Система концевых крылышек, летательный аппарат и способ работы летательного аппарата

Система концевых крылышек для крыла летательного аппарата содержит верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко, установленные на законцовке крыла. Нижнее концевое крылышко имеет статическое положение, когда крыло подвержено действию статической нагрузке при стоянке на земле. Нижнее концевое крылышко выполнено таким образом, чтобы отклонение крыла вверх при полетной нагрузке, приблизительно равной 1g, вызывает перемещение нижнего концевого крылышка из статического положения в полетное положение, образуя в результате относительное увеличение размаха крыла. Летательный аппарат содержит систему концевых крылышек, которые расположены на пересечении границы пролета ворот и линии просвета при тангаже и крене. Способ работы летательного аппарата характеризуется перемещением крылышек. Группа изобретений направлена на снижение индуктивного сопротивления крыла. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 15 ил.

 

Область техники

Настоящее изобретение относится в общем к аэродинамике и более конкретно к устройствам законцовки крыла, таким как для крыльев летательного аппарата.

Уровень техники

Индуктивное сопротивление создается крылом летательного аппарата вследствие изменения направления воздушного потока при создании подъемной силы по мере движения крыла по воздуху. Перенаправление воздушного потока может заключать в себе поток по размаху крыла вдоль нижней стороны крыла, в основном направленный наружу к законцовкам крыла, где воздух затем протекает вверх по законцовкам крыла. Воздушный поток, протекающий по законцовкам, соединяется с потоком воздуха, направленным по хорде, поверх крыла, вызывая формирование завихрений на законцовке крыла. Завихрения на законцовке крыла поддерживаются другими завихрениями, которые срываются с задней кромки крыла. Скос потока завихрений, тянущихся от крыла, снижает эффективный угол атаки крыла, что приводит в результате к снижению создаваемой подъемной силы.

Концевые крылышки обеспечивают средства для снижения отрицательных эффектов индуктивного сопротивления, например, посредством эффективного увеличения длины задней кромки крыла. Эффективное увеличение длины задней кромки может рассредоточить распространение завихрений, что может снизить потери от индуктивного сопротивления. В этом отношении, концевые крылышки могут обеспечить значительное снижение индуктивного сопротивления, что может улучшить летно-технические характеристики летательного аппарата. Кроме того,концевые крылышки могут обеспечить увеличение эффективной длины задней кромки, не увеличивая длину передней кромки крыла. Кроме того, посредством добавления концевых крылышек к крыльям вместо увеличения размаха крыла путем традиционного удлинения законцовки крыла, можно избежать добавочного веса, затрат и сложности, связанной с удлинением устройств повышения подъемной силы по передней кромке (например, предкрылки, носовые щитки Крюгера).

Однако обычные концевые крылышки могут увеличивать аэродинамическую нагрузку на законцовках крыла, которая может приводить к увеличению изгиба крыла при условиях большой подъемной силы. Увеличение изгиба крыла может потребовать упрочнения или усиления конструкции крыла, что увеличивает вес и может сводить на нет преимущества по снижению сопротивления, обеспеченные концевыми крылышками. Кроме того, центр тяжести традиционных концевых крылышек может быть расположен на относительно большом расстоянии от оси кручения крыла, что может повлиять на флаттерные характеристики крыла. При попытке нейтрализовать инерционные эффекты традиционных концевых крылышек к передней кромке законцовки крыла может быть добавлен балласт. К сожалению, добавление балласта может подавить некоторые из преимуществ по снижению сопротивления, обеспеченные концевым крылышком. Обычные концевые крылышки могут также нести уменьшенную аэродинамическую эффективность вследствие срыва потока, который может возникать в условиях высокой нагрузки, включая низкие скорости.

Исходя из представленного выше описания, можно сделать вывод о необходимости в уровне техники устройства законцовки крыла, которое может снизить индуктивное сопротивление крыла, не увеличивая изгиб крыла. Кроме того, в уровне техники существует необходимость в устройстве законцовки крыла, которое минимизирует влияние на флаттерные характеристики крыла. Кроме того, в уровне техники существует необходимость в устройстве законцовки крыла, которое не требует дополнительного балласта для преодоления влияния инерционных действий концевого крылышка на флаттерные характеристики крыла.

Раскрытие изобретения

Любой из указанных выше недостатков, связанных с обычными концевыми крылышками, может быть реально восполнен и облегчен настоящим изобретением, которое обеспечивает систему концевых крылышек для крыла летательного аппарата, причем данная система концевых крылышек содержит верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко, закрепленные на законцовке крыла. Нижнее концевое крылышко может иметь статическое положение, когда крыло подвергнуто статической нагрузке при стоянке на земле. Нижнее концевое крылышко может быть выполнено таким образом, чтобы отклонение крыла вверх при полетной нагрузке, приблизительно равной 1g, вызывало перемещение нижнего концевого крылышка из статического положения в полетное положение, образуя в результате относительное увеличение размаха крыла.

В настоящем описании также раскрыт летательный аппарат, имеющий пару крыльев, каждое из которых имеет законцовку крыла. Летательный аппарат может содержать верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко, установленные на каждой из законцовок крыла. Нижние концевые крылышки могут быть изготовлены с по размеру и ориентированы таким образом, что отклонение крыльев вверх при полетной нагрузке, приблизительно равной 1g, вызывает относительное увеличение размаха крыльев.

В дополнительном варианте реализации раскрыт способ улучшения летно-технических характеристик летательного аппарата, содержащий этап обеспечения верхнего концевого крылышка и нижнего концевого крылышка на крыле. Нижнее концевое крылышко может иметь статическое положение при действии на крыло статической нагрузки при стоянке на земле. Способ может дополнительно содержать отклонение крыла вверх при полетной нагрузке, приблизительно равной 1g. Кроме того, способ может содержать перемещение нижнего концевого крылышка из статического положения в полетное положение во время отклонения крыла вверх. Способ может также содержать порождение относительного увеличения размаха крыла при перемещении нижнего концевого крылышка из статического положения в полетное положение.

Система концевых крылышек может содержать верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко, установленные на крыле; причем нижнее концевое крылышко имеет статическое положение, когда крыло подвержено статической нагрузке при стоянке на земле; и нижнее концевое крылышко выполнено таким образом, что отклонение крыла вверх при полетной нагрузке, приблизительно равной 1g, вызывает перемещение нижнего концевого крылышка из статического положения в полетное положение, приводя в результате к относительному увеличению размаха крыла. Система концевых крылышек может содержать нижнее концевое крылышко, ориентированное на отрицательный угол поперечного V, составляющий не менее приблизительно 15 градусов при отклонении крыла вверх от действия полетной нагрузки, приблизительно равной 1g.

Верхнее концевое крылышко может быть ориентировано на положительный угол поперечного V, составляющий по меньшей мере приблизительно 60 градусов во время отклонения крыла вверх от действия полетной нагрузки, приблизительно равной 1g.

Система концевых крылышек может содержать нижнее концевое крылышко, имеющее центр давления; крыло, имеющее ось кручения крыла; и центр давления нижнего концевого крылышка, расположенный на задней части оси кручения крыла. Система концевых крылышек может содержать крыло, имеющее законцовку крыла, содержащую хорду законцовки крыла; верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко, каждое из которых имеет корневую хорду; и каждая их корневой хорды верхнего концевого крылышка и корневой хорды нижнего концевого крылышка имеет длину, составляющую по меньшей мере приблизительно 50 процентов хорды законцовки крыла. Каждая из корневой хорды верхнего концевого крылышка и корневой хорды нижнего концевого крылышка может иметь длину приблизительно от 60 до 100 процентов длины хорды законцовки крыла.

Система концевых крылышек может иметь по меньшей мере одно из верхнего концевого крылышка и нижнего концевого крылышка, которое имеет наплыв в корневой части по передней кромке, закрепленный в месте соединения законцовки крыла с соответствующим верхним концевым крылышком и нижним концевым крылышком. Нижнее концевое крылышко (может иметь длину, составляющую по меньшей мере приблизительно 50 процентов длины верхнего концевого крылышка. Верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко может иметь сужение, выраженное отношением концевой хорды к корневой хорде в диапазоне приблизительно от 0,15 до 0,50. Верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко может иметь угол стреловидности по передней кромке между приблизительно 20 и 70 градусами.

Крыло может иметь ось кручения крыла; верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко, имеющие объединенную площадь концевого крылышка и общий центр тяжести, расположенный с продольным смещением от оси кручения крыла; и верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко выполнены таким образом, чтобы продольное смещение было меньше продольного смещения центра тяжести одного верхнего концевого крылышка, имеющего площадь, по существу эквивалентную объединенной площади концевого крылышка, и имеющего угол стреловидности по передней кромке, по существу эквивалентный углу стреловидности по передней кромке верхнего концевого крылышка.

Один вариант реализации настоящего изобретения охватывает летательный аппарат, содержащий пару крыльев, имеющих законцовку крыла; и верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко, установленные на каждой из законцовок крыла; причем нижние концевые крылышки сформированы по размеру и ориентированы таким образом, чтобы отклонение крыльев вверх при полетной нагрузке, приблизительно равной 1g, вызывало относительное увеличение размаха крыла.

