КРЫЛО САМОЛЕТА Российский патент 1997 года по МПК B64C3/10 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на самолетах различного назначения.

Известно, что сбегающие с концов крыла вихри приводят к возникновению индуктивного сопротивления и, таким образом, к снижению аэродинамического качества самолета.

На формирование и интенсивность концевых вихрей оказывает непосредственное влияние законцовка крыла, форма и положение которой может способствовать уменьшению концевых вихрей на определенных режимах полета.

Известны крылья, содержащие законцовки в виде концевых "крылышек" [1] которые за счет использования скосов потока с внешней стороны концевых вихрей снижают потери аэродинамического качества самолета.

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

Известно также крыло самолета, содержащее законцовку, установленную в плоскости крыла и имеющую уступ по передней кромке, в котором потери аэродинамического качества снижены за счет создания дополнительной подсасывающей силы в зоне передней кромки уступа, обтекаемого концевым вихрем [2]
Однако, на стреловидном крыле при больших околозвуковых скоростях эффективность устройства мала, а потери аэродинамического качества - существенны.

Задачей изобретения является повышение аэродинамического качества самолета, как при дозвуковых, так и при околозвуковых скоростях полета.

Решение технической задачи достигается тем, что крыло самолета содержит законцовку, установленную в плоскости крыла и имеющую уступ по передней кромке. Причем, законцовка выполнена с профилями увеличенной по сравнению с крылом кривизной и углами крутки, торцевая кромка законцовки перед уступом выполнена острой, плавно переходящей в тупую переднюю кромку законцовки за уступом смещена по верхнему контуру назад и расположена в диапазоне (60-80)% местной хорды законцовки.

Кроме того, острая торцевая кромка законцовки перед уступом в плане выполнена с прямолинейным участком.

На фиг.1 изображена законцовка крыла в плане; на фиг.2 то же, в сечениях законцовки до и после уступа; на фиг.3 схема обтекания (вид спереди); на фиг. 4 то же (вид в плане); на фиг 5 распределение скосов потока на законцовке.

Крыло самолета содержит законцовку 1, выполненную на крыле 2, носок 3 которого снабжен острой торцевой кромкой 4, расположенной перед уступом 5. Линия максимальных толщин 6 надхордовой части профилей 7 находится на (60-80)% На законцовке крыла показаны первый вихрь 8, вызывающий скосы потока 9 до уступа 5 и 10 после уступа 5, а также второй вихрь 11. Отсос потока с концевой части крыла и элерона происходит в направлениях 12 и 13, соответственно.

Устройство работает следующим образом. При обтекании крыла в его концевой части образуется вихрь 8, интенсивность которого из-за наличия острой торцевой кромки 4 перед уступом 5 высока. Данный вихрь до уступа 5 вызывает благоприятный скос вверх потока 10 с его внешней стороны, благодаря чему создается дополнительная подсасывающая сила на передней, скругленной кромке уступа и увеличиваются местные скорости потока, создавая дополнительное разрежение на верхней поверхности законцовки за уступом 5. Эффект отсоса потока с концевой части крыла и элерона (12 и 13) усиливает смещение назад линии максимальных толщин надхордовой части профилей 6 с (30-50)% до (60-80)% хорды законцовки. Кроме того, заднее расположение линии максимальных толщин надхордовой части профилей на законцовке позволяет "затянуть по скорости" возникновение сверхзвуковых зон и, таким образом, использовать изобретение на околозвуковых скоростях полета.

Исследование в аэродинамической трубе проводились на модели самолета с крылом стреловидностью 25 град. удлинением 8,5, сужением 3,5 и относительными толщинами 14-12-11%
Использование изобретения позволит повысить аэродинамическое качество самолета, обеспечивающее экономию авиационного топлива.

Использование: авиационная техника, самолеты различного назначения. Сущность изобретения: в крыле самолета, содержащем законцовку, установленную в плоскости крыла и имеющую уступ по передней кромке, законцовка выполнена с профилями увеличенной по сравнению с крылом кривизной и углами крутка, при этом торцевая кромка законцовки перед уступом выполнена острой, плавно переходящей в тупую переднюю кромку законцовки за уступом, а линия максимальных толщин надхордовой части профилей законцовки за уступом смещена по верхнему контуру назад и расположена в диапазоне (60-80)% местной хорды законцовки. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Крыло самолета, содержащее законцовку, установленную в плоскости крыла и имеющую уступ по передней кромке, отличающееся тем, что законцовка выполнена с профилями увеличенной по сравнению с крылом кривизной и углами крутки, при этом торцевая кромка законцовки перед уступом выполнена острой, плавно переходящей в тупую переднюю кромку законцовки за уступом, а линия максимальных толщин надхордовой части профилей законцовки за уступом смещена по верхнему контуру назад и расположена в диапазоне 60 80% местной хорды законцовки. 2. Крыло по п.1, отличающееся тем, что острая торцевая кромка законцовки перед уступом в плане выполнена с прямолинейным участком.