Законцовка крыла летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла самолета серповидной формы имеет переднюю и заднюю кромки, выполненные нелинейной формы, выпуклой по всей длине, состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной (f=0.005-0.02), меньшей относительной толщиной (c=5-15%) и большими отрицательными значениями углов крутки (ε=5-25%). Хвостовая часть законцовки выполнена с отклонением координаты вершины назад по потоку от задней кромки крыла на расстояние (0.5-0.7)bк, где bк - концевая хорда крыла. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества самолета и улучшение показателя топливной эффективности. 4 ил.

 

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

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

Известна законцовка крыла летательного аппарата, имеющая концевую шайбу, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце (Патент РФ №2525335, кл. В64С 5/08, 2014 г.). Принцип действия изобретения основан на том, что при обтекании потоком воздуха крыла происходит перетекание воздуха с нижней плоскости крыла на верхнюю, законцовка крыла летательного аппарата препятствует перетеканию потока воздуха и выравнивает давление на верхней и нижней плоскостях крыла, ослабляя мощный концевой вихрь, разбивая его на несколько вихрей меньшей интенсивности.

Известна 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 (Патент РФ №2575739, кл. В64С 3/58, 2016 г.). Показано, что происходит снижение лобового сопротивления и вихревого сопротивления за счет установки нижнего винглета.

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

Прототипом предлагаемого технического решения является законцовка крыла летательного аппарата, имеющая корневой профиль сечения, выполненный с S-образной средней линией и участком отрицательной вогнутости длиной 20-70% хорды. Изломный и концевой профили законцовки выполнены с положительной вогнутостью. Законцовка имеет наплыв в корневой части и излом по передней кромке (Патент РФ №2495787, кл. В64С 3/10).

В качестве недостатков прототипа можно указать неравномерное обтекание законцовки во всем диапазоне эксплуатационных чисел Маха M и менее благоприятную (бесскачковую) картину обтекания на трансзвуковых режимах полета (M=0.78-0.85).

Задачей и техническим результатом изобретения является повышение аэродинамического качества, несущих свойств летательного аппарата как при дозвуковых, так и при околозвуковых скоростях полета и, как следствие, снижение расхода топлива и уменьшение вредных выбросов в атмосферу.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что законцовка крыла летательного аппарата серповидной формы имеет переднюю и заднюю кромки, выполненные нелинейной формы, выпуклой по всей длине, состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной (f=0.005-0.02), уменьшенной относительной толщиной (с=5-15%) и большими отрицательными значениями углов крутки (ε=5-25%), хвостовая часть законцовки выполнена с отклонением координаты вершины назад по потоку от задней кромки крыла на расстояние (0.5-0.7)bк, где bк - концевая хорда крыла.

На фиг. 1 - схема законцовки крыла летательного аппарата серповидной формы в 2-х проекциях;

на фиг. 2 - типовые профили сечений конца крыла и корневого и концевого сечений законцовки;

на фиг. 3 - сравнение распределений давления (Cp) для законцовки прототипа и предлагаемой законцовки;

на фиг. 4 - зависимости прироста максимального аэродинамического качества модели самолета по скорости для законцовки-прототипа и предлагаемой законцовки.

Крыло самолета 1 имеет законцовку 2 серповидной формы, выполненную сложной формы с передней 3 и задней 4 кромками, выполненными нелинейной формы, выпуклой по всей длине, состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной (f=0.005-0.02), уменьшенной относительной толщиной (c=5-15%) и большими отрицательными значениями углов крутки (ε=5-25%) (фиг. 2), хвостовая часть 5 законцовки 2 выполнена с отклонением координаты вершины назад по потоку от задней кромки 6 крыла 1 на расстояние (0.5-0.7)bк, где bк - концевая хорда 7 крыла.

Устройство работает следующим образом. При обтекании крыла 1 в его концевой части образуется вихрь, который вызывает благоприятный скос потока, благодаря этому создается дополнительная подсасывающая сила на передней кромке 3 законцовки 2, а прохождение вихря над верхней поверхностью крыла создает отсос потока и дополнительное разрежение.

Применение предлагаемой законцовки позволило минимизировать неблагоприятное воздействие, вызываемое концевым вихрем, на обтекание концевой части крыла и перетекание потока с нижней поверхности крыла на верхнюю. Отклонение назад хвостовой части законцовки позволяет затянуть по скорости возникновение сверхзвуковых зон и использовать изобретение для обеспечения безотрывного обтекания концевой части крыла при больших значениях числа Маха М.

Поскольку в области законцовки обтекание носит весьма сложный характер с быстро меняющимся скосом потока по высоте, то для обеспечения более благоприятного распределения давления предложено использование предлагаемых профилей, дающих лучшие по сравнению с прототипом распределения давления (фиг. 3).

