мере частично компенсирует уменьшение размаха крыла, которое происходит вследствие аэроупругой деформации в полетной форме, при этом верхний и нижний крылообразные элементы можно оптимизировать, чтобы удовлетворять требуемым ограничениям размаха крыла в наземной форме. Показано, что добавление нижнего элемента к законцовке крыла, содержащей только верхний крылообразный элемент (например, винглет), позволяет дополнительно уменьшить аэродинамическое сопротивление комбинации крыла/законцовки крыла примерно на 1.9% абсолютных, при дополнительном уменьшении вихревого сопротивления примерно на 25-40% по сравнению с тем, что обеспечивает только верхний элемент.

Вблизи совпадения задних кромок верхнего и нижнего элементов важно исключить возникновение вихревых возмущающих воздействий. Задние кромки не должны точно совпадать, но должны располагаться вблизи друг от друга таким образом, чтобы избежать образования вихрей одним элементом, сталкивающихся с потоком над другим элементом в месте пересечения.

Величина внутреннего угла между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения является важной для того, чтобы нижний элемент обеспечивал увеличение размаха крыла в полетной форме. Угол наклона нижнего элемента (т.е. угол между вертикальной плоскостью x-z и элементом) можно оптимизировать для того, чтобы обеспечить максимальное увеличение размаха крыла в полетной форме с надлежащим учетом минимизации возмущающих эффектов в месте пересечения. Следует отметить, что в гребневой законцовке крыла внутренний угол между вертикальными верхним и нижним элементами составляет примерно 180°, поэтому нижний элемент обеспечивает пренебрежимо малое увеличение размаха крыла в полетной форме.

Верхний крылообразный элемент имеет большие размеры, чем нижний крылообразный элемент. Так, площадь в плане нижнего крылообразного элемента может составлять менее чем примерно 25% от площади в плане верхнего крылообразного элемента. Следует отметить, что площадь в плане каждого элемента рассматривается в плоскости, отличной от плоскости, в которой лежит площадь в плане крыла. Площадь в плане нижнего элемента можно выбрать таким образом, чтобы обеспечить требуемую нагрузку на размах крыла при минимизации потери мощности из-за вязкостного трения в режиме крейсерского полета и получить большую подъемную силу при низкой скорости. Ограничения клиренса могут ограничивать размер нижнего элемента.

Нижний крылообразный элемент неподвижно закреплен относительно верхнего крылообразного элемента. Законцовка крыла неподвижно закреплена относительно крыла. Изобретение не относится к подвижным законцовкам крыла, поскольку они, как правило, тяжелее, чем неподвижные устройства, что может сводить на нет все эксплуатационные достоинства. Кроме того, решение проблемы ограничений размаха крыла в случае подвижных законцовок является в некоторой степени тривиальным.

Внутренний угол между плоскостью крыла и нижним крылообразным элементом может составлять по меньшей мере 110°. При этом нижний элемент проходит наружном направлении от наружного конца крыла, и возмущающие эффекты между нижней поверхностью крыла и нижним элементом могут быть минимизированы.

Внутренний угол между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения может составлять по меньшей мере 80°, и предпочтительно составляет по меньшей мере 90°. Это помогает минимизировать возмущающие эффекты между верхним и нижним элементами в месте пересечения.

Нижний крылообразный элемент может быть, по существу, плоским.

Альтернативно этому нижний крылообразный элемент может быть, по существу, неплоским. В частности, нижний элемент может иметь аэродинамическую крутку, например отрицательную крутку. Нижний элемент может иметь кривизну по размаху с увеличением обратного угла между двумя аэродинамическими плоскостями от корневой части к кромке.

Нижний элемент может иметь угол наклона относительно вертикальной плоскости x-z.

Нижний элемент может иметь угол прямой стреловидности. В частности, нижний элемент может иметь переднюю кромку с прямой стреловидностью. Угол прямой стреловидности передней кромки нижнего элемента может быть аналогичен углу прямой стреловидности передней кромки верхнего элемента.

Верхний крылообразный элемент может включать, по существу, плоскую часть.

В одном варианте осуществления верхний крылообразный элемент может быть, по существу, плоским. Верхний элемент может представлять собой винглет.

В другом варианте осуществления, верхний крылообразный элемент может включать по существу, плоскую часть и дугообразную переходную часть, предназначенную для обеспечения плавного перехода наружного конца крыла в, по существу, плоскую часть верхнего крылообразного элемента. Верхний элемент может представлять собой винглет с плавным переходом к крылу. Переходная часть может иметь постоянный радиус кривизны. Плавный переход помогает уменьшить влияние интерференционного сопротивления на кромку крыла.

