законцовка крыла летательного аппарата с генератором вихревого потока

Формула изобретения

1. Законцовка крыла летательного аппарата с генератором вихревого потока, включающая концевую часть крыла с установленным на ней генератором вихревого потока, противоположного по направлению вращения концевому вихрю, имеющим гондолу с входным устройством и соплом, отличающаяся тем, что концевая часть крыла выполнена с кожухом, простирающимся от гондолы до задней кромки крыла, выполненным с незамкнутым радиусным поперечным сечением, образующим продольный вырез с верхней и нижней кромками на своей внешней боковой поверхности, и закрепленным срединной своей частью на конце крыла, при этом в передней своей части кожух выполнен цилиндрическим и сопряженным с соплом гондолы, а в хвостовой части - сужающимся с открытым торцем.

2. Законцовка крыла летательного аппарата с генератором вихревого потока по п.1, отличающаяся тем, что кожух выполнен так, что в передней своей части в поперечном сечении верхняя кромка образует центральный угол на оси кожуха, равный 80110, а нижняя кромка -60-110 от горизонта соответственно.

3. Законцовка крыла летательного аппарата с генератором вихревого потока по п.1 или 2, отличающаяся тем, что вырез выполнен переменным по ширине вдоль концевой нервюры крыла.

4. Законцовка крыла летательного аппарата с генератором вихревого потока по п.1, или 2, или 3, отличающаяся тем, что кожух выполнен в хвостовой части с верхней кромкой, плавно сходящей к задней кромке крыла.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиации, к устройствам для изменения аэродинамических характеристик с помощью вихрей и может быть использовано в конструкции несущих поверхностей для повышения их несущих свойств и аэродинамического качества.

Уровень техники

Известна законцовка крыла летательного аппарата, представляющая собой концевую часть крыла с установленным на ней генератором вихревого потока, противоположного по направлению вращения концевому вихрю, имеющим гондолу с входным устройством и соплом, при этом гондола снабжена на своей поверхности заборными устройствами для отбора части набегающего потока воздуха и направления его вовнутрь с тангенциальной составляющей вектора скорости для закручивания внутреннего потока в направлении, противоположном вращению концевого вихря, возникающему у конца крыла, а концевая часть крыла снабжена продольными элементами, выполненными в виде верхней ограничительной поверхности, выступающей над крылом на высоту, равную примерно толщине профиля, и нижней направляющей поверхности, выступающую вниз от нижней поверхности крыла на примерно одну третью часть толщины профиля, взаимодействующих с вихревым потоком, создаваемым генератором (см. “Законцовка несущей поверхности летательного аппарата”, патент РФ 2116936 С1, 1998 г.).

Недостатком такой конструкции является то, что поток, перетекающий с нижней поверхности крыла на верхнюю, воздействует на вихревой поток от генератора под прямым углом, сминая его и создавая дополнительное сопротивление, снижающее эффективность законцовки. Кроме того, дополнительное сопротивление создают и заборные устройства. В результате снижается выигрыш в аэродинамическом качестве.

Известен концевой генератор вихря для аэродинамической несущей поверхности, содержащий пустотелую гондолу с высоким соотношением проходного сечения и миделя, снабженную входным устройством с диффузором, соплом и закручивающим устройством. Внутренняя поверхность диффузора выполнена с направляющими элементами, отклоняющими поток в тангенциальном направлении так, чтобы проходящий воздух через гондолу закручивался бы в направлении, противоположном направлению вращения концевого вихря (см. патент РФ 2148529, С1, 2000 г.).

При этом генератор вихря установлен на конце крыла.

Недостатком такой конструкции является дополнительное сопротивление, создаваемое при взаимодействии потока, перетекающего с нижней поверхности крыла на верхнюю с вихревым потоком от генератора, что снижает эффективность устройства.

Сущность изобретения

Задачей изобретения является создание такого концевого устройства крыла, которое позволило бы свести к минимуму вредное влияние возникающего концевого вихря на обтекание крыла и за счет этого повысить его несущие свойства, снизить сопротивление.

Кроме того, концевое устройство должно иметь минимальное собственное сопротивление с тем, чтобы обеспечить дальнейшее повышение аэродинамического качества крыла в целом.

Согласно изобретению поставленная цель достигается тем, что в законцовке крыла летательного аппарата, включающей концевую часть крыла с установленным на ней генератором вихревого потока противоположного по направлению вращения концевому вихрю, имеющей гондолу с входным устройством и соплом, концевая часть крыла выполнена с цилиндрическим кожухом с незамкнутым радиусным поперечным сечением, образующим продольный вырез с верхней и нижней кромками и а своей внешней боковой поверхности и закрепленным срединной своей частью на конце крыла, при этом, в передней своей части кожух выполнен сопряженным внутренней поверхностью с наружной поверхностью сопла, а в хвостовой части - с открытым торцом.

Кроме того, кожух выполнен так, что в поперечном сечении верхняя кромка образует центральный угол на оси кожуха, равный 80-110, вверх от горизонта, а нижняя кромка (-60) – (-110) вниз от горизонта.

Целесообразно генератор вихревого потока выполнять с направляющими элементами по окружности диффузора сопла, отклоняющими воздушный поток в тангенциальном направлении для создания вихревого потока.