Был выполнен ряд расчетно-экспериментальных исследований, в том числе в аэродинамической трубе (АДТ), на модели самолета со стреловидным крылом большого удлинения без законцовки, с законцовкой-прототипом и с предлагаемой законцовкой. Результаты исследований показали, что предлагаемая законцовка по сравнению с прототипом позволяет увеличить максимальное аэродинамическое качество (фиг. 4) как на малых, так и на околозвуковых скоростях. При скорости потока, соответствующей числу M=0.7÷0.84, переход от законцовки-прототипа к предлагаемой законцовке дал возможность увеличить максимальное аэродинамическое качество модели на ΔKмах≈0.5÷1.

Использование предлагаемого изобретения позволит повысить аэродинамическое качество самолета как на дозвуковых, так и на околозвуковым скоростях полета, что позволит обеспечить экономию авиационного топлива (улучшить показатель топливной эффективности на 3-5%) и, как следствие, уменьшить вредные выбросы в атмосферу.

Законцовка крыла летательного аппарата серповидной формы, передняя и задняя кромки которой выполнены нелинейной формы, выпуклой по всей длине, отличающаяся тем, что состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной (f=0.005-0.02), меньшей относительной толщиной (с=5-15%) и большими отрицательными значениями углов крутки (ε=5-25%), хвостовая часть законцовки выполнена с отклонением координаты вершины назад по потоку от задней кромки крыла на расстояние (0.5-0.7)bк, где bк - концевая хорда крыла.



 

Похожие патенты:

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.

Группа изобретений относится к устройствам создания подъемной силы в вязкой текучей среде. Способ создания подъемной силы на поверхности заключается в создании разности давлений, действующих на противоположные стороны поверхности за счет увеличения циркуляции вязкой текучей среды вокруг нее.

Группа изобретений относится к авиации. Способ полета несущей поверхности на малых скоростях включает отклонение элемента механизации передней кромки несущей поверхности, выдвижение турбулизатора, подвижно присоединенного к элементу механизации передней кромки из щели в несущей поверхности и уборку турбулизатора под несущую поверхность в ответ на перемещение элемента механизации передней кромки в номинальное положение.

Летательный аппарат содержит аэродинамический элемент, источник сжатого воздуха, исполнительное устройство для струйного выдува воздуха и управляющее устройство.

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°.

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.

Способ распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура, сходящего в полете с крыла самолета, имеющего законцовку крыла, содержащую крылышко, установленное с возможностью перемещения на концевой части крыла, направляющее устройство и устройство приведения в действие, соединенное с крылышком для его перемещения в процессе работы относительно крыла.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах со стреловидным крылом, образованным по сверхкритическим профилям, и предкрылком в компоновке низкоплан при дозвуковой и околозвуковой скоростях полета.

Изобретение относится к области авиации. Крыло самолета выполнено в виде тонкой пластины, равномерной толщины по профилю, заостренной спереди.

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.

Летательный аппарат, содержащий фюзеляж, конфигурацию с Т-образным хвостовым оперением и высокое крыло, имеющее переднюю кромку, соединенную с верхней частью флюзеляжа, где высокое крыло содержит первую область, примыкающую к фюзеляжу, и вторую область, примыкающую к законцовке крыла, причем первая область примыкает ко второй области, и где на больших углах атаки срывной элемент и связанный с ним отдельный воздушный поток изолирован при помощи разрыва непрерывности на передней кромке крыла в пределах первой области и потока ниже Т-образного хвостового оперения таким образом, чтобы остаться в стороне от органов управления полетом, расположенных в пределах второй области и органов управления, относящихся к Т-образному хвостовому оперению. Крыло летательного аппарата содержит первую область возле корневой части крыла и вторую область возле законцовки крыла. Первая область и вторая область примыкают друг к другу по непрерывной границе. Разрыв непрерывности передней кромки выполнен с возможностью формирования на больших углах атаки аэродинамической перегородки по непрерывной границе, изолируя срывной элемент и связанный с ним отдельный воздушный поток в пределах первой области и потока ниже Т-образного хвостового оперения. Летательный аппарат характеризуется использованием крыла. Группа изобретений направлена на повышение сопротивляемости штопору посредством изоляции срывного элемента. 2 н. и 20 з.п. ф-лы, 6 ил.

Описаны способ и система аэро/гидродинамического регулирования потока ньютоновской текучей среды в радиальной турбомашине, которые с использованием конформного вихрегенератора обеспечивают возможность улучшения энергетической эффективности и возможность управления в различных точках в турбокомпрессоре или обрабатывающем устройстве для аэро/гидродинамической обработки потока ньютоновской текучей среды. 2 н. и 30 з.п. ф-лы, 21 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла самолета серповидной формы имеет переднюю и заднюю кромки, выполненные нелинейной формы, выпуклой по всей длине, состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной, меньшей относительной толщиной и большими отрицательными значениями углов крутки. Хвостовая часть законцовки выполнена с отклонением координаты вершины назад по потоку от задней кромки крыла на расстояние bк, где bк - концевая хорда крыла. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества самолета и улучшение показателя топливной эффективности. 4 ил.

Наверх