В еще одном варианте осуществления верхний крылообразный элемент может включать по существу, плоскую часть и неплоское криволинейное удлинение конца крыла, предназначенное для обеспечения плавного перехода наружного конца крыла в, по существу, плоскую часть верхнего крылообразного элемента. Верхний элемент может представлять собой винглет, плавно переходящий в крыло неплоской частью законцовки крыла. Неплоская часть законцовки крыла может иметь увеличение кривизны местного угла между двумя аэродинамическими плоскостями в наружном направлении. Участок удлинения законцовки крыла помогает дополнительно уменьшить влияние интерференционного сопротивления по сравнению с плавным переходом винглета, где имеет место постоянный радиус перехода.

Верхний крылообразный элемент может представлять собой, по существу, неплоское криволинейное удлинение конца крыла. Это удлинение конца крыла может иметь непрерывное увеличение кривизны местного угла между двумя аэродинамическими плоскостями, непрерывное увеличение прямой стреловидности (на передней и задней кромке) и непрерывное уменьшение хорды в наружном направлении.

Верхний крылообразный элемент может иметь аэродинамическую крутку от корневой части к кромке, например, отрицательную крутку.

Верхний элемент может иметь угол наклона относительно вертикальной плоскости x-z.

Верхний элемент может иметь угол прямой стреловидности. В частности, верхний элемент может иметь переднюю кромку с прямой стреловидностью. Угол прямой стреловидности передней кромки верхнего элемента может быть аналогичен углу прямой стреловидности передней кромки нижнего элемента.

Пересечение между нижним крылообразным элементом и верхним крылообразным элементом может находиться на наружном конце крыла.

Альтернативно этому пересечение между нижним крылообразным элементом и верхним крылообразным элементом может находиться снаружи от наружного конца крыла. Это может быть особенно предпочтительным, если верхний элемент плавно переходит к наружному концу крыла. В этом случае пересечение может находиться на нижней поверхности верхнего элемента.

Корневая хорда нижнего элемента может проходить только вдоль части местной хорды верхнего элемента в месте пересечения.

Когда воздушное судно находится на земле и крыло отклоняется вниз вследствие полной загрузки топлива, кромка нижнего крылообразного элемента может быть расположена в направлении по размаху крыла не дальше, чем кромка верхнего крылообразного элемента. Таким образом, кромки верхнего и нижнего элементов могут соответствовать, например, ограничениям, связанным с размерами выхода на посадку в аэропорту.

Когда воздушное судно находится на земле и крыло отклоняется вниз вследствие полной загрузки топлива, протяженность по размаху нижнего крылообразного элемента может быть, по существу, равной протяженности по размаху верхнего крылообразного элемента. Альтернативно этому протяженность по размаху нижнего крылообразного элемента может быть больше, чем протяженность по размаху верхнего крылообразного элемента, если протяженность по размаху верхнего элемента, по существу, меньше, чем ограничение, связанное с размерами выхода на посадку в аэропорту.

В процессе полета воздушного судна кромка нижнего крылообразного элемента может выступать дальше в направлении по размаху крыла, чем кромка верхнего крылообразного элемента вследствие аэроупругой деформации формы крыла.

Краткое описание чертежей

Ниже приведено описание вариантов осуществления изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых представлены;

фигура 1 - крыло воздушного судна известного уровня техники с верхним винглетом, показанное а) в наземной форме, и b) в полетной форме,

фигура 2 - деталь А с фигуры 1, показывающая предельный размах крыла на земле, и потерю размаха вследствие деформации крыла при аэродинамической нагрузке,

фигура 3 - крыло/законцовка крыла воздушного судна согласно первому варианту осуществления с плоским верхним винглетом и плоским нижним винглетом а) в наземной форме и b) в полетной форме, с указанием размаха крыла, полученного в полетной форме, благодаря нижнему элементу,

фигура 4 - подробное изображение крыла/законцовки крыла воздушного судна (в наземной форме) согласно первому варианту осуществления,

фигуры 5 и 6 - графическое изображение дополнительного уменьшения лобового сопротивления, благодаря нижнему элементу в первом варианте осуществления,

фигура 7 - крыло/законцовка крыла воздушного судна (в наземной форме) согласно второму варианту осуществления с плоским верхним винглетом и неплоским нижним винглетом,