Способ улучшения летно-технических характеристик летательного аппарата может содержать этапы: обеспечения наличия верхнего концевого крылышка и нижнего концевого крылышка на крыле, причем нижнее концевое крылышко имеет статическое положение при воздействие на крыло статической нагрузки при стоянке на земле; отклонения крыла вверх при действии полетной нагрузки, приблизительно равной 1g; перемещения нижнего концевого крылышка из статического положения в полетное положение во время отклонения крыла вверх; и порождения относительного увеличения размаха крыла при перемещении нижнего концевого крылышка из статического положения в полетное положение. Способ может дополнительно содержать этапы: отклонения нижнего концевого крылышка вверх при полетной нагрузке, приблизительно равной 1g; и увеличения эффективного размаха крыла во время отклонения нижнего концевого крылышка вверх.

Для дополнительного улучшения летно-технических характеристик способ может содержать этап ориентирования нижнего концевого крылышка на отрицательный угол поперечного V, составляющий не менее приблизительно 15 градусов во время отклонения крыла вверх. Способ может дополнительно содержать этап: ориентирования верхнего концевого крылышка на положительный угол поперечного V, составляющий по меньшей мере приблизительно 60 градусов во время отклонения крыла вверх. Для улучшения летно-технических характеристик способ может дополнительно содержать этапы расположения нижнего концевого крылышка таким образом, чтобы центр давления находился на задней части оси кручения крыла; увеличения подъемной силы нижнего концевого (крылышка при нагрузке от порыва ветра; и проявления момента пикирования на законцовке крыла в ответ на увеличение подъемной силы нижнего концевого крылышка. Для повышения эффективности способ может дополнительно содержать этап разделения аэродинамической нагрузки на законцовке крыла между верхним концевым крылышком и нижним концевым крылышком, причем каждое из верхнего концевого крылышка и нижнего концевого крылышка имеет корневую хорду, имеющую длину, составляющую по меньшей мере приблизительно 50 процентов хорды законцовки крыла. Для повышения летных качеств способ может дополнительно содержать этап уменьшения паразитного сопротивления летательного аппарата путем использования наплыва в корневой части по передней кромке по меньшей мере на одном из верхнего концевого крылышка и нижнего концевого крылышка. Для улучшения аэродинамических характеристик способ может дополнительно содержать этапы обеспечения верхнего концевого крылышка и нижнего концевого крылышка с объединенной площадью концевого крылышка и совмещенным центром тяжести, который смещен в продольном направлении от оси кручения крыла; и снижения флаттера крыла посредством продольного смещения совмещенного центра тяжести на величину, меньшую, чем продольное смещение центра тяжести одного верхнего концевого крылышка, имеющего площадь, по существу эквивалентную объединенной площади концевого крылышка, и имеющего угол стреловидности по передней кромке, по существу эквивалентный углу стреловидности по передней кромке верхнего концевого крылышка.

Рассмотренные особенности, функции и преимущества могут быть достигнуты независимо друг от друга в различных вариантах реализации настоящего изобретения, либо могут быть объединены в других вариантах реализации, более подробная информация о которых может быть представлена в приведенном ниже описании со ссылкой на чертежи.

Краткое описание чертежей

Эти и другие особенности настоящего изобретения станут более понятными при совместном рассмотрении чертежей, на которых ссылочные номера указывают на соответствующие части и на которых:

На фиг.1 изображен вид в перспективе летательного аппарата, имеющего систему концевых крылышек, установленную на каждой законцовке крыльев;

На фиг.2 изображен вид спереди летательного аппарата, показывающий верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко, содержащиеся в системе концевых крылышек, установленной на каждой законцовке крыла;

На фиг.3 изображен вид сбоку одной из систем концевых крылышек, выполненный по линии 3 направления взгляда на фиг.2 и показывающий верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко, установленные на законцовке крыла;

На фиг.4 изображен вид в плане верхнего концевого крылышка, выполненный по линии 4 направления взгляда на фиг.3 и показывающий угол закручивания или отрицательную крутку, который необязательно может быть включен в верхнее концевое крылышко;

На фиг.5 изображен вид в плане нижнего концевого крылышка, выполненный по линии 5 направления взгляда на фиг.3 и показывающий угол закручивания, который необязательно может быть включен в нижнее концевое крылышко;

На фиг.6 изображен схематический вид спереди одного из крыльев в зажатой форме, в форме, отклоненной вниз от действия статической нагрузки при стоянке на земле, и в форме, отклоненной вверх от действия полетной нагрузки, равной 1g (например, нагрузка на крыло, равная 1g);

На фиг.7 изображен схематический вид относительных положений верхнего и нижнего концевых крылышек крыла в трех различных формах, показанных на фиг.6;

На фиг.8 изображен вид спереди летательного аппарата, показывающий перемещение нижнего концевого крылышка на каждой законцовке крыла из статического положения, при котором крыло подвергается статической нагрузке при стоянке на земле, в полетное положение, при котором крыло подвергается полетной нагрузке, приблизительно равной 1g, и дополнительно иллюстрирующий увеличение эффективного размаха крыла, происходящего в ответ на перемещение нижних концевых крылышек из статического положения в полетное положение;

На фиг.9 изображен вид сбоку варианта реализации одного верхнего концевого крылышка, имеющего центр тяжести, расположенный с продольным смещением от оси кручения крыла;

На фиг.10 изображен вид сбоку системы концевых крылышек, раскрытой в приведенном ниже описании, на котором объединение верхнего и нижнего концевого крылышка приводит в результате к образованию совмещенного центра тяжести, расположенного с уменьшенным продольным смещением до оси кручения относительно большего продольного смещения для единственного верхнего концевого крылышка, что предпочтительно минимизирует влияние инерционных воздействий системы концевых крылышек на флаттер крыла;

На фиг.11 изображен вид сбоку альтернативного варианта реализации системы концевых крылышек, в котором задние кромки верхнего концевого крылышка и нижнего концевого крылышка, в целом, совпадают с задней кромкой крыла;

На фиг.12 изображен вид сбоку дополнительного варианта реализации системы концевых крылышек, имеющей наплывы в корневой части по передней кромке в месте соединения законцовки крыла с каждым из верхнего концевого крылышка и нижнего концевого крылышка;

На фиг.13 изображен вид в перспективе варианта реализации системы концевых крылышек, показывающий центр давления нижнего концевого крылышка, расположенный позади оси кручения крыла вследствие относительно большого угла стреловидности нижнего концевого крылышка и ввиду относительно небольшого отрицательного угла поперечного V нижнего концевого крылышка;

На фиг.14 изображен вид сбоку системы концевых крылышек, выполненный по линии 14 направления взгляда на фиг.13 и показывающий момент пикирования, приложенный к концу крыла в ответ на увеличение подъемной силы нижнего концевого крылышка, вызванной нагрузкой от порыва ветра; и

На фиг.15 изображена блок-схема, имеющая по меньшей мере одну операцию, которая может содержаться в способе функционирования летательного аппарата.

Осуществление изобретения

Сейчас со ссылкой на чертежи, на которых изображения представлены с целью иллюстрации различных вариантов реализации настоящего изобретения, на фиг.1 показан вид в перспективе летательного аппарата 10, имеющего фюзеляж 12. Фюзеляж 12 может содержать пассажирский салон и кабину для летного экипажа. Фюзеляж 12 может проходить от носовой части в переднем конце 24 летательного аппарата 10 до хвостового оперения 18 в заднем конце 26 фюзеляжа 12. Хвостовое оперение 18 может содержать по меньшей мере одну поверхность хвостового оперения, такую как вертикальный стабилизатор 22 и/или горизонтальный стабилизатор 20 для управления летательным аппаратом 10. Кроме того, летательный аппарат 10 может содержать пару крыльев 50, по меньшей мере одно двигательное устройство 16 и переднюю и основную опору шасси 14 (фиг.2). Крылья 50 могут содержать по меньшей мере одну систему 98 концевых крылышек, раскрытую в настоящем описании. Каждая система 98 концевых крылышек может содержать верхнее концевое крылышко 100 и нижнее концевое крылышко 200 и может быть установлена на законцовке 56 крыла 50.

Следует отметить, что, хотя система 98 концевых крылышек представлена в настоящем описании в контексте пассажирского летательного аппарата 10 с неподвижным крылом, такого как летательный аппарат 10 с цилиндрическим фюзеляжем и крыльями, изображенный на фиг.1, любой из различных вариантов реализации системы 98 концевых крылышек может быть применен без ограничения к любому летательному аппарату любой конфигурации. Например, система 98 концевых крылышек может быть применена к любому гражданскому, коммерческому или военному летательному аппарату. Кроме того, варианты реализации системы 98 концевых крылышек, раскрытой в настоящем описании, могут быть применены к альтернативным конфигурациям летательного аппарата и не ограничиваются конфигураций летательного аппарата 10 с цилиндрическим фюзеляжем и крыльями, изображенного на фиг.1. Например, раскрытые варианты реализации могут быть применены к летательному аппарату смешенного типа крыло-корпус или летательному аппарату смешанного крыла.

Система 98 концевых крылышек может быть также применена к аэродинамическим поверхностям или несущим поверхностям, отличным от крыльев 50. Например, система 98 концевых крылышек может быть применена к носовому рулю, к рулевой поверхности, такой как горизонтальный стабилизатор, или к любой другой несущей поверхности, на которой необходимо снизить отрицательные воздействия индуктивного сопротивления и/или увеличить аэродинамическую характеристику. Предпочтительно верхние и нижние концевые крылышки 100, 200, раскрытые в настоящем описании, могут быть обеспечены относительно большими размерами с относительно длинными корневыми хордами и относительно высокими степенями стреловидности и/или конусности. Предпочтительно нижнее концевое крылышко 200 обеспечено относительно ограниченной величиной отрицательного угла поперечного V 224 (фиг.8), что приводит в результате к увеличению эффективного размаха 80 крыла (фиг.8) при аэроупругом отклонении крыльев 50 вверх, например, под действием полетной нагрузки 78, приблизительно равной 1g, (фиг.6) в течение крейсерского полета. Кроме того, нижнее концевое крылышко 200 также может быть выполнено с возможностью аэроупругого отклонения вверх под действием полетной нагрузки 78, приблизительно равной 1g, и которое может вызывать относительное увеличение 84 размаха крыла (фиг.7) и может способствовать увеличению эффективного размаха 80 (фиг.7) крыльев 50, как изображено на фиг.6-8 и более подробно раскрыто в приведенном ниже описании. Предпочтительно, посредством увеличения эффективного размаха 80 крыла вследствие отклонения крыла 50 вверх и/или вследствие отклонения нижнего концевого крылышка 200 вверх может быть улучшена аэродинамическая характеристика летательного аппарата 10.

