ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2013 года по МПК B64C3/10 

Описание патента на изобретение RU2495787C1

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 крыла и соответствующему уменьшению индуктивного сопротивления.

Известна законцовка крыла, установленная в плоскости крыла и имеющая уступ по передней кромке (Патент РФ №2063365. Кл. В64С 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.

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

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.

Прототипом предлагаемого технического решения является 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 №2086467, кл. В64С 3/10, 10.08.1997 г.).

В качестве недостатков прототипа можно указать возникновение раннего срыва потока с хвостовой части законцовки от чрезмерной диффузорности схода профилей по верхней поверхности в следствии чего, был получен лишь незначительный положительный эффект.

Задачей и техническим результатом изобретения является создание законцовки крыла, обеспечивающей безотрывное обтекание законцовки, увеличение эффективного удлинения крыла и уменьшение сопротивления крыла и самолета в целом и, как следствие, повышение аэродинамического качество самолета как при дозвуковых, так и при околозвуковых скоростях полета.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что законцовка крыла летательного аппарата, выполненная с профилями увеличенной по сравнению с крылом кривизной, имеет корневой профиль 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.

На фиг.1 изображена схема законцовки крыла в плане;

на фиг.2 представлена схема обтекания предлагаемой законцовки и прототипа (вид сверху, сечение А-А);

на фиг.3 представлена средняя линия корневого профиля законцовки,

на фиг.4 представлена схема обтекания предлагаемой законцовки (вид в плане);

на фиг.5 распределение давления на законцовке;

на фиг.6 представлена картина изобар и поверхностных линий тока;

на фиг.7 приведены экспериментальные зависимости прироста максимального аэродинамического качества модели самолета по скорости для законцовки прототипа и предлагаемой законцовки.

Крыло самолета 1 имеет законцовку 2, выполненную сложной формы с изломом 3 по передней кромке 4, наплывом в корневой ее части 5 фиг.1, профили законцовки увеличенной по сравнению с крылом кривизной 6, (фиг.2). Корневой профиль законцовки имеет S-образную среднюю линию с участком отрицательной вогнутости 7 (фиг.3), изломный и концевой профили выполнены с положительной вогнутостью, обеспечивающий безотрывный сход потока 8 вместо срыва с хвостовой части 10 потока 9 в прототипе. Первый вихрь 11 (фиг.4), вызывающий скосы потока с внешней стороны до излома 3, а также вихри 12 (фиг.4), отсос потока 13 с концевой части крыла 14, возникающий от вихря 11.

Согласно фиг.4 устройство работает следующим образом. При обтекании крыла в его концевой части образуется вихрь 11, который до излома 3 вызывает благоприятный скос вверх потока с внешней стороны излома 3. Благодаря этому создается дополнительная подсасывающая сила на передней кромке законцовки 4, а прохождение вихря 11 над верхней поверхностью крыла создает отсос потока 13 и дополнительное разряжение. Эффективность отсоса потока 13 усиливается за счет появления вихрей 12, сбегающих с верхней кромки 15 хвостовой части 10 законцовки 2.

Кроме того, применение корневого профиля законцовки имеющего S-образную среднюю линию с участком отрицательной вогнутости длиной 20-70% хорды, уменьшает относительную толщину законцовки. Это позволяет затянуть возникновение сверхзвуковых зон и обеспечить безотрывное обтекание законцовки (фиг.5, 6) до больших скоростей полета М=0.82. В результате можно использовать изобретение на околозвуковых скоростях полета.

Были выполнены исследования в аэродинамической трубе на модели самолета с крылом большого удлинения. Результаты испытаний показали что, 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=0.7-0.84 переход от законцовки - прототипа к предлагаемой дал возможность увеличить максимальное аэродинамическое качество модели на ΔКмах≈0.2÷0.6 (фиг.7).

Установка законцовки позволила исключить неблагоприятное воздействие вызываемое концевым вихрем на обтекание концевой части крыла.

Использование предлагаемого изобретения позволит уменьшить сопротивление крыла и самолета в целом и, как следствие, повысить аэродинамическое качество самолета как на дозвуковых, так и на околозвуковых скоростях полета, что позволит обеспечить значительную экономию авиационного топлива.

Похожие патенты RU2495787C1

название год авторы номер документа
ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 2016
  • Болсуновский Анатолий Лонгенович
  • Бузоверя Николай Петрович
  • Брагин Николай Николаевич
  • Курилов Владимир Борисович
  • Сахарова Анна Игоревна
  • Скоморохов Сергей Иванович
  • Чернышев Иван Леонидович
RU2637233C1
ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА САМОЛЕТА 2000
  • Фролищев Б.Н.
RU2173655C1
КРЫЛО САМОЛЕТА 1994
  • Фролищев Б.Н.
  • Джамгаров С.Г.
  • Воробьев Ю.В.
RU2086467C1
КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 2016
  • Болсуновский Анатолий Лонгенович
  • Бузоверя Николай Петрович
  • Брагин Николай Николаевич
  • Герасимов Сергей Витальевич
  • Скоморохов Сергей Иванович
  • Чернышев Иван Леонидович
  • Янин Виталий Викторович
RU2645557C1
Крыло летательного аппарата 2018
  • Болсуновский Анатолий Лонгенович
  • Брагин Николай Николаевич
  • Пейгин Сергей Владимирович
RU2686784C1
Крыло летательного аппарата 2018
  • Болсуновский Анатолий Лонгенович
  • Брагин Николай Николаевич
  • Пейгин Сергей Владимирович
RU2679104C1
МНОГОЭЛЕМЕНТНАЯ ЗАКОНЦОВКА 1997
  • Корнушенко Александр Вячеславович
RU2118270C1
ВЫСОКОЭФФЕКТИВНОЕ СВЕРХЗВУКОВОЕ КРЫЛО С ЛАМИНАРНЫМ ПОТОКОМ 2007
  • Чэйз Джеймс Д.
  • Хендерсон Майкл
  • Стурдза Петер
RU2494008C2
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ И ПЛАНЕР ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 2017
  • Низов Сергей Николаевич
RU2667410C1
ЗАКОНЦОВКА НЕСУЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 1993
  • Фролищев Б.Н.
RU2063365C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 495 787 C1

Реферат патента 2013 года ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла летательного аппарата имеет корневой профиль, который выполнен 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. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества. 7 ил.

Формула изобретения RU 2 495 787 C1

Законцовка крыла летательного аппарата, выполненная с профилями увеличенной по сравнению с крылом кривизной, отличающаяся тем, что корневой профиль законцовки выполнен 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.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2013 года RU2495787C1

КРЫЛО САМОЛЕТА 1994
  • Фролищев Б.Н.
  • Джамгаров С.Г.
  • Воробьев Ю.В.
RU2086467C1
ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА САМОЛЕТА 2000
  • Фролищев Б.Н.
RU2173655C1
WO 2009155584 A1, 23.12.2009.

RU 2 495 787 C1

Авторы

Скоморохов Сергей Иванович

Болсуновский Анатолий Лонгенович

Бузоверя Николай Петрович

Губанова Мария Анатольевна

Брагин Николай Николаевич

Даты

2013-10-20Публикация

2012-04-26Подача