фигура 8 - крыло/законцовка крыла воздушного судна (в наземной форме) согласно третьему варианту осуществления с плавным переходом верхнего винглета и плоским нижним винглетом,

фигура 9 - крыло/законцовка крыла воздушного судна (в наземной форме) согласно четвертому варианту осуществления с верхним винглетом, имеющим плавный переход в крыло с неплоской законцовкой, и с плоским нижним винглетом (хотя неплоский нижний винглет также может быть использован),

фигура 10 - вид в перспективе крыла/законцовки крыла согласно четвертому варианту осуществления,

фигура 11 - вид сверху крыла/законцовки крыла согласно четвертому варианту осуществления,

фигура 12 - крыло/законцовка крыла воздушного судна согласно пятому варианту осуществления с неплоским (верхним) удлинением конца крыла и плоским нижним винглетом, и

фигура 13 - вид в перспективе законцовки крыла согласно пятому варианту осуществления.

Осуществление изобретения

На фигуре 1 показано крыло 1 воздушного судна известного уровня техники, имеющее внутреннюю корневую часть 2 крыла и наружный конец 3 крыла. Законцовка крыла, которая содержит проходящий вверх винглет 4, прикреплена к наружному концу 3 крыла 1. Крыло 1 показано на фигуре 1 а) в наземной форме (т.е. когда воздушное судно находится на земле с полным запасом топлива в крыле), и b) в его полетной форме (т.е. в состоянии деформации под действием аэродинамической нагрузки).

На фигуре 2 показана область А с фигуры 1, при этом штрихпунктирная линия 5 представляет собой ось ограничения размаха крыла, которое накладывается на воздушное судно, например, вследствие пределов совместимости выхода на посадку в аэропорту или вследствие ограничения летной категории воздушного судна. Ограничение 5 размаха крыла относится к наземной форме, показанной на фигуре 2а). Фигура 2b) показывает потерю 6 размаха крыла вследствие деформации крыла в полетной форме. Такая потеря размаха 6 может составлять примерно до 3%.

На фигуре 3 показано крыло 1 воздушного судна 101 согласно первому варианту осуществления, имеющее плоский верхний винглет 104 и плоский нижний винглет 107. Верхний винглет 104 прикреплен к наружному концу 103 крыла 101. Крыло 101 образует плоскость 108 крыла. Верхний винглет 104 выступает вверх относительно плоскости 108 крыла. Верхний винглет 104 имеет кромку 109 и корень 110. Нижний винглет имеет кромку 111 и корень 112. Корневая хорда 112 нижнего винглета пересекается с верхним винглетом 104, при этом нижний винглет 107 выступает вниз от места пересечения. Оба верхний и нижний винглеты 104, 107 имеют переднюю кромку и заднюю кромку, при этом их задние кромки непосредственно примыкают друг к другу в месте пересечения. На фигуре 3а) крыло 101 показано в наземной форме, где кромка 109 верхнего винглета 104 и кромка 111 нижнего винглета 107 совпадают с осью 105 ограничения размаха крыла. На фигуре 3b) крыло 101 показано в его деформированной полетной форме, при этом потенциальная потеря 106 размаха крыла из-за верхнего винглета 104 уменьшается за счет увеличения размаха 113 крыла, благодаря нижнему винглету 107. Такое увеличение размаха 113 крыла, благодаря нижнему винглету 107, составляет примерно 2%.

На фигуре 4 более подробно показан первый вариант осуществления крыла 101 воздушного судна. Нижний винглет 107 имеет такие размеры и ориентацию, которые максимизируют увеличение размаха крыла в полетной форме и минимизируют возмущающие эффекты в месте пересечения нижнего винглета 107 и верхнего винглета 104. Кроме того, учитывается высота G клиренса, т.е. просвета между грунтом и кромкой 111 нижнего винглета 107. Результирующая геометрия обеспечивает внутренний угол между указанными верхним и нижним элементами крыла примерно 132°, а внутренний угол между плоскостью 108 крыла и нижним винглетом 107 - примерно 128°. Нижний винглет 107 имеет площадь в плане, которая составляет примерно 20% от площади в плане верхнего винглета 104. Относительно малый размер нижнего винглета 107 минимизирует потерю мощности из-за вязкостного трения в режиме крейсерского полета и обеспечивает требуемую оптимальную нагрузку по размаху крыла.