На фиг.1 установка системы 98 концевых крылышек на летательном аппарате 10 может быть определена по отношению к системе координат, имеющей продольную ось 28, поперечную ось 30 и вертикальную ось 32. Продольная ось 28 может быть определена как проходящая по общему центру фюзеляжа 12 между передним концом 24 и задним концом 26. Поперечная ось 30 может быть ориентирована ортогонально по отношению к продольной оси 28 и может проходить, в общем, вдоль крыла 50 в наружные направления относительно центра фюзеляжа 12. Вертикальная ось 32 может быть ориентирована ортогонально по отношению к продольной оси и поперечной оси 28, 30. Каждое из крыльев 50 летательного аппарата 10, показанного на фиг.1, может проходить от корневой части 52 крыла, имеющей корневую хорду 54, до законцовки крыла 56, имеющей концевую хорду 58. Каждое крыло 50 может иметь верхнюю и нижнюю поверхности 64, 66 и может содержать переднюю кромку 60 крыла и заднюю кромку 62 крыла. В показанном варианте реализации передняя кромка 60 крыла может быть сформирована под углом 68 стреловидности крыла. Каждое крыло 50 может быть поднято на положительный угол поперечного V 70. Однако крылья 50, на которых могут быть установлены системы 98 концевых крылышек, могут быть обеспечены любой геометрической конфигурацией, и они не ограничены вышеописанной компоновкой для летательного аппарата 10, показанного на фиг.1.

На фиг.2 изображен вид спереди летательного аппарата 10, опертого на шасси 14, показывающий системы 98 концевых крылышек, установленные на законцовке 56 каждого крыла. Крылья 50 показаны в зажатой форме 74 (фиг.6), при которой крылья 50 относительно прямые и которая может возникнуть при стеснении крыльев 50 сборочным приспособлением в течение изготовления летательного аппарата 10. В одном примере зажатая форма (например, зажатая форма 74 на фиг.6) может быть определена в качестве равновесного состояния (например, разгруженное состояние) упругого элемента (например, крыло 50). Согласно более подробному описанию, приведенному ниже, при поддержке летательного аппарата 10 шасси 14, крылья 50, как правило, могут принимать немного отклоненную вниз форму под действием статической нагрузки 76 при стоянке на земле (фиг.6), обусловленной гравитационной силой, действующей на массу крыльев 50, силовые установки 16 и/или другие системы, переносимые крыльями 50.

Каждая законцовка 56 крыла может содержать систему 98 концевых крылышек, содержащую верхнее концевое крылышко 100 и нижнее концевое крылышко 200. Верхнее концевое крылышко 100 может иметь корневую часть 102 верхнего концевого крылышка, которая может быть прикреплена или иным образом соединена с крылом 50 в конце 56 крыла. Верхнее концевое крылышко 100 может проходить в виде относительно прямого элемента к концу 106 верхнего концевого крылышка. Аналогичным образом, нижнее концевое крылышко 200 может иметь корневую часть 202 нижнего концевого крылышка, которая может быть прикреплена к крылу 50 в законцовке 56 крыла. В варианте реализации корневая часть 202 нижнего концевого крылышка может пересекать или может быть соединена с корневой частью 102 верхнего концевого крылышка в законцовке 56 крыла. Нижнее концевое крылышко 200 может проходить как относительно прямой элемент к концу 206 нижнего концевого крылышка. Хотя верхнее концевое крылышко 100 и/или нижнее концевое крылышко 200 могут быть обеспечены в непрямой форме и могут содержать искривленные формы или оконтуренные формы, и дополнительно могут содержать сочетания прямых форм, искривленных форм и оконтуренных форм.

Верхнее концевое крылышко 100 может иметь длину 118 верхнего концевого крылышка (например, полуразмах), проходящую от корневой части 102 верхнего концевого крылышка до законцовки 106 верхнего концевого крылышка. В показанном варианте реализации длина 118 верхнего концевого крылышка может быть больше длинны 218 нижнего концевого крылышка 200. В одном варианте реализации нижнее концевое крылышко 200 может обладать длиной 218 нижнего концевого крылышка, представляющей по меньшей мере приблизительно 50 процентов длины 118 верхнего концевого крылышка 100. В дополнительном варианте реализации нижнее концевое крылышко 200 может иметь длину 218 нижнего концевого крылышка в диапазоне приблизительно от 50 до 80 процентов длины 118 верхнего концевого крылышка 100. В варианте реализации коммерческого транспортного летательного аппарата 10 верхнее концевое крылышко 100 может быть обеспечено длиной 118 верхнего концевого крылышка приблизительно от 50 до 150 дюймов. Например, верхнее концевое крылышко 100 может быть обеспечено длиной 118 от 90 до 110 дюймов. Длина 218 нижнего концевого крылышка может проходить от корневой части 202 нижнего концевого крылышка до законцовки 206 нижнего концевого крылышка и может составлять приблизительно от 30 до 100 дюймов. Например, нижнее концевое крылышко 200 может быть обеспечено длиной 218 от 50 до 70 дюймов. Хотя верхнее концевое крылышко 100 и нижнее концевое крылышко 200 могут быть обеспечены любой длиной и не ограничены диапазонами длин, упомянутыми в приведенном выше описании. Кроме того, не смотря на то, что на чертежах не показано, тем не менее, в одном варианте реализации может быть обеспечена система 98 концевых крылышек, в которой нижнее концевое крылышко 200 длиннее, чем верхнее концевое крылышко 100. Кроме того, по меньшей мере в одном варианте реализации нижнее концевое крылышко 100 может быть выполнено таким образом, что законцовка 206 нижнего концевого крылышка будет расположена приблизительно на пересечении границы 38 пролета ворот (фиг.6) и линии 42 просвета при тангаже и крене летательного аппарата (фиг.6), как раскрыто в приведенном ниже описании.

На фиг.3 показан вид сбоку системы 98 концевых крылышек, установленной на законцовке 56 крыла 50. Корневая часть 102 верхнего концевого крылышка присоединена к концу 56 крыла в месте 150 соединения верхнего концевого крылышка с крылом. Аналогичным образом, корневая часть 202 нижнего концевого крылышка соединена с законцовкой 56 крыла в месте 152 соединения нижнего концевого крылышка с крылом. Хотя на чертеже показана корневая часть 102 верхнего концевого крылышка и корневая часть 202 нижнего концевого крылышка, соответственно устанавливаемые на верхней и нижней частях законцовки 56 крыла, система 98 концевых крылышек может быть выполнена таким образом, что верхнее концевое крылышко 100 по меньшей мере частично будет пересекать нижнее концевое крылышко 200 в месте 154 соединения верхнего концевого крылышка и нижнего концевого крылышка. В этом отношении, корневая часть 102 верхнего концевого крылышка и корневая часть 202 нижнего концевого крылышка могут быть установлены на законцовке 56 крыла в любом вертикальном положении относительно друг друга. Кроме того, хотя на чертежах настоящего описания корневая часть 102 верхнего концевого крылышка и корневая часть 202 нижнего концевого крылышка 202 показаны как в основном выровненные друг с другом в месте соединения корневых частей 102, 202 верхнего и нижнего концевых крылышек с законцовкой 56 крыла, тем не менее, корневая часть 102 верхнего концевого крылышка может быть соединена с законцовкой 56 крыла таким образом, что корневая часть 102 верхнего концевого крылышка будет расположена впереди корневой части 202 нижнего концевого крылышка. В качестве альтернативы, корневая часть 202 нижнего концевого крылышка может быть соединена с законцовкой 56 крыла таким образом, что корневая часть 202 нижнего концевого крылышка будет расположена впереди корневой части 102 верхнего концевого крылышка. В этом отношении, корневая часть 102 верхнего концевого крылышка может быть соединена с законцовкой 56 крыла таким образом, что передняя кромка 112 верхнего концевого крылышка будет расположена впереди передней кромки 212 нижнего концевого крылышка, или наоборот. Аналогично, корневая часть 102 верхнего концевого крылышка может быть соединена с законцовкой крыла таким образом, что задняя кромка 112 верхнего концевого крылышка будет расположена впереди задней кромки 212 нижнего концевого крылышка, или наоборот.