Более того, в законцовке крыла кожух выполнен с вырезом переменным по ширине вдоль концевой нервюры крыла и с верхней кромкой, плавно сходящей к задней кромке крыла.

Выполненное в соответствии с изобретением концевое устройство крыла позволяет полностью компенсировать потери от концевого вихря и за счет улучшения потока на верхней поверхности, низкого собственного сопротивления повысить аэродинамическое качество всего крыла.

Изобретение поясняется чертежами, на которых:

фиг.1 показывает общий вид концевого устройства крыла летательного аппарата (л.а.), выполненного в соответствии с изобретением, при виде сбоку на конец крыла, с частичным вырывом в передней части гондолы по оси симметрии;

фиг.2. показывает разрез А-А фиг.1;

фиг.3 показывает сечение В-В фиг.1.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения.

Согласно изобретению концевое устройство крыла летательного аппарата выполнено следующим образом.

Устройство содержит генератор вихревого потока (см. фиг.1, 2, 3) и кожух 3, установленные на концевой части крыла 2 (на его концевой нервюре, выполненной силовой). Генератор вихревого потока выполнен в виде пустотелой гондолы 1 с предпочтительно круговой внутренней поверхностью и имеющей высокое соотношение площади проходного внутреннего сечения к площади ее миделя. Гондола содержит входное устройство и сопло. Входное устройство имеет воздухозаборник 4, служащий для обеспечения входа воздушного потока с минимальными потерями, и диффузор 5, служащий для выравнивания потока по сечению и восстановления давления. Диффузор 5 своей выходной частью сообщен с соплом 6. Гондола снабжена закручивающим устройством, выполненным в виде направляющих лопаток 7, установленных на внутренней поверхности по всей окружности диффузора 5. Лопатки 7 установлены под углом к продольной оси диффузора 5 и обеспечивают отклонение воздушного потока у поверхности диффузора в тангенциальном направлении, что приводит к закрутке воздушного потока, проходящего через гондолу, превращая его в вихревой.

При этом направление угла отклонения лопаток выбрано таким образом, чтобы проходящий поток закручивался бы в направлении, противоположном направлению вращения концевого вихря. Таким образом, установки лопаток 7 на правом и левом концах крыла должны быть зеркально отраженными.

Гондола может быть цельной или разъемной, выполнена из металла или композиционных материалов на основе существующих технологий и снабжена крепежными элементами для крепления ее к передней части концевой нервюры крыла.

Кожух 3 выполнен тонкостенной конструкции, простирающимся от гондолы до задней кромки крыла, вверх от верхней и вниз от нижней поверхностей крыла. В поперечном сечении кожух 3 имеет незамкнутый радиусный профиль, образующий продольный вырез с верхней 8 и нижней 9 кромками на своей внешней боковой поверхности. Срединной своей частью кожух 3 закреплен на концевой нервюре крыла крепежными элементами 10. В передней своей части кожух выполнен цилиндрическим и сопряженным с соплом гондолы, а в хвостовой части - сужающимся в виде поверхности вращения с криволинейной образующей и с открытым торцом. С наружной поверхности, примыкающей к крылу, кожух снабжен верхним зализом 11 и нижним зализом 12. Сопряжение кожуха 3 с соплом 6 выполнено так, что гондола 1 своей внешней поверхностью хвостовой части стыкуется с внутренней поверхностью кожуха 3.

Кожух 3 выполнен так, что в передней цилиндрической части в поперечном сечении верхняя кромка 8 образует центральный угол 13 на оси кожуха, равный 80-110, а нижняя кромка - центральный угол 14, равный (-60) – (-110) от горизонта соответственно. При этом большие значения углов выбираются при высокой интенсивности вихревого потока, создаваемого генератором, а меньшие значения углов - при низкой интенсивности вихревого потока. Кожух может быть выполненным из металла или композиционных материалов, предпочтительно трехслойной конструкции по известным технологиям.

Возможно выполнение выреза переменным по ширине вдоль концевой нервюры крыла, что достигается тем, что центральные углы кромок 8, 9 выполняются переменными вдоль хорды крыла. Так, целесообразно выполнение центрального угла 14 уменьшающимся к задней кромке крыла для большей защиты вихревого потока, создаваемого генератором, от потока, перетекающего с нижней поверхности крыла на верхнюю и создающего концевой вихрь.

Для уменьшения сопротивления целесообразно кожух выполнять в хвостовой части с верхней кромкой, плавно сходящей к задней кромке крыла. Законцовка крыла работает следующим образом.

При движении летательного аппарата набегающий поток 15, проходя через гондолу 1, превращается в вихревой поток 16, который при выходе из устройства взаимодействует с концевым вихрем крыла, уменьшая его интенсивность. Уменьшение интенсивности концевого вихря приводит к улучшению структуры воздушного потока над крылом, уменьшению скосов потока и в конечном итоге - к повышению несущих свойств крыла. При этом нижняя часть кожуха предохраняет вихревой поток от генератора от нежелательного воздействия потока с нижней поверхности крыла, а верхняя часть кожуха предохраняет поток на верхней поверхности крыла. Таким образом, уменьшается собственное сопротивление устройства. Все это вместе приводит к повышению аэродинамического качества крыла.