На фигурах 5 и 6 графически показано влияние добавления нижнего винглета 107 на подъемную силу и вихревое сопротивление крыла 101. На фигурах 5 и 6 кривая, отмеченная кружками, относится к базовому крылу, соответствующему крылу 101 с кромкой, расположенной вблизи установленного предела размаха крыльев без законцовки крыла. Кривая, отмеченная крестиками, относится к крылу 101, снабженному только верхним винглетом 104 (с размерами, рекомендованными в материале NASA T M 81230 "Effect of Winglets on the Induced Drag of Ideal Wing Shapes", RT Jones and ТА Lasinski 1980), а кривая, отмеченная треугольниками относится к крылу 101, снабженному как верхним, так и нижним винглетами 104, 107. На фигуре 5 показано соотношение между коэффициентами подъемной силы и лобового сопротивления (CL, CD), при этом видно, что отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению увеличивается для крыла 101 с верхним и нижним винглетами 104, 107 по сравнению, как с базовым крылом, так и с крылом, оснащенным только верхним винглетом. На фигуре 6 показано, что уменьшение лобового сопротивления вследствие добавления нижнего винглета 107 составляет примерно 1.9% для коэффициента подъемной силы (CL=0.5) при средней полетной массе по сравнению с крылом, оснащенным только верхним винглетом 104. Уменьшение вихревого сопротивления, обеспечиваемое нижним винглетом 107, дополнительно составляет примерно 25-40%.

На фигуре 7 показано крыло 201 воздушного судна согласно второму варианту осуществления, оснащенное плоским верхним винглетом 204 и неплоским нижним винглетом 207. Крыло 201 образует плоскость 208 крыла, при этом верхний винглет 204 выступает вверх относительно плоскости 208. Верхний винглет 204 прикреплен к наружному концу 203 крыла 201. Нижний винглет 207 имеет корневую хорду 212, которая пересекается с верхним винглетом 204. Нижний винглет 207 выступает вниз от места пересечения. Верхний винглет 204 имеет кромку 209 и корень 210. Нижний винглет 207 имеет кромку 211, которая в направлении размаха крыла совпадает с кромкой 209 на оси 205 ограничения размаха крыла. Оба верхний и нижний винглеты 204, 207 имеют переднюю кромку и заднюю кромку, при этом задние кромки непосредственно примыкают друг к другу в месте пересечения. Крыло 201 показано на фигуре 7 в наземной форме, к которой относится предел размаха крыла, обозначенный осью 205.

Нижний винглет 207 имеет увеличивающуюся кривизну местного угла между двумя аэродинамическими плоскостями от корня 212 к кромке 211. Нижний винглет 207 может иметь угол схождения или угол расхождения для оптимизации характеристик законцовки на малых скоростях.

Законцовка крыла 201 является оптимальной для того, чтобы максимизировать увеличение размаха крыла при полетных аэродинамических нагрузках и минимизировать возмущающие эффекты между нижним винглетом 207 и нижней поверхностью крыла 201, а также между верхним и нижним винглетами 204, 207. Результирующая оптимизированная геометрия имеет внутренний угол между верхним и нижним винглетами 204, 207 около 120° и внутренний угол между плоскостью 208 крыла и нижним винглетом 207 около 138°. В полетной форме нижний винглет 207 обеспечивает дополнительный выигрыш размаха крыла по сравнению с нижним винглетом 107 крыла 101, главным образом вследствие увеличения высоты нижнего винглета 207 от корня 212 до кромки 211 и гибкости нижнего винглета 207, который выпрямляется под действием полетных нагрузок.

На фигуре 8 показано крыло 301 воздушного судна согласно третьему варианту осуществления, оснащенное верхним винглетом 304 с плавным переходом и плоским нижним винглетом 307. Крыло 301 имеет наружный конец 303, к которому прикреплен плавно переходящий верхний винглет 304. Верхний винглет 304 имеет кромку 309 и корень 310. Верхний винглет 304 прикреплен к наружному концу 303 крыла 301 корневым концом 310. Верхний винглет 304 имеет, по существу, плоскую часть 314 и дугообразную переходную часть 315. Переходная часть 315 обеспечивает плавный переход наружного конца 303 крыла 301 в, по существу, плоскую часть 314. Дугообразная переходная часть 315 имеет, по существу, постоянный радиус R кривизны.