Кроме того, хотя в настоящем описании корневая часть 102 верхнего концевого крылышка и корневая часть 202 нижнего концевого крылышка представлены как, в общем, выровненными друг с другом в поперечном направлении (например, по направлению, параллельном поперечной оси 30 на фиг.2), тем не менее, корневая часть 102 верхнего концевого крылышка (фиг.3) и корневая часть 202 нижнего концевого крылышке) (фиг.3) может быть соединена с законцовкой 56 крыла таким образом, что корневая часть 102 верхнего концевого крылышка расположена дальше наружу (например, дальше от корневой части 52 крыла - фиг.1), чем корневая часть 202 нижнего концевого крылышка. В качестве альтернативы, корневая часть 202 нижнего концевого крылышка может быть расположена дальше наружу, чем корневая часть 202 верхнего концевого крылышка. В этом отношении, законцовка 56 крыла может быть определен как самая крайняя часть, приблизительно равная, десяти (10) процентам длины крыла 50 от корневой части 52 крыла (фиг.1) до законцовки 56 крыла (фиг.1). Корневая часть 102 верхнего концевого крылышка и корневая часть 202 нижнего концевого крылышка не ограничены вариантом соединения с крылом 50 в крайнем наиболее удаленном от центра законцовки 56 крыла. Например, корневая часть 102 и корневая часть 202 верхнего и нижнего концевых крылышек 100, 200 могут быть соединены с крылом(крыльями) 50 в любом положении, таким образом, чтобы нижние концевые крылышки 200 (фиг.8) на противоположно-расположенных законцовках 56 крыльев (фиг.8) летательного аппарата 10 (фиг.8) определяли эффективный размах 82 крыла (фиг.8), когда крылья 50 находятся под полетной нагрузкой 78, приблизительно равной 1g (фиг.8). В варианте реализации корневая часть 102 верхнего концевого крылышка и/или корневая часть 202 нижнего концевого крылышка могут быть соединены с крылом 50 в любом положении от крайнего наиболее удаленного от центра законцовки 56 крыла до любого положения на самом крайнем участке, равном десяти (10) процентам длины крыла 50.

Согласно фиг.3 верхнее концевое крылышко 100 и нижнее концевое крылышко 200 могут быть выполнены стреловидными по направлению к хвостовой части и дополнительно могут быть выполнены с сужением, выраженным отношением концевой хорды 108, 208 к соответствующей корневой хорде 104, 204. В варианте реализации сужение верхнего концевого крылышка 100 и/или нижнего концевого крылышка 200 может находиться в диапазоне приблизительно от 0,15 до 0,50. Например, сужение верхнего концевого крылышка 100 и/или нижнего концевого крылышка 200 может находиться в диапазоне приблизительно от 0,20 до 0,25. Однако верхнее концевое крылышко 100 и/или нижнее концевое крылышко 200 может быть выполнено с сужением, которое находится за пределами диапазона от 0,15 до 0,50 и может быть выбрано в сочетании с углом 122 закручивания или отрицательной круткой, который опционально может быть учтен в верхнем концевом крылышке 100 и/или нижнем концевом крылышке 200, что раскрыто в приведенном ниже описании, для) обеспечения необходимого распределения нагрузки.

Каждое из верхнего концевого крылышка 100 и нижнего концевого крылышка 200 имеет переднюю кромку 110, 210 и заднюю кромку 112, 212. В одном варианте реализации место пересечения передней кромки 110 верхнего концевого крылышка и/или передней кромки 210 нижнего концевого крылышка с законцовкой 56 крыла может быть расположено позади передней кромки 60 крыла на законцовке 56 крыла, что может минимизировать срыв потока при определенных полетных условиях. В варианте реализации, показанном на фиг.3, верхнее и нижнее концевые о крылышки 100, 200 выполнены таким образом, что передняя кромка 110 верхнего концевого крылышка пересекает переднюю кромку 210 нижнего концевого крылышка в положении, которое находится позади передней кромки 60 крыла. Предполагается, что пересечение передней кромки 110 верхнего концевого крылышка и/или передней кромки 210 нижнего концевого крылышка с законцовкой 56 крыла, в общем, может быть совпадающим с передней кромкой 60 крыла или расположено приблизительно в передней кромке 60 крыла. Согласно варианту реализации по фиг.3 задняя кромка 112 верхнего концевого крылышка и/или задняя кромка 212 нижнего концевого крылышка могут соединяться или пересекать законцовку 56 крыла в положении, которое находится впереди задней кромки 62 крыла. Хотя задняя кромка 112 верхнего концевого крылышка и/или задняя кромка 212 нижнего концевого крылышка могут соединяться или пересекать законцовку 56 крыла в любом месте, которое не дальше задней кромки 62 крыла в направлении к хвостовой части.

Кроме того, могут быть обеспечены альтернативные варианты реализации системы 98 концевых крылышек, в которых задняя кромка 112 верхнего концевого крылышка и/или задняя кромка 212 нижнего концевого крылышка могут пересекать законцовку 56 крыла в положении, которое приблизительно совпадает с задней кромкой 62 крыла, или в положении, которое в целом находится позади задней кромки 62 крыла, как раскрыто в приведенном ниже описании. В любом варианте реализации, раскрытом в настоящем описании, система 98 концевых крылышек может быть выполнена таким образом, что корневая хорда 104 верхнего концевого крылышка и/или корневая хорда 204 нижнего концевого крылышка могут иметь большую длину, чем хорда 58 законцовки крыла. Кроме того, система 98 концевых крылышек может быть выполнена таким образом, что корневая хорда 104 верхнего концевого крылышка и/или корневая хорда 204 нижнего концевого крылышка могут иметь меньшую длину, чем хорда 58 законцовки крыла. В одном варианте реализации система 98 концевых крылышек может быть выполнена таким образом, что часть корневой хорды 104 верхнего концевого крылышка и/или корневой хорды 204 нижнего концевого крылышка проходит перед передней кромкой 60 крыла. Аналогичным образом, система концевых крылышек может быть выполнена таким образом, что часть корневой хорды 104 верхнего концевого крылышка и/или корневой хорды 204 нижнего концевого крылышка проходит позади задней кромки 62 крыла.

На фиг.3 каждое из верхнего концевого крылышка 100 и нижнего концевого крылышка 200 имеет корневую хорду 104, 204 в положении, в котором соответственно верхнее концевое крылышко 100 и нижнее концевое крылышко 200 соединяется с законцовкой 56 крыла. Законцовка 56 крыла имеет хорду 58 законцовки крыла. Система 98 концевых крылышек может быть выполнена таким образом, чтобы корневая хорда 104 верхнего концевого крылышка имела длину, которая составляет по меньшей мере приблизительно 50 процентов длины хорды 58 законцовки 1 крыла. Аналогичным образом, нижнее концевое крылышко 200 может быть выполнено таким образом, чтобы хорда корневой части 202 нижнего концевого крылышка имела длину, которая составляет по меньшей мере приблизительно 50 процентов длины хорды 58 законцовки крыла. В одном варианте реализации каждая из корневой хорды 104 верхнего концевого крылышка и/или корневой хорды 204 нижнего концевого крылышка может иметь длину в диапазоне приблизительно от 60 до 100 или более процентов длины хорды 58 законцовки крыла. Дополнительное паразитное сопротивление, которое может возникать в результате относительно длинной корневой хорды верхнего концевого крылышка 100 и/или нижнего концевого крылышка 200, может быть снижено посредством введения наплыва 138, 238 в корневой части по передней кромке (фиг.12) в месте 150 соединения верхнего концевого крылышка 100 с законцовкой 56 крыла и/или в месте 152 соединения нижнего концевого крылышка 200 с законцовкой 56 крыла.

Наплывы 138, 238 в корневой части по передней кромке могут минимизировать дополнительное паразитное сопротивление, создаваемое относительно длинными корневыми хордами 104, 204 верхнего и нижнего концевых крылышек в месте их соединения с законцовкой 56 крыла, как описано ниже, путем устранения необходимости удлинения корневых хорд 104, 204 верхнего и нижнего концевых крылышек по всей стороне до соответствующих законцовок 106, 206 верхнего и нижнего концевых крылышек. Предпочтительно, задание размеров верхнего концевого крылышка 100 и/или нижнего концевого крылышка 200 таким образом, что корневая хорда 104 верхнего концевого крылышка и/или корневая хорда 204 нижнего концевого крылышка имеет длину, равную по меньшей мере приблизительно 50 процентам длины хорды 58 законцовки крыла, обеспечивает возможность разделения аэродинамической нагрузки законцовки 56 крыла между верхним концевым крылышком 100 и нижним концевым крылышком 200 в отличие от компоновки, в которой для переноса всей аэродинамической нагрузки законцовки 56 крыла обеспечено одно верхнее концевое крылышко 280 (фиг.9).

В примере варианта реализации по фиг.3 для законцовки 56 крыла, имеющей коэффициент подъемной силы профиля 1,0 и в которой длина корневой хорды 104 верхнего концевого крылышка и длина корневой хорды 204 нижнего концевого крылышка по существу равны длине хорды 58 законцовки крыла, корневая часть 102 верхнего концевого крылышка принимает коэффициент подъемной силы профиля 0,5 и корневая часть 202 нижнего концевого крылышка принимает коэффициент подъемной силы профиля 0,5. В отличие от этого, в компоновке, в которой обеспечено одно верхнее концевое крылышко 280 (фиг.9) без нижнего концевого крылышка, указанное одно верхнее концевое крылышко 280 будет принимать полный коэффициент подъемной силы профиля, равный 1,0. Более высокий коэффициент подъемной силы профиля в корневой части одного верхнего концевого крылышка 280 может соответствовать большей склонности к срыву потока, который может возникнуть в течение крейсерского полета и/или при условиях большой подъемной силы. Такой срыв потока может давать в результате пониженную эффективность одного верхнего концевого крылышка 280 и может привести к вибрации или другим нежелательным характеристикам. Дополнительное преимущество комбинации верхних и нижних концевых крылышек 100, 200 по настоящему описанию вместо единственного верхнего концевого крылышка 280 заключается в том, что единственное верхнее концевое крылышко 280 может не обеспечить эффективного увеличения размаха крыла, так как кромка единственного верхнего концевого крылышка будет перемещаться внутрь (например, к закраине противостоящего верхнего концевого крылышка, установленного на противоположном крыле летательного аппарата), по мере отклонения крыльев вверх под действием нагрузки на крыло, равной 1g.

