Концевое устройство крыла самолета-амфибии или гидросамолета
Владельцы патента RU 2615585:
Публичное акционерное общество "Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева" (ПАО "ТАНТК им. Г.М. Бериева") (RU)
Изобретение относится к авиационной технике, а именно касается создания самолетов-амфибий и гидросамолетов. Концевое устройство крыла самолета-амфибии или гидросамолета содержит верхний крылоподобный элемент, выступающий вверх по отношению к плоскости крыла и нижний крылоподобный элемент, выступающий вниз от пересечения верхнего крылоподобного элемента и крыла. На конце нижнего крылоподобного элемента установлен поплавок боковой остойчивости. Изобретение направлено на снижение как индуктивного аэродинамического сопротивления самолета, так и аэродинамического сопротивления, обусловленного боковой аэродинамической силой на пилоне поплавка. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к авиационной технике, а именно касается создания самолетов-амфибий и гидросамолетов.
Известен «Самолет-амфибия» (патент РФ на промышленный образец №41674), содержащий концевое устройство в виде концевой шайбы, расположенной под углом к плоскости крыла (крылоподобный элемент, выступающий вверх по отношению к плоскости крыла), и поплавок, установленный на пилоне под крылом приблизительно на 78% полуразмаха крыла.
Наиболее близким по достигаемому результату техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является "Концевое устройство на крыле" (патент на изобретение WO 2012007358, МПК В64С 23/06), содержащее верхний и нижний крылоподобные элементы. Верхний крылоподобный элемент больше нижнего, задняя кромка верхнего крылоподобного элемента примыкает к задней кромке нижнего и угол между верхним и нижним крылоподобными элементами меньше или равен 160°. Площадь нижнего крылоподобного элемента не больше 25% от площади верхнего крылоподобного элемента. Применение нижнего крылоподобного элемента позволяет уменьшить интерференционные эффекты перетекания на конце крыла и компенсировать уменьшение удлинения при прогибе крыла.
Недостатком указанных технических решений при использовании на самолете-амфибии или гидросамолете с отдельно отстоящим на пилоне поплавком является увеличение аэродинамического сопротивления, создаваемого как собственно пилоном поплавка, так и аэродинамическое сопротивление, обусловленное боковой аэродинамической силой на пилоне поплавка, возникающей из-за поперечного движения потока по нижней поверхности крыла.
Техническим результатом заявляемого решения является снижение аэродинамического сопротивления, создаваемого самолетом-амфибией или гидросамолетом, что в конечном результате приводит к улучшению летно-технических характеристик, повышению эффективности использования топлива и сокращению вредных выбросов.
Технический результат достигается тем, что концевое устройство крыла самолета-амфибии или гидросамолета содержит верхний крылоподобный элемент, выступающий вверх по отношению к плоскости крыла и нижний крылоподобный элемент, выступающий вниз от пересечения верхнего крылоподобного элемента и крыла. Площадь нижнего крылоподобного элемента не зависит от величины площади верхнего крылоподобного элемента. При этом на конце нижнего крылоподобного элемента установлен поплавок боковой остойчивости.
Таким образом, заявляемое концевое устройство крыла самолета-амфибии или гидросамолета соответствует критерию изобретения «новизна». Сравнение заявляемого решения не только с прототипом, но и с другими защищенными патентами техническими решениями в данной области техники, не позволило выявить в них признаки, отличающие заявляемое решение от прототипа, что позволяет сделать вывод о соответствии критерию «изобретательский уровень». Заявляемое решение пригодно к осуществлению промышленным путем.
Сущность изобретения поясняется нижеследующим описанием и чертежами, где:
на фиг. 1 изображен самолет-амфибия с заявляемыми концевыми устройствами;
на фиг. 2 - вид А.
Концевое устройство крыла самолета-амфибии или гидросамолета (фиг. 1), установленное на конце крыла 1, содержит верхний крылоподобный элемент 2 (фиг. 2), выступающий вверх по отношению к плоскости крыла 1, и нижний крылоподобный элемент 3, выступающий вниз от пересечения верхнего крылоподобного элемента 2 и крыла 1. На конце нижнего крылоподобного элемента 3, увеличенного по ширине и длине (по сравнению с прототипом), установлен поплавок боковой остойчивости 4. При этом нижний крылоподобный элемент 3, который также выполняет роль пилона поплавка 4, может иметь площадь больше 25% от площади верхнего крылоподобного элемента. Задняя кромка верхнего крылоподобного элемента 5 и задняя кромка нижнего крылоподобного элемента 6 могут не совпадать, а нижний крылоподобный элемент может иметь как прямую, так и обратную стреловидность, что определяется при выборе положения поплавка боковой остойчивости 4. Угол между верхним 2 и нижним 3 крылоподобными элементами меньше или равен 160°.
На концевом устройстве крыла нижний крылоподобный элемент 3 удлинен и увеличен в ширину и на его конце установлен поплавок боковой остойчивости 4. Отказ от отдельностоящего подкрыльевого пилона позволяет несколько снизить аэродинамическое сопротивление самолета. К тому же общее увеличение высоты концевого устройства крыла за счет более длинного нижнего крылоподобного элемента 3 приводит к увеличению эффективного удлинения крыла 1 [1], а, следовательно, также и к снижению индуктивного аэродинамического сопротивления.
Установка поплавка 4 на нижнем крылоподобном элементе 3 вместо отдельно стоящего пилона приводит к торможению потока в районе концевого устройства и, следовательно, увеличению подпора набегающего потока на нижней поверхности консоли крыла 1. В результате этого в районе концевой части крыла увеличивается подъемная сила и аэродинамическое качество крыла 1 самолета.
Увеличение аэродинамического сопротивления установленного поплавка и, следовательно, уменьшение аэродинамического качества составляет меньшую величину. Таким образом, положительный эффект от подпора на нижней поверхности консоли крыла оказывается положительным, и, следовательно, улучшаются летно-технические характеристики, повышается эффективность использования топлива и сокращается количество вредных выбросов.
Таким образом, совокупность существенных признаков концевого устройства крыла самолета-амфибии или гидросамолета обеспечивает снижение как индуктивного аэродинамического сопротивления самолета, так и аэродинамического сопротивления, обусловленного боковой аэродинамической силой на пилоне поплавка. Изобретение можно реализовать по существующим технологиям из применяемых в самолетостроении материалов.
Источники информации
1. Руководство для конструкторов. Том I. №16221. Стр. 29. БИТ НКАП ЦАГИ 1943 г.
1. Концевое устройство крыла самолета-амфибии или гидросамолета, содержащее верхний крылоподобный элемент, выступающий вверх по отношению к плоскости крыла и нижний крылоподобный элемент, выступающий вниз от пересечения верхнего крылоподобного элемента и крыла, отличающееся тем, что площадь нижнего крылоподобного элемента не зависит от величины площади верхнего крылоподобного элемента, при этом на конце нижнего крылоподобного элемента установлен поплавок боковой остойчивости.
2. Концевое устройство крыла самолета-амфибии или гидросамолета по п.1, отличающееся тем, что верхний и нижний крылоподобные элементы выполнены либо с совпадающими задними кромками, либо с несовпадающими.
3. Концевое устройство крыла самолета-амфибии или гидросамолета по п.1, отличающееся тем, что нижний крылоподобный элемент выполнен любой стреловидности.