Нижний винглет 307 прикреплен к нижней поверхности переходной части 315 верхнего винглета 304. Нижний винглет имеет кромку 311 и корень 312. Корневая хорда нижнего винглета 307 пересекается с верхним винглетом 304, при этом нижний винглет выступает вниз от места пересечения. Оба верхний и нижний винглеты 304, 307 имеют переднюю кромку и заднюю кромку, при этом их задние кромки непосредственно примыкают друг к другу в месте пересечения. Переходная часть 315 помогает уменьшить возмущающие эффекты между, по существу, плоской частью 314 и крылом 301.

Кромка 309 верхнего винглета 304, по существу, совпадает в вертикальной плоскости x-z с кромкой 311 нижнего винглета 307 на оси 305 ограничения размаха крыла. Внутренний угол между верхним и нижним винглетами 304, 307 в месте пересечения составляет примерно 84°. Во избежание возмущающих эффектов между верхним и нижним винглетами 304, 307 предпочтительно, чтобы этот угол составлял по меньшей мере 80°. Поскольку пересечение находится на нижней поверхности переходной части 315 плавного перехода, этот угол измеряется между касательной к нижней поверхности переходной части и нижним винглетом 307. Внутренний угол между плоскостью крыла 308 и нижним винглетом 307 составляет около 125°. По существу, плоская часть 314 верхнего винглета 304 имеет угол наклона относительно вертикальной плоскости x-z примерно от 7° до 15°.

Нижний винглет 307 имеет площадь в плане, равную примерно 25% площади в плане верхнего винглета 304. Поскольку нижний винглет 307 является, по существу, плоским, он может иметь некоторую крутку от корня 312 до кромки 311. Дополнительно или альтернативно нижний винглет 307 может иметь угол схождения или угол расхождения для оптимизации характеристик на малых скоростях. Аналогично этому верхний винглет 304 может иметь некоторую крутку и угол схождения или угол расхождения. Нижний винглет 307 имеет угол прямой стреловидности, и, в частности, передняя кромка имеет наклон назад. Верхний винглет 304 также имеет прямую стреловидность, при этом его передняя и задняя кромки наклонены назад.

Если позволяют пределы клиренса, нижний винглет 307 может быть заменен неплоским нижним винглетом, который описан выше со ссылкой на фигуру 7.

На фигуре 9 показана комбинация крыла воздушного судна и законцовки крыла, содержащая крыло 401, верхний винглет 404 с плавным переходом и плоский нижний винглет 407. Крыло 401 имеет наружный конец 403 и образует плоскость крыла 408. Верхний винглет 404 включает, по существу, плоскую часть 414 и переходную часть 415, образующую плавный переход. Переходная часть 415 обеспечивает плавный переход наружного конца 403 крыла 401 в, по существу, плоскую часть 414 верхнего винглета 404. Переходная часть 415 представляет собой неплоское криволинейное продолжение конца крыла, имеющее непрерывное увеличение кривизны местного угла между двумя аэродинамическими плоскостями, непрерывное увеличение прямой стреловидности (как передней, так и задней кромки) и непрерывное уменьшение хорды в наружном направлении. Неплоская криволинейная часть 415 продолжения конца крыла обеспечивает уменьшение лобового сопротивления верхнего винглета 404 по сравнению с плавно переходящим верхним винглетом 304, показанным на фигуре 8.

Верхний винглет 404 имеет корень 410 и кромку 409. По существу, плоская часть 414 верхнего винглета 404 имеет угол наклона к вертикальной плоскости x-z, равный, примерно 7°. По существу, плоский нижний винглет 407 прикреплен к нижней поверхности неплоской криволинейной части 415 верхнего винглета 404, удлиняющей край крыла. Нижний винглет 407 имеет кромку 411 и корень 412. Корневая хорда нижнего винглета 407 пересекается с верхним винглетом 404, при этом нижний винглет выступает вниз от места пересечения.

Внутренний угол между верхним и нижним винглетами 404, 407 в месте пересечения составляет около 86°. Поскольку пересечение находится на нижней поверхности неплоской криволинейной части 415 верхнего винглета 404, удлиняющей край крыла, этот угол измеряется от касательной, проведенной к нижней поверхности неплоской криволинейной части 415, удлиняющей край крыла, в месте пересечения. Этот внутренний угол предпочтительно превышает 80°, чтобы избежать возмущающих эффектов между верхним и нижним винглетами 404, 407. Внутренний угол между плоскостью крыла 408 и нижним винглетом составляет около 124°. Кромка 409 верхнего винглета 404, по существу, совпадает в вертикальной плоскости x-z с кромкой 411 нижнего винглета 407 на оси 405 ограничения размаха крыла.