На фиг.4 изображен вид в плане верхнего концевого крылышка 100, установленного на законцовке 56 крыла. Передняя кромка 110 верхнего концевого крылышка может быть ориентирована под углом 114 стреловидности по передней кромке, принимающим значение приблизительно 20 и 70 градусов. Углы 114, 214 стреловидности на фиг.4-5 могут быть замерены относительно поперечной оси 30 (фиг.1) летательного аппарата 10 (фиг.1). Передняя кромка 110 верхнего концевого крылышка опционально может быть обеспечена углом 114 стреловидности по передней кромке, который принимает значения вне диапазона 20-70 градусов. На фиг.4 дополнительно изображен угол закручивания верхнего концевого крылышка 122 или отрицательная крутка, который опционально может быть введен в верхнее концевое крылышко 100. Угол 122 закручивания может быть введен в верхнее концевое крылышко 100 в качестве средства управления распределением нагрузки вдоль верхнего концевого крылышка 100. На фиг.4 угол 122 закручивания верхнего концевого крылышка в любой точке вдоль верхнего концевого крылышка 100 может быть определен по отношению к линии 105 отсчета угла нижней поверхности корневой хорды, который представляет собой угол наклона нижней поверхности корневой части 102 верхнего концевого крылышка. В одном варианте реализации верхнее концевое крылышко 100 может быть обеспечено углом 122 закручивания верхнего концевого крылышка, принимающим значение приблизительно до минус 7 градусов, при котором законцовка 106 верхнего концевого крылышка может быть ориентирован под большим отрицательным углом наклона, чем корневая часть 102 верхнего концевого крылышка. Например, верхнее концевое крылышко 100 может быть обеспечено углом 122 закручивания верхнего концевого крылышка, принимающим значение приблизительно от минус 3 до минус 5 градусов. Угол 122 закручивания верхнего концевого крылышка вдоль корневой части 102 верхнего концевого крылышка по отношению к законцовке 106 верхнего концевого крылышка может иметь постоянный коэффициент по длине верхнего концевого крылышка 118. Хотя угол 122 закручивания верхнего концевого крылышка может быть применен с изменяющимся коэффициентом по длине 118 верхнего концевого крылышка.

На фиг.5 изображен вид в плане нижнего концевого крылышка 200, установленного на законцовке 56 крыла. Передняя кромка 210 нижнего концевого крылышка может быть ориентирована под довольно большим углом 214 стреловидности по передней кромке в промежутке приблизительно 20 и 70 градусов, хотя угол 214 стреловидность по передней кромке может быть больше или меньше, чем указанный диапазон от 20 до 70 градусов. Предпочтительно, чтобы довольно большой угол 214 стреловидности по передней кромке нижнего концевого крылышка 200 обеспечивал скошенную конструкцию для нижнего концевого крылышка 200, на которой определено положение центра давления 230 (фиг.14), нижнего концевого крылышка 200 относительно далеко за осью 72 кручения (фиг.14) крыла 50. Согласно более подробному описанию, приведенному ниже, при определенных полетных условиях, например, в течение порыва 46 ветра (фиг.14), положение центра давления 230 нижнего концевого крылышка 200 в точке, которая расположена позади оси 72 кручения крыла 50, преимущественно вызывает момент 250 пикирования (фиг.14), который эффективно поворачивает законцовку 56 крыла в направлении пикирования вокруг оси 72 кручения (фиг.9) и на время уменьшает эффективный угол 48 атаки (фиг.14) в законцовке 56 крыла. Уменьшение эффективного угла 48 атаки в законцовке 56 крыла ведет к снижению изгибающей нагрузки, которая, в противном случае, была бы приложена к крылу 50.

Кроме того, довольно большой угол 214 стреловидности по передней кромке нижнего концевого крылышка 200 в сочетании с относительно толстым аэродинамическим профилем (не показан) передней кромки нижнего концевого крылышка 200 может привести к четко определенному устойчивому завихрению (не показано), развивающемуся на нижнем концевом крылышке 200 и которое может снизить склонность к срыву потока и вибрации в условиях низкой скорости и большой подъемной силы. Согласно приведенному выше описанию относительно верхнего концевого крылышка 100 угол 222 закручивания может быть обеспечен нижнему концевому крылышку 200. На фиг.5 угол 222 закручивания нижнего концевого крылышка в любой точке вдоль нижнего концевого крылышка 200 может быть определен относительно линии 205 начала отсчета угла нижней поверхности корневой хорды, которая представляет собой линию, представляющую угол наклона нижней поверхности корневой части 202 нижнего концевого крылышка. Нижнее концевое крылышко 200 может о быть обеспечено углом 222 закручивания, принимающим значение приблизительно до минус 7 градусов, например, угол 222 закручивания, приблизительно равный от минус 3 до минус 4 градусов, и который может обеспечить средство для управления распределением нагрузки вдоль нижнего концевого крылышка 200.

На фиг.6 изображен схематический вид спереди летательного аппарата 10, показывающий крыло 50 в одной из трех различных форм, представляющих ограничения, которые могут обуславливать размер и ориентацию верхних и нижних концевых крылышек 100, 200. Крыло 50 самолета показано сплошными линиями в зажатой форме 74, которая может представлять теоретическую форму крыла 50, когда оно сжато сборочным инструментом, таким как в течение изготовления летательного аппарата 10, согласно приведенному выше описанию. Крыло 50 также изображено пунктирными линиями в форме, отклоненной вниз от статической нагрузки 76 при стоянке на земле, которую крыло 50 может принимать, например, при парковке летательного аппарата 10 у ворот здания аэропорта. Такая форма крыла 50, обусловленная статической нагрузкой 76 при стоянке на земле, возникает в ответ на гравитационную силу, оказывающую влияние на массу крыльев 50, силовых установок 16 (фиг.1) и/или других систем. Кроме того, крыло 50 показано в форме, выгнутой вверх от полетной нагрузки 78, равной 1g (например, нагрузка 1g, действующая на крыло), которая может возникнуть, когда летательный аппарат 10 находится в горизонтальном полете на крейсерском режиме и подвержен аэродинамическим поднимающим нагрузкам.

На фиг.6 изображено оснащение или конфигурация системы 98 концевых крылышек на типичном летательном аппарате 10, у которого верхнее концевое крылышко 100 и нижнее концевое крылышко 200 расположены в максимально наружном положении, подверженном нескольким ограничениям. Например, летательный аппарат 10 опирается на неподвижную наземную поверхность 40, которая может представлять собой место стоянки в аэропорту (не показано), на котором может быть припаркован летательный аппарат 10 у выхода около терминала. Летательный аппарат 10 может быть подчинен пределу 38 пролета ворот, изображенному на фиг.6 вертикальной линией воображаемого контура. Граница 38 пролета ворот может представлять собой предопределенный предел. Например, граница пролета ворот может быть предопределена контролирующим органом как максимальный размах крыла летательного аппарата, который может безопасно эксплуатироваться в пределах или соответствовать геометрическим ограничениям местоположения ворот в здании аэропорта. Пределы 38 пролета ворот могут быть распределены по категориям в группы или коды на основании максимального размаха крыла. В этом отношении. Федеральное управление гражданской авиации (FAA) и Международная организация гражданской авиации (ICAO) категоризируют летательный аппарат как один из Групп I-VI (FAA) или как один из Кодов А-F (ICAO). Например, летательный аппарат Кода C имеет предел пролета ворот до 36 метров, но не включительно. В контексте настоящего описания летательный аппарат Кода C, имеющий систему 98 концевых крылышек, раскрытую в настоящем описании, был бы ограничен работой у ворот аэропорта, у которых эффективный размах 80 крыла (фиг.6) между наиболее удаленными точками на законцовках 206 нижних концевых крылышек составляет меньше, чем 36 метров при действии на крылья 50 статической нагрузки 76 при стоянке на земле.

На фиг.6 также изображена линия 42 просвета при тангаже и крене, которая представлена в виде наклонной линии, проходящей вверх от шасси 14, для обеспечения клиренса для крыльев 50 летательного аппарата 10 с тем, чтобы избежать удара кромки законцовки 56 крыла, например, е течение взлета и/или посадки. Верхнее концевое крылышко 100 и нижнее концевое крылышко 200 изготавливается по размеру и ориентируется таким образом, чтобы ни верхнее концевое крылышко 100, ни нижнее концевое крылышко 200 не нарушало (например, выходило за пределы) предела 38 пролет ворот. Верхнее концевое крылышко 100 и нижнее концевое крылышко 200 могут быть выполнены таким образом, чтобы законцовка 106 верхнего концевого крылышка и законцовка 206 нижнего концевого крылышка заканчивались приблизительно в одинаковом боковом положении у границы 38 пролета ворот, когда на крыло 50 действует статическая нагрузка 76 при стоянке. Нижнее концевое крылышко 200 также формируется с необходимыми размерами и ориентируется так, чтобы избежать нарушения линии 42 просвета при тангаже и крене. В одном варианте реализации нижнее концевое крылышко 200 может быть изготовлено с необходимым размером и выполнено таким образом, чтобы законцовка 206 нижнего концевого крылышка располагалась приблизительно на пересечении границы 38 пролета ворот и линии 42 просвета при тангаже и крене. Кроме того, на фиг.6 показано отклонение крыла 50 вверх от действия полетной нагрузки, приблизительно равной 1g, изображающее профиль крыла в течение крейсерского полета.

