ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА САМОЛЕТА Российский патент 2001 года по МПК B64C3/10 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано на самолетах с дозвуковой и околозвуковой скоростями полета.

Известно, что сбегающие с концов крыла вихри приводят к возникновению индуктивного сопротивления, что обуславливает снижение 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 законцовки крыла в виде концевых "крылышек" (Житомирский Г.И. Конструкция самолета. - М. Машиностроение 1991 г., с. 94, рис. 2.68), которые за счет использования скосов потока с внешней стороны концевых вихрей снижают потери аэродинамического качества самолета.

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

Известна также законцовка крыла, установленная в плоскости крыла и имеющая уступ по передней кромке (патент РФ N 2063365, кл. B 64 C 3/10, 1993 г. ). Снижение потерь аэродинамического качества самолета в этом техническом решении осуществляется за счет создания дополнительной подсасывающей силы на передней кромке уступа, обтекаемого концевым вихрем.

Законцовки с уступом были использованы на самолете-амфибии Бе-200, в результате чего был снижен вес крыла, повышены характеристики по флаттеру, улучшены аэродинамические и летные характеристики самолета.

Однако на стреловидном крыле при больших околозвуковых скоростях потери аэродинамического качества становятся существенными, а такая законцовка - малоэффективной.

Известна законцовка крыла, выполненная 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 (патент РФ N 2086467, кл. B 64 C 3/10).

Однако из-за возникновения раннего срыва потока с хвостовой части законцовки от чрезмерной диффузорности схода профилей по верхней поверхности был получен лишь незначительный положительный эффект.

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

Технический результат достигается тем, что у законцовки крыла самолета, имеющей уступ по передней кромке и составленной из профилей увеличенной по сравнению с крылом кривизной и углами крутки, хвостовая часть выполнена конусообразной формы с удаленной назад вершиной от задней кромки крыла на расстояние (0,2 - 0,4) b_к, где b_к - концевая хорда крыла. Размер конусообразной формы хвостовой части законцовки и удаление назад ее вершины от задней кромки крыла связан с формой и толщиной концевого профиля и определяется из условия плавного безотрывного схода потока с конусообразной хвостовой ее части.

На фиг. 1 изображена законцовка крыла в плане; на фиг. 2 - схема обтекания профилей предлагаемой законцовки и прототипа; на фиг. 3 - схема обтекания (вид спереди); на фиг. 4 - то же (вид в плане); на фиг. 5 - распределение скосов потока перед передней кромкой уступа.

Как видно из фиг. 1 крыло 1 самолета имеет законцовку 2, выполненную с уступом 3 по передней кромке 4, профили увеличенной по сравнению с крылом кривизной 5 (фиг. 2) и углами крутки 6, хвостовую часть 7 конусообразной формы и удаленной назад вершиной 8 от задней кромки 9 крыла 1 на расстояние (0,2 - 0,4) b_к, где b_к - концевая хорда крыла. Показан безотрывный сход потока 10 вместо срыва потока 11 в прототипе (фиг. 2) с хвостовой конусообразной части 7, первый вихрь 12 (фиг. 3, 4, 5), вызывающий скосы потока 13 (фиг. 5) с внешней стороны до уступа 3, а также вихри 14 (фиг. 3, 4), отсос потока 15 (фиг. 4) с концевой части крыла, возникающий от вихри 12.

Устройство работает следующим образом. При обтекании крыла в его концевой части образуется вихрь 12, который до уступа 3 вызывает благоприятный скос вверх потока 13 с внешней стороны уступа. Благодаря этому создается дополнительная подсасывающая сила на передней кромке уступа 3, а прохождение вихря 12 над верхней поверхностью крыла создает отсос потока 15 и дополнительное разряжение. Эффективность отсоса потока 15 усиливается за счет появления вихрей 14, сбегающих с кромок конусообразной хвостовой части 7 законцовки 2.

Кроме того, конусообразная хвостовая часть уменьшает относительную толщину законцовки. Это позволяет затянуть по скорости возникновение сверхзвуковых зон и, таким образом, использовать изобретение на околозвуковых скоростях полета.

Исследования в аэродинамической трубе проводились на модели самолета с крылом стреловидностью 33^o, удлинением 9, сужением 4 и относительными толщинами 12 - 11 - 10%. Предлагаемая законцовка по сравнению с прототипом позволяет увеличить максимальное аэродинамическое качество как на малых, так и на околозвуковых скоростях. При скорости потока, соответствующей числу М = 0,84, переход от законцовки - прототипа к предлагаемой дал возможность увеличить максимальное аэродинамическое качество модели на Δ K_max = 0,2.

В случае использования предлагаемого изобретения на среднемагистральном пассажирском самолете при среднем годовом налете 3000 час и стоимости керосина 7840 руб. за тонну годовая экономия на один самолет составит примерно 6,0 млн. руб.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на самолетах с дозвуковой и околозвуковой скоростями полета. Законцовка крыла самолета имеет уступ по передней кромке. Законцовка крыла самолета составлена из профилей с увеличенной по сравнению с крылом кривизной и углами крутки. Хвостовая часть законцовки выполнена конусообразной формы с удаленной назад вершиной от задней кромки крыла на расстояние, равное (0,2 - 0,4)•b_к, где b_к - концевая хорда крыла. Технический результат реализации изобретения заключается в повышении аэродинамического качества самолета как при дозвуковых, так и при околозвуковых скоростях полета. 5 ил.

Законцовка крыла самолета, имеющая уступ по передней кромке и составленная из профилей с увеличенной по сравнению с крылом кривизной и углами крутки, отличающаяся тем, что хвостовая часть законцовки выполнена конусообразной формы с удаленной назад вершиной от задней кромки крыла на расстояние (0,2 - 0,4) • b_к, где b_к - концевая хорда крыла.