На фигурах 10 и 11 показаны вид в перспективе и вид сверху, соответственно, четвертого варианта осуществления комбинации крыла и законцовки крыла. На фигуре 10, в частности, можно видеть, что задняя кромка 416 верхнего винглета 404, и задняя кромка 417 нижнего винглета 407, по существу, примыкают друг к другу в месте пересечения. Задние кромки 416, 417 находятся достаточно близко друг к другу для того, чтобы вихревой след от нижнего винглета 407, по существу, не создавал помех для потока, проходящего над верхним винглетом 404. Верхний винглет 404 имеет переднюю кромку 418 с прямой стреловидностью, при этом нижний винглет 407 также имеет переднюю кромку 419 с прямой стреловидностью. Задняя кромка 416 верхнего винглета 404 и задняя кромка 417 нижнего винглета 407 также имеют прямую стреловидность.

На фигуре 11 вид сверху (т.е. вид сверху вниз в плоскости х-y) показывает, что верхний винглет 404 "затеняет" по меньшей мере часть нижнего винглета 407. Это связано с тем, что кромки 409, 411 верхнего и нижнего винглетов 404, 407 совпадают в вертикальной плоскости x-z. Как наиболее наглядно показано на фигуре 10, корневая хорда 412 нижнего винглета 407 занимает только часть местной хорды верхнего винглета 404 в месте пересечения. Из-за того что задние кромки 416, 417 почти полностью совпадают, передняя кромка 419 нижнего винглета 407 расположена, по существу, позади передней кромки 418 верхнего винглета 404.

На фигурах 12 показан пятый вариант осуществления комбинации крыла и законцовки крыла, содержащий крыло 501 с законцовкой крыла, включающей верхнее неплоское удлинение 504 конца крыла и нижний плоский винглет 507. Крыло 501 имеет наружный конец 503 и образует плоскость крыла 508. Неплоское удлинение 504 конца крыла имеет корень 510 и кромку 509 и прикреплено к наружному концу 503 крыла 501 своим корнем 510. Неплоское криволинейное удлинение 504 конца крыла имеет непрерывное увеличение кривизны местного угла между двумя аэродинамическими плоскостями, непрерывное увеличение прямой стреловидности (передней и задней кромок 518, 516), и непрерывное уменьшение хорды в наружном направлении, y.

Неплоское криволинейное удлинение 504 конца крыла является, по существу, неплоским от корня 510 до кромки 509. Кромка 509 имеет угол наклона относительно вертикальной плоскости x-z, равный примерно 8°. Нижний винглет 507 имеет кромку 511 и корень 512, при этом корневая хорда пересекается с неплоским криволинейным удлинением 504 конца крыла, а нижний винглет 507 выступает вниз от места пересечения. Внутренний угол между неплоским удлинением 504 конца крыла и нижним винглетом 507 в месте пересечения составляет примерно 82°. Это угол измеряется между нижним винглетом 507 и местной касательной к нижней поверхности неплоского криволинейного удлинения 504 конца крыла в месте пересечения. Внутренний угол между плоскостью крыла 508 и нижним винглетом 507 составляет примерно 126°. Кромки 509, 511 неплоского криволинейного удлинения 504 конца крыла и нижнего винглета 507, по существу, совпадают в вертикальной плоскости x-z на оси 506 ограничения размаха крыла.

На фигуре 13 показан вид в перспективе законцовки крыла в соответствии с пятым вариантом осуществления, где хорошо видно, что задняя кромка 516 неплоского криволинейного удлинения 504 конца крыла, по существу, совпадает с задней кромкой 517 нижнего винглета 507 в месте пересечения. Как неплоское криволинейное удлинение 504 конца крыла, так и нижний винглет 507 имеют угол прямой стреловидности, при этом обе передние и обе задние кромки 516, 517, 518, 519 также имеют соответствующий угол прямой стреловидности.

Нижний винглет 507 может быть только, по существу, плоским и может иметь аэродинамическую крутку от корня до кромки и угол схождения или расхождения относительно набегающего потока. Аналогично этому неплоское криволинейное удлинение 504 конца крыла может также иметь аэродинамическую крутку и угол схождения или расхождения относительно набегающего потока. Нижний винглет 507 можно заменить, по существу, неплоским криволинейным нижним винглетом, аналогичным описанному выше со ссылками на фигуру 7, если это позволяют ограничения высоты клиренса.