На фиг.7 поясняет абсолютное увеличение 86 размаха крыла, которое может быть обеспечено нижним концевым крылышком 200 по мере перехода крыла 50 из формы под статической нагрузкой 76 при стоянке на земле в форму под полетной нагрузкой 78, приблизительно равной 1g. На фиг.7 дополнительно изображено относительное увеличение 84 размаха нижнего концевого крылышка 200 относительно верхнего концевого крылышка 100. В варианте реализации нижнее концевое крылышко 200 может быть сформировано таким образом, чтобы отклонение крыла 50 вверх при действии полетной нагрузки 78, приблизительно равной 1g, вызывало переход нижнего концевого крылышка 200 из статического положения 240 в полетное положение 242, приводя в результате к относительному увеличению 84 размаха крыла 50. В варианте реализации по фиг.7 законцовка 106 верхнего концевого крылышка по существу может совпадать по вертикали с законцовкой 206 нижнего концевого крылышка, например, на границе 38 пролета ворот при действии на крыло 50 статической нагрузки 76 при стоянке. Относительное увеличение 84 размаха может быть определено как горизонтальное расстояние между законцовкой 106 верхнего концевого крылышка и законцовкой 206 нижнего концевого крылышка при полетном положении 242 нижнего концевого крылышка 200.

В одном варианте реализации также может быть обеспечена система 98 концевых крылышек, в которой законцовка 106 верхнего концевого крылышка не совпадает по вертикали (не показано) с законцовкой 206 нижнего концевого крылышка, когда на крыло 50 действует статическая нагрузка 76 при стоянке, таким образом, что относительное увеличение 84 размаха крыла представляет собой разность между горизонтальным расстоянием, образованным между законцовкой 106, 206 верхнего и нижнего концевого крылышка при статическом положении 240 нижнего концевого крылышка, и горизонтальным расстоянием, образованным между законцовкой 106, 206 верхнего и нижнего концевого крылышка при полетном положении 242 нижнего концевого крылышка 200. Предпочтительно, чтобы ориентация и задание размеров нижнему концевому крылышку 200 могли вызывать увеличение эффективного размаха 80 крыла во время отклонения крыла 50 вверх под действием полетной нагрузки 78, приблизительно равной 1g, по отношению к снижению эффективного размаха, которое произошло бы в случае использования одного верхнего концевого крылышка 280 (фиг.9), установленного на каждой из законцовок 56 крыла (фиг.8). Система 98 концевых крылышек, раскрытая в настоящем описании, также может быть сформирована таким образом, чтобы относительное увеличение 84 размаха крыла или увеличение эффективного размаха 80 крыла было обусловлено по меньшей мере частично аэроупругим изгибом или отклонением нижнего концевого крылышка 200 и/или возникало вследствие перемещения (например, вращение) нижнего концевого крылышка 200 в месте соединения корневой части нижнего концевого крылышка с законцовкой 56 крыла.

На фиг.8 представлен вид спереди летательного аппарата 10, изображающий нижнее концевое крылышко 200 на каждой законцовке 56 крыла, перешедшее из статического положения 240, в котором крыло 50 подвергнуто статической нагрузке 76 при стоянке на земле, в полетное положение 242, в котором крыло 50 подвергнуто полетной нагрузке 78, приблизительно равной 1g. Полетное положение 242 может возникать в результате перемещения вверх и наружу законцовки 206 нижнего концевого крылышка из статического положения 240 вдоль дуги, как показано на фиг.6. Кроме того, на фиг.8 показан эффективный размах 80 крыльев 50 в состоянии статической нагрузки 76 при стоянке на земле и эффективный размах 82 крыльев 50 в состоянии полетной нагрузки 78, приблизительно равной 1g. Увеличение размаха крыла происходит в ответ на перемещение нижних концевых крылышек 200 из статического положения 240 в полетное положение 242 вдоль дуги, показанной на фиг.6. Эффективный размах 82 крыла замеряется между наиболее удаленными частями законцовок 206 нижних концевых крылышек на противоположных законцовках 56 крыльев летательного аппарата 10.

Кроме того, на фиг.8 нижнее концевое крылышко 200 предпочтительно ориентировано на отрицательный угол поперечного V 224, составляющий приблизительно не менее 15 градусов, во время отклонения крыла 50 вверх под действием полетной нагрузки 78, приблизительно равной 1g. В дополнительном варианте реализации нижние концевые крылышки 200 могут быть сформированы таким образом, чтобы на отрицательный угол поперечного V 224 находился в диапазоне приблизительно от 15 до 30 градусов при действии на крыло 50 полетной нагрузки 78, приблизительно равной 1g. Хотя нижнее концевое крылышко 200 может быть ориентировано с любым отрицательным углом поперечного V 224 без ограничения. Верхнее концевое крылышко 100 может быть ориентировано на положительный угол поперечного V 124, составляющий по меньшей мере приблизительно 60 градусов во время отклонения крыла 50 вверх под действием полетной нагрузки 78, приблизительно равной 1g. Хотя верхнее концевое крылышко 100 может быть ориентировано с любым положительным углом поперечного V 124 без ограничения.

При рассмотрении фиг.9-10 одно верхнее концевое крылышко 280, показанное на фиг.9, обеспечено только для сравнения с системой 98 концевых крылышек по фиг.10. В этом отношении, одно верхнее концевое крылышко 280 не относится к варианту реализации системы 98 концевых крылышек, раскрытой в настоящем описании. Одно верхнее концевое крылышко 280, изображенное на фиг.9, устанавливается на законцовке 56, крыла и имеет площадь 290 концевого крылышка и центр тяжести 284, расположенный с относительно большим продольным смещением 286 и относительно большим радиальным смещением 288 от оси 72 кручения крыла 50. Одно верхнее концевое крылышко 280, представленное на фиг.9, имеет по существу одинаковую высоту 282 с общей высотой 252 верхнего концевого крылышка 100 и нижнего концевого крылышка 200 на фиг.10. Кроме того, на фиг.9 одно верхнее концевое крылышко 280 имеет 5 объединенную площадь 260 концевого крылышка из верхнего концевого крылышка 100 и нижнего концевого крылышка 200 на фиг.10 и имеет угол 292 стреловидности по передней кромке, который по существу эквивалентен углу 114 стреловидности верхнего концевого крылышка 100.

На фиг.10 показан вариант реализации системы 98 концевых крылышек, раскрытой в настоящем описании и имеющей верхнее концевое крылышко 100, обладающее центром тяжести 126, и нижнее концевое крылышко 200, обладающее центром тяжести 226. Верхнее концевое крылышко 100 и нижнее концевое крылышко 200 имеют общую высоту 252. Предпочтительно, чтобы верхнее концевое крылышко 100 и нижнее концевое крылышко 200 имели общую площадь концевого крылышка и совмещенный центр тяжести 254, который расположен с уменьшенным продольным смещением 256 и уменьшенным радиальным смещением 258 от оси 72 кручения крыла относительно продольного смещения 286 одного верхнего концевого крылышка 280 на фиг.9. Верхнее концевое крылышко 100 и нижнее концевое крылышко 200 на фиг.10 сформированы таким образом, чтобы продольное смещение 256 совмещенного центра тяжести 254 было меньше, чем продольное смещение 286 центра тяжести 284 верхнего концевого крылышка единственного верхнего концевого крылышка 280, показанного на фиг.9. Предпочтительно, чтобы уменьшенная величина продольного смещения 256 совмещенного центра тяжести 254 системы 98 концевых крылышек, раскрытой в настоящем описании применительно к фиг.10, могла обеспечить наиболее благоприятные флаттерные характеристики, чем единственное верхнее концевое крылышко 280, показанное на фиг.9. Например, система 98 концевых крылышек, раскрытая в отношении фиг.10, может минимизировать необходимость модификации или адаптации крыла 50, что может быть необходимым для одного верхнего концевого крылышка 280 по фиг.9, например, упрочнение структуры крыла 50 или добавление балластного веса (не показан) к передней кромке 60 крыла для нейтрализации инерционных воздействий одного верхнего концевого крылышка 280.

На фиг.11 показан альтернативный вариант реализации системы 98 концевых крылышек, в которой задние кромки 112, 212 верхнего концевого крылышка 100 и/или нижнего концевого крылышка 200 показаны в основном выровненными или совпадающими с задней кромкой 62 крыла. Однако верхнее концевое крылышко 100 и нижнее концевое крылышко 200 могут быть сформированы таким образом, чтобы задние кромки 112, 212 верхнего концевого крылышка 100 и/или нижнего концевого крылышка 200 могли пересекать законцовку 56 крыла в любом положении относительно задней кромки 62 крыла и могли выходить за заднюю кромку 62 крыла, как было указано в приведенном выше описании. Кроме того, верхнее концевое крылышко 100 и нижнее концевое крылышко 200 могут быть обеспечены обтекающими формами задней кромки (не показаны) для перехода верхнего концевого крылышка 100 или нижнего концевого крылышка 200 в законцовку 56 крыла и во избежание обрывистой формы или изменений формы, которые могут привести к увеличению сопротивления.

На фиг.12 показан дополнительный вариант реализации системы 98 концевых крылышек, в котором каждое верхнее концевое крылышко 100 и нижнее концевое крылышко 200 содержит наплывы 138, 238 в корневой части по передней кромке, закрепленные в месте соединения верхнего концевого крылышка 100 и нижнего концевого крылышка 200 с законцовкой 56 крыла. Наплывы 138, 238 по передней кромке могут быть расположены вблизи передних кромок 110, 210 верхнего и нижнего концевых крылышек 100, 200. Согласно приведенному выше описанию наплывы 138, 238 корневой части передней кромки могут обеспечивать дополнительную хорду на передних кромках 110, 210 верхнего и нижнего концевого крылышка с минимальным увеличением площади, что может минимизировать паразитное сопротивление летательного аппарата 10. Верхнее концевое крылышко 100 и/или нижнее концевое крылышко 200 может быть сформировано таким образом, чтобы соответствующая корневая хорда 104 верхнего концевого крылышка и корневая хорда 204 нижнего концевого крылышка имели длину, которая составляет по меньшей мере приблизительно 50 процентов длины хорды 58 законцовки крыла. Например, верхнее концевое крылышко 100 и/или нижнее концевое крылышко 200 может быть сформировано таким образом, чтобы соответствующая корневая хорда 104 верхнего концевого крылышка и корневая хорда 204 нижнего концевого крылышка находились в диапазоне приблизительно от 60 до 100 процентов или более длины хорды 58 законцовки крыла.

На Фиг.13-14 изображен вариант реализации системы 98 концевых крылышек, в котором нижнее концевое крылышко 200 ориентировано таким образом, что аэродинамический фокус давления 230 нижнего концевого крылышка 200 расположен с относительно большим плечом 234 момента от места пересечения оси 72 кручения крыла с законцовкой 56 крыла. В этом отношении, нижнее концевое крылышко 200,, обеспечено относительно большим углом 214 (фиг.5) стреловидности по передней кромке, который влечет расположение нижнего концевого крылышка 200 позади оси 72 кручения крыла. Например, на фиг.13 показан вариант реализации системы 98 концевых крылышек, в котором нижнее концевое крылышко 200 и верхнее концевое крылышко 100 расположены таким образом, что самая задняя точка 236 законцовки 206 нижнего концевого крылышка размещена позади самой задней точки 136 закраины 106 верхнего концевого крылышка.

На фиг.14 изображен порыв 46 ветра, воздействующий на крыло 50 и приводящий в результате к приращению увеличивающейся подъемной силы нижнего концевого крылышка 200 в течение порыва 46 ветра.

Вследствие относительно небольшого отрицательного угла поперечного V 224 (например, меньше, чем 30 градусов - фиг.8) нижнего концевого крылышка 200 при действии на крыло 50 полетной нагрузки 78, приблизительно равной 1g, нагрузка от порыва ветра приводит к увеличению подъемной силы 232 нижнего концевого крылышка 200, которая, в свою очередь, вызывает момент 250 пикирования на законцовке 56 крыла. Верхнее концевое крылышко 100 также может создавать увеличение подъемной силы 132 верхнего концевого крылышка в центре давления 130 верхнего концевого крылышка вследствие нагрузки от порыва ветра. Увеличение подъемной силы 132 верхнего концевого крылышка может быть приложено к относительно короткому плечу 134 момента, что может способствовать моменту 250 пикирования на законцовке 56 крыла. Однако величина увеличения подъемной силы 132 верхнего концевого крылышка может быть небольшой по отношению к увеличению подъемной силы 232 нижнего концевого крылышка вследствие довольно большого положительного угла поперечного V 124 (например, по меньшей мере 60 градусов - фиг.8) верхнего концевого крылышка 100 при действии на крыло 50 полетной нагрузки 78, приблизительно равной 1g.

На фиг.15 представлена блок-схема способа 300 функционирования летательного аппарата 10 или улучшения летных качеств летательного аппарата 10 с использованием системы 98 концевых крылышек, раскрытой в настоящем описании,

Этап 302 способа 300 может содержать обеспечение наличия верхнего концевого крылышка 100 и нижнего концевого крылышка 200 на крыле 50. Согласно фиг.7 нижнее концевое крылышко 200 имеет статическое положение 240 при действии на крыло 50 статической нагрузки 76 при стоянке. Согласно приведенному выше описанию крылья 50 могут принимать в основном выгнутую вниз форму под действием статической нагрузки 76 при стоянке на земле, обусловленной гравитационной силой, действующей на крылья 50 и прикрепленные структуры и системы.

Этап 304 способа 300 может содержать аэроупругое отклонение крыльев 50 (фиг.1) вверх. Например, крылья 50 могут быть отклонены вверх под действием на крыло установившейся нагрузки, приблизительно равной 1g, в течение крейсерского полета летательного аппарата 10. Степень возможного отклонения крыльев 50 может зависеть от гибкости крыльев 50. В этом отношении задание размеров и ориентация верхнего концевого крылышка 100 (фиг.1) и нижнего концевого крылышка 200 (фиг.1) могут быть основаны частично на степени вертикального отклонения законцовок 56 крыла (фиг.1) под действием нагрузки на крыло, приблизительно равной 1g.

Этап 306 способа 300 может содержать переход нижнего концевого крылышка 200 из статического положения 240 нижнего концевого крылышка 200 в полетное положение 242 нижнего концевого крылышка 200 во время отклонения крыла 50 вверх, как изображено на фиг.7. Отклонение крыла 50 вверх также может содержать аэроупругое отклонение вверх (не показано) нижнего концевого крылышка 200, которое может увеличивать эффективный размах нижнего концевого крылышка 200. Относительное увеличение 84 размаха или увеличение эффективного размаха 80 крыла также может быть обеспечено по меньшей мере частично перемещением (например, вращением) нижнего концевого крылышка 200 в месте соединения корневой части 202 нижнего концевого крылышка с законцовкой 56 крыла.

Этап 308 способа 300 может содержать ориентирование нижнего концевого крылышка 200 (фиг.8) на отрицательный угол поперечного V 224 (фиг.8), составляющий приблизительно не менее 15 градусов во время отклонения крыла 50 (фиг.8) вверх от действия полетной нагрузки 78, приблизительно равной 1g (фиг.8). Например, нижнее концевое крылышко 200 может быть ориентировано на положительный угол поперечного V 224 между приблизительно 15 и 30 градусами при действии на крыло 50 полетной нагрузки 78, приблизительно равной 1g. Хотя нижнее концевое крылышко 200 может быть ориентировано на любой отрицательный угол поперечного V 224 без ограничения при действии на крыло 50 полетной нагрузки 78, приблизительно равной 1g.

Этап 310 способа 300 может содержать увеличение эффективного размаха 80 крыла 50 при перемещении нижнего концевого крылышка 200 из статического положения 240 (фиг.7) в полетное положение 242 (фиг.7). Например, на фиг.8 изображено крыло 50, имеющее эффективный размах 80 крыла при действии на крыло 50 статической нагрузки 76 при стоянке. На фиг.8 также изображен увеличенный эффективный размах 82 крыла 50 при действии на крыло 50 полетной нагрузки 78, приблизительно равной 1g.

Предпочтительно, чтобы увеличение эффективного размаха 80 крыла (фиг.8), обусловленное отклонением крыльев 50 вверх (фиг.8) и/или нижнего концевого крылышка 200 (фиг.8), приводило в результате к улучшению аэродинамической характеристике летательного аппарата 10 (фиг.8) вследствие снижения индуктивного сопротивления, обеспечиваемого верхним концевым крылышком 100 (фиг.8) и нижним концевым крылышком 200. Кроме того, система 98 концевых крылышек предпочтительно разбивает или делит аэродинамическую нагрузку на законцовке 56 крыла между верхним концевым крылышком 100 и нижним концевым крылышком 200. Вследствие того, что корневая хорда 104, 204 верхнего и нижнего концевого крылышка (фиг.3) длиннее, чем приблизительно 50 процентов хорды 58 законцовки крыла (фиг.3), деление или разбивка аэродинамической нагрузки на законцовке 56 крыла между верхним концевым крылышком 100 и нижним концевым крылышком 200 снижает вероятность срыва потока, например, при высоких углах атаки крыла 50.

Кроме того, относительно низкий отрицательный угол поперечного V 224 (фиг.8) нижнего концевого крылышка 200 обеспечивает пассивное средство для проявления момента 250 пикирования (фиг.14) на законцовке 56 крыла (фиг.8) в течение нагрузки от порыва ветра на крыле 50 (фиг.8) с преимуществом уменьшения изгиба крыла. Кроме того, согласно приведенному выше описанию относительно большой угол 214 стреловидности по передней кромке (фиг.5) нижнего концевого крылышка. 200 (фиг.5) может способствовать проявлению установившегося завихрения (не показано) на нижнем концевом крылышке 200, которое может снизить срыв потока и вибрацию в условиях низкой скорости и высокой подъемной силы. Кроме того, посредством введения верхнего концевого крылышка 100 и нижнего концевого крылышка 200 (фиг.10) в случае применения системы концевых крылышек вместо обеспечения одного верхнего концевого крылышка 280 (фиг.9), продольное смещение 256 (фиг.10) от совмещенного центра тяжести 254 до оси 72 кручения крыла (фиг.10) обеспечивает уменьшенный флаттер крыла от инерционных взаимодействий верхнего концевого крылышка 100 и нижнего концевого крылышка 200 по отношению к флаттеру крыла, вызванному большими инерционными воздействиями от более длинного продольного смещения одного верхнего концевого крылышка 280 (фиг.9) эквивалентной площади.

Дополнительные модификации и усовершенствования настоящего изобретения могут быть очевидны для специалистов в данной области техники. Таким образом, конкретная комбинация частей, раскрытая в настоящем описании, предназначена лишь для представления конкретных вариантов реализации настоящего изобретения и не для ограничения альтернативных вариантов реализации или устройств в пределах сущности и объема настоящего изобретения.