Варианты осуществления со второго по пятый, описанные выше со ссылками на фигуры 7-13, показаны с соответствующими комбинациями крыла и законцовки крыла в наземной форме. Под действием аэродинамических нагрузок на крыло во время полета деформация крыла вызывает поворот законцовки относительно корневой части крыла, при этом кромка нижнего крылообразного элемента выходит наружу в направлении по размаху крыла дальше, чем кромка верхнего крылообразного элемента. Поэтому нижний крылообразный элемент во всех случаях обеспечивает увеличение размаха крыла по сравнению с законцовками крыла, имеющими только верхний крылообразный элемент.

Законцовки крыла с первого по пятый вариант осуществления, описанные выше, могут быть установлены на наружном конце крыла воздушного судна, не имеющего законцовки или в качестве замены существующей законцовки крыла. Кроме того, нижний крылообразный элемент может быть установлен в качестве усовершенствованной модификации существующей законцовки крыла, имеющей только верхний крылообразный элемент для того, чтобы получить законцовку крыла согласно настоящему изобретению.

Приведенное выше описание изобретения ссылается на один или более предпочтительных вариантов осуществления, однако следует понимать, что различные изменения или модификации могут быть внесены без отклонения от объема изобретения, который определяется прилагаемой формулой изобретения.

1. Законцовка крыла, предназначенная для крепления к наружному концу крыла, образующего плоскость крыла, и содержащая:
верхний крылообразный элемент, выступающий вверх относительно плоскости крыла и имеющий заднюю кромку, и
нижний крылообразный элемент, неподвижно закрепленный относительно верхнего крылообразного элемента и имеющий корневую хорду и заднюю кромку, при этом корневая хорда нижнего крылообразного элемента пересекается с верхним крылообразным элементом, и нижний крылообразный элемент выступает вниз от места пересечения,
при этом верхний крылообразный элемент включает, по существу, плоскую часть и дугообразную переходную часть, предназначенную для обеспечения плавного перехода наружного конца крыла в, по существу, плоскую часть,
при этом корневая хорда нижнего крылообразного элемента пересекается с дугообразной переходной частью таким образом, что пересечение между нижним крылообразным элементом и верхнем крылообразным элементом находится снаружи от наружного конца крыла,
при этом верхний крылообразный элемент имеет большие размеры, чем нижний крылообразный элемент, а задняя кромка нижнего крылообразного элемента примыкает к задней кромке верхнего крылообразного элемента в месте пересечения, и
при этом внутренний угол между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения меньше или равен 160°.

2. Законцовка крыла по п.1, отличающаяся тем, что нижний крылообразный элемент имеет площадь в плане, которая составляет менее чем примерно 25% площади в плане верхнего крылообразного элемента.

3. Законцовка крыла по п.1, отличающаяся тем, что внутренний угол между плоскостью крыла и нижним крылообразным элементом составляет по меньшей мере 110°.

4. Законцовка крыла по п. 1, отличающаяся тем, что внутренний угол между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения составляет по меньшей мере 80°.

5. Законцовка крыла по п.1, отличающаяся тем, что нижний крылообразный элемент является, по существу, плоским.

6. Законцовка крыла по одному из пп.1-4, отличающаяся тем, что нижний крылообразный элемент является, по существу, неплоским.

7. Законцовка крыла по п.6, отличающаяся тем, что нижний крылообразный элемент имеет аэродинамическую крутку.

8. Законцовка крыла по п.1, отличающаяся тем, что нижний крылообразный элемент имеет угол прямой стреловидности.

9. Законцовка крыла по п.1, отличающаяся тем, что верхний крылообразный элемент имеет угол прямой стреловидности.

10. Законцовка крыла по п.1, отличающаяся тем, что корневая хорда нижнего крылообразного элемента проходит только вдоль части местной хорды верхнего элемента в месте пересечения.

11. Крыло, имеющее наружный конец и законцовку крыла по одному из предшествующих пунктов, прикрепленную к наружному концу крыла.

12. Воздушное судно, имеющее крыло по п.11.

13. Воздушное судно по п.12, отличающееся тем, что при нахождении указанного воздушного судна на земле, когда крыло отклонено вниз вследствие полного запаса топлива, кромка нижнего крылообразного элемента не выходит наружу в направлении по размаху крыла дальше, чем кромка верхнего крылообразного элемента.

14. Воздушное судно по п.13, отличающееся тем, что при нахождении указанного воздушного судна на земле, когда крыло отклонено вниз вследствие полного запаса топлива, протяженность по размаху нижнего крылообразного элемента, по существу, равна протяженности по размаху верхнего крылообразного элемента.