1. Система концевых крылышек, содержащая:

верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко, установленные на крыле;

причем нижнее концевое крылышко имеет статическое положение под действием на крыло статической нагрузки при нахождении на земле, причем нижнее концевое крылышко имеет такой размер и выполнено таким образом, что законцовка нижнего концевого крылышка расположена приблизительно на пересечении границы пролета ворот и линии просвета при тангаже и крене; и

нижнее концевое крылышко выполнено таким образом, что отклонение крыла вверх под действием полетной нагрузки, приблизительно равной 1g, вызывает перемещение нижнего концевого крылышка из статического положения в полетное положение, образуя в результате относительное увеличение размаха крыла.

2. Система концевых крылышек по п. 1, в которой:

нижнее концевое крылышко ориентировано на отрицательный угол поперечного V, составляющий не менее приблизительно 15 градусов во время отклонения крыла вверх при полетной нагрузке, приблизительно равной 1g.

3. Система концевых крылышек по п. 1, в которой:

верхнее концевое крылышко ориентировано на угол поперечного V, составляющий по меньшей мере приблизительно 60 градусов во время отклонения крыла вверх при полетной нагрузке, приблизительно равной 1g.

4. Система концевых крылышек по п. 1, в которой:

нижнее концевое крылышко имеет центр давления;

крыло имеет ось кручения крыла; и

центр давления нижнего концевого крылышка расположен позади оси кручения крыла.

5. Система концевых крылышек по п. 1, в которой:

крыло имеет законцовку крыла, содержащую хорду законцовки крыла;

каждое из верхнего концевого крылышка и нижнего концевого крылышка имеет корневую хорду; и

каждая из корневой хорды верхнего концевого крылышка и корневой хорды нижнего концевого крылышка имеет длину, представляющую по меньшей мере приблизительно 50 процентов хорды законцовки крыла.

6. Система концевых крылышек по п. 5, в которой:

каждая из корневой хорды верхнего концевого крылышка и корневой хорды нижнего концевого крылышка имеет длину, представляющую приблизительно от 60 до 100 процентов длины хорды законцовки крыла.

7. Система концевых крылышек по п. 1, в которой:

по меньшей мере одно из верхнего концевого крылышка и нижнего концевого крылышка имеет наплыв в корневой части по передней кромке, закрепленный в месте соединения законцовки крыла с соответствующим верхним концевым крылышком и нижним концевым крылышком.

8. Система концевых крылышек по п. 1, в которой:

нижнее концевое крылышко имеет длину, представляющую по меньшей мере приблизительно 50 процентов длины верхнего концевого крылышка.

9. Система концевых крылышек по п. 1, в которой:

каждое из верхнего концевого крылышка и нижнего концевого крылышка имеет сужение, выраженное отношением концевой хорды к корневой хорде, в диапазоне приблизительно от 0,15 до 0,50.

10. Система концевых крылышек по п. 1, в которой:

верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко имеет угол стреловидности по передней кромке между приблизительно 20 и 70 градусами.

11. Система концевых крылышек по п. 1, в которой:

крыло имеет ось кручения крыла;

верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко имеют объединенную площадь концевого крылышка и совмещенный центр тяжести, расположенный с продольным смещением от оси кручения крыла; и

верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко выполнены таким образом, чтобы продольное смещение было меньше продольного смещения центра тяжести одного верхнего концевого крылышка, имеющего площадь, по существу эквивалентную объединенной площади концевого крылышка, и имеющего угол стреловидности по передней кромке, по существу эквивалентный углу стреловидности по передней кромке верхнего концевого крылышка.

12. Летательный аппарат, содержащий:

пару крыльев, каждое из которых имеет законцовку крыла; и

верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко, установленные на каждой из законцовок крыла;

причем нижнее концевое крылышко имеет такой размер и выполнено таким образом, что законцовка нижнего концевого крылышка расположена приблизительно на пересечении границы пролета ворот и линии просвета при тангаже и крене, и

нижние концевые крылышки выполнены такого размера и ориентированы таким образом, что отклонение крыльев вверх при полетной нагрузке, приблизительно равной 1g, вызывает относительное увеличение размаха крыла.

13. Способ работы летательного аппарата, содержащий этапы:

обеспечения наличия верхнего концевого крылышка и нижнего концевого крылышка на крыле, причем нижнее концевое крылышко имеет статическое положение при воздействии на крыло статической нагрузки при нахождении на земле, причем нижнее концевое крылышко имеет такой размер и выполнено таким образом, что законцовка нижнего концевого крылышка расположена приблизительно на пересечении границы пролета ворот и линии просвета при тангаже и крене;

отклонения крыла вверх при действии полетной нагрузки, приблизительно равной 1g;

перемещения нижнего концевого крылышка из статического положения в полетное положение во время отклонения крыла вверх; и

инициирования относительного увеличения размаха крыла при перемещении нижнего концевого крылышка из статического положения в полетное положение.

14. Способ по п. 13, дополнительно содержащий этапы:

отклонения нижнего концевого крылышка вверх во время полетной нагрузки, приблизительно равной 1g; и

увеличения эффективного размаха крыла во время отклонения нижнего концевого крылышка вверх.

15. Способ по п. 13, дополнительно содержащий этап:

ориентирования нижнего концевого крылышка на отрицательный угол поперечного V, составляющий не менее приблизительно 15 градусов во время отклонения крыла вверх.

16. Способ по п. 13, дополнительно содержащий этап:

ориентирования верхнего концевого крылышка на угол поперечного V, составляющий по меньшей мере приблизительно 60 градусов во время отклонения крыла вверх.

17. Способ по п. 13, дополнительно содержащий этапы:

расположения нижнего концевого крылышка таким образом, что центр давления находится позади оси кручения крыла;

увеличения подъемной силы нижнего концевого крылышка при нагрузке от порыва ветра и

инициирования момента пикирования на законцовке крыла в ответ на увеличение подъемной силы нижнего концевого крылышка.

18. Способ по п. 17, дополнительно содержащий этап:

разделения аэродинамической нагрузки на законцовке крыла между верхним концевым крылышком и нижним концевым крылышком, причем каждое из верхнего концевого крылышка и нижнего концевого крылышка имеет корневую хорду, имеющую длину, представляющую по меньшей мере приблизительно 50 процентов хорды законцовки крыла.

19. Способ по п. 18, дополнительно содержащий этап:

уменьшения паразитного сопротивления летательного аппарата путем использования наплыва в корневой части по передней кромке по меньшей мере на одном из верхнего концевого крылышка и нижнего концевого крылышка.

20. Способ по п. 18, дополнительно содержащий этапы:

обеспечения наличия верхнего концевого крылышка и нижнего концевого крылышка с объединенной площадью концевого крылышка и совмещенным центром тяжести, который смещен в продольном направлении от оси кручения крыла; и

снижения флаттера крыла посредством продольного смещения совмещенного центра тяжести на величину, меньшую, чем продольное смещение центра тяжести одного верхнего концевого крылышка, имеющего площадь концевого крылышка, по существу эквивалентную объединенной площади концевого крылышка, и имеющего угол стреловидности по передней кромке, по существу эквивалентный углу стреловидности по передней кромке верхнего концевого крылышка.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к боевой авиации. Первый вариант штурмовика представляет вооруженный летательный аппарат, который имеет пушку, направленную в один бок под углом до +- 45 градусов по горизонтали.

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.

Сверхзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, крыло малого удлинения с наплывом большой стреловидности в корневой части, вертикальное оперение с рулем направления, силовую установку с воздухозаборником, элевоны.

Изобретение относится к области авиастроения. Концевая часть крыла самолета содержит концевой участок каркаса с прикрепленным к нему держателем напорного сопла, соединенного с расположенным между верхней и плоской нижней аэродинамическими поверхностями крыла газоходом, по обе стороны от которого выполнен расположенный вертикально/наклонно сквозной канал для прохода воздуха.

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°.

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.

Группа изобретений относится к области летательных аппаратов. Спироидный винглет представляет продолжение конца крыла в виде расположенной над ним несущей поверхности замкнутой формы. Несущая поверхность винглета выполнена постоянно сужающейся, с хордой на конце ее горизонтального участка, достигающей 30-50% хорды конца крыла. Передняя кромка горизонтальной части несущей поверхности винглета, расположенная позади оси жесткости крыла, имеет обратную стреловидность. Конец горизонтальной части винглета выполнен опирающимся на кессон крыла с помощью оснащенного расщепляющимся рулем направления киля, устанавливаемого по нормали к поверхности крыла и имеющего стреловидность и высоту от 70% до 100% размаха винглета. Концевой участок горизонтальной части винглета выполнен в виде цельноповоротной рулевой поверхности. Конец горизонтальной части винглета имеет в первом варианте прямую стреловидность, а во втором варианте обратную стреловидность. Группа изобретений направлена на повышение эффективности управления. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Система концевых крылышек для крыла летательного аппарата содержит верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко, установленные на законцовке крыла. Нижнее концевое крылышко имеет статическое положение, когда крыло подвержено действию статической нагрузке при стоянке на земле. Нижнее концевое крылышко выполнено таким образом, чтобы отклонение крыла вверх при полетной нагрузке, приблизительно равной 1g, вызывает перемещение нижнего концевого крылышка из статического положения в полетное положение, образуя в результате относительное увеличение размаха крыла. Летательный аппарат содержит систему концевых крылышек, которые расположены на пересечении границы пролета ворот и линии просвета при тангаже и крене. Способ работы летательного аппарата характеризуется перемещением крылышек. Группа изобретений направлена на снижение индуктивного сопротивления крыла. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 15 ил.

Наверх