15. Воздушное судно по п.13 или 14, отличающееся тем, что размах крыла в наземных условиях, по существу, равен пределу совместимости с выходом на посадку аэропорта.

16. Воздушное судно по п.13, отличающееся тем, что, при нахождении указанного воздушного судна в полете кромка нижнего крылообразного элемента выступает наружу в направлении по размаху крыла дальше, чем кромка верхнего крылообразного элемента, вследствие аэроупругой деформации формы крыла.

17. Способ установки или замены законцовки крыла на крыле, включающий прикрепление законцовки крыла по одному из пп.1-10 к наружному концу крыла.

18. Способ модификации законцовки крыла, прикрепленной или предназначенной для прикрепления к наружному концу крыла, образующего плоскость крыла, при этом существующая законцовка крыла содержит верхний крылообразный элемент, выступающий вверх относительно плоскости крыла и имеющий заднюю кромку, по существу, плоскую часть и дугообразную переходную часть, предназначенную для обеспечения плавного перехода наружного конца крыла в, по существу, плоскую часть, включающий обеспечение нижнего крылообразного элемента с размерами меньшими, чем размеры верхнего крылообразного элемента, и имеющего корневую хорду и заднюю кромку, и прикрепление нижнего крылообразного элемента к верхнему крылообразному элементу таким образом, чтобы корневая хорда нижнего крылообразного элемента пересекалась с дугообразной переходной частью верхнего крылообразного элемента таким образом, чтобы пересечение между нижним крылообразным элементом и верхнем крылообразным элементом находилось снаружи от наружного конца крыла, и нижний крылообразный элемент выступал вниз от места пересечения, а задняя кромка нижнего крылообразного элемента примыкала к задней кромке верхнего крылообразного элемента в месте пересечения, и чтобы внутренний угол между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения был меньше или равен 160°.

19. Способ эксплуатации крыла, имеющего законцовку крыла, прикрепленную к наружному концу крыла, образующего плоскость крыла, при этом указанная законцовка крыла содержит:
верхний крылообразный элемент, выступающий вверх относительно плоскости крыла и имеющий заднюю кромку, и
нижний крылообразный элемент, неподвижно закрепленный относительно верхнего крылообразного элемента и имеющий корневую хорду и заднюю кромку, при этом корневая хорда нижнего крылообразного элемента пересекается с верхним крылообразным элементом, и нижний крылообразный элемент выступает вниз от места пересечения,
при этом верхний крылообразный элемент включает, по существу, плоскую часть и дугообразную переходную часть, предназначенную для обеспечения плавного перехода наружного конца крыла в, по существу, плоскую часть,
при этом корневая хорда нижнего крылообразного элемента пересекается с дугообразной переходной частью таким образом, что пересечение между нижним крылообразным элементом и верхнем крылообразным элементом находится снаружи от наружного конца крыла,
при этом верхний крылообразный элемент имеет размеры, большие, чем размеры нижнего крылообразного элемента, задняя кромка нижнего крылообразного элемента примыкает к задней кромке верхнего крылообразного элемента в месте пересечения, и внутренний угол между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения меньше или равен 160°,
при этом согласно указанному способу крыло подвергают аэродинамическим нагрузкам, вызывающим аэроупругую деформацию формы крыла до состояния, при котором изгиб крыла вызывает поворот законцовки крыла относительно корневой части крыла таким образом, чтобы кромка нижнего крылообразного элемента выступала наружу в направлении по размаху крыла дальше, чем кромка верхнего крылообразного элемента.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к сверхскоростному воздушному судну, а также к способу воздушного передвижения при помощи сверхскоростного воздушного судна. Воздушное судно движется при помощи системы двигателей, состоящей из турбореактивных двигателей (ТВ1, ТВ2), прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ST1, ST2) и ракетного двигателя, которому можно придавать обтекаемую форму закрыванием для снижения лобового сопротивления в фазе полета на крейсерской скорости.

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.

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.

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. .

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 авиации. .

Изобретение относится к авиастроению и касается создания самолетов с пластинчатыми крыльями. .

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к крыльям дозвуковых магистральных самолетов, снабженным установленными на пилонах гондолами турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД).

Группа изобретений относится к области аэрогидродинамики. Группа изобретений включает обтекаемое текучей средой тело, проточный канал, реактивный двигатель, приводное устройство, пленку для такого тела и применение обтекаемой текучей средой структуры.
Наверх