законцовка крыла летательного аппарата

Формула изобретения

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, при этом задняя кромка упомянутой дополнительной аэродинамической стреловидной поверхности совмещена с задней кромкой концевой шайбы, носок расположен на передней кромке концевой шайбы ниже уровня задней кромки, а стреловидность составляет 60-85°, отличающаяся тем, что законцовка крыла снабжена аэродинамической поверхностью, сопряженной с концевой шайбой, снабженной соответствующей дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения, с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны аэродинамической поверхности на ее конце, при этом задняя кромка дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой аэродинамической поверхности, носок расположен на передней кромке аэродинамической поверхности ниже уровня задней кромки, а стреловидность составляет 60-85°, причем угол между концевой шайбой и аэродинамической поверхностью составляет 175-180°, а законцовка крыла установлена под углом 2-3° по отношению к концевой хорде крыла.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано на концах крыльев магистральных воздушных судов.

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 RU № 2264328, 20.11.2005 г. Бюл. № 32].

Однако существующая законцовка крыла, имеющая концевую шайбу, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце, при этом задняя кромка дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой концевой шайбы, носок расположен на передней кромке концевой шайбы ниже уровня задней кромки, а стреловидность составляет 60-85°, не способствует максимальному повышению аэродинамической эффективности. При обтекании потоком воздуха крыла происходит перетекание воздуха с нижней плоскости крыла на верхнюю, законцовка препятствует перетеканию потока воздуха и выравнивает давление на верхней и нижней плоскости крыла, ослабляя мощный концевой вихрь, но использование только концевой шайбы не способствует эффективному ослаблению концевого вихря. Поэтому аэродинамическая эффективность известной законцовки крыла недостаточна.

Технической задачей изобретения является повышение аэродинамической эффективности законцовки крыла с концевой шайбой, снабженной дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце.

Поставленная техническая задача достигается тем, что законцовка крыла летательного аппарата, имеющая концевую шайбу, снабжена дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце, при этом задняя кромка дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой концевой шайбы, носок расположен на передней кромке концевой шайбы ниже уровня задней кромки, а стреловидность составляет 60-85°, имеющая аэродинамическую поверхностью, сопряженную с концевой шайбой, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения, с острой передней кромкой, смонтированную с внешней стороны аэродинамической поверхности на ее конце, при этом задняя кромка дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой аэродинамической поверхности, носок расположен на передней кромке аэродинамической поверхности ниже уровня задней кромки, а стреловидность составляет 60-85°, причем угол между концевой шайбой и аэродинамической поверхностью составляет 175-180°, а законцовка крыла установлена под углом 2-3° по отношению к концевой хорде крыла.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 изображена законцовка с внешней стороны левого конца крыла; на фиг.2 показан вид А; на фиг.3 показан вид сверху предлагаемой законцовки; на фиг.4 показан вид Б.

Законцовка крыла летательного аппарата выполнена в следующем виде: концевая шайба 1, снабженная дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью 2 малого удлинения с острой передней кромкой 3, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы 1 на ее конце, при этом задняя кромка 4 дополнительной аэродинамической поверхности 2 совмещена с задней кромкой 5 концевой шайбы 1, носок 6 расположен на передней кромке 7 концевой шайбы 1 ниже уровня задней кромки 5, а стреловидность составляет =60-85°, имеющая аэродинамическую поверхность 8, сопряженную с концевой шайбой 1, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью 9 малого удлинения с острой передней кромкой 10, смонтированной с внешней стороны аэродинамической поверхности 8 на ее конце, при этом задняя кромка 11 дополнительной аэродинамической поверхности 9 совмещена с задней кромкой 12 аэродинамической поверхности 8, носок 13 расположен на передней кромке 14 аэродинамической поверхности 8, ниже уровня задней кромки 12, а стреловидность составляет =60-85°, причем угол между концевой шайбой 1 и аэродинамической поверхностью 8, составляет =175-180°, а законцовка крыла установлена под углом =2-3° по отношению к концевой хорде крыла b_k .

Работа законцовок крыла воздушного судна основывается на взаимодействии поля вертикальных скосов вблизи конца крыла. При обтекании потоком воздуха крыла происходит перетекание воздуха с нижней плоскости крыла на верхнюю, законцовка препятствует перетеканию потока воздуха и выравнивает давление на верхней и нижней плоскости крыла, ослабляя мощный концевой вихрь, разбивая его на несколько вихрей меньшей интенсивности. Диапазон углов в =175-180° способствует к нахождению концевой шайбы 1 и нижней вертикальной аэродинамической поверхности 8, в поле скосов потока, где индуктивные скорости на конце крыла близки к максимальным, а установка законцовки крыла в диапазоне углов =2-3° относительно концевой хорды крыла b_k способствует к нахождению в зоне горизонтальных скосов потока на повышенных углах атаки, что является одним из факторов повышения аэродинамической эффективности. При этом на концевой шайбе 1, снабженной дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью 2 малого удлинения с острой передней кромкой 3, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы 1, образуется поле вертикальных скосов, трансформирующееся в устойчивое вихревое течение с образованием конического вихря на передней кромке 3 дополнительной аэродинамической поверхности 2, установленной на концевой шайбе 1. На аэродинамической поверхности 8, снабженной дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью 9 малого удлинения, с острой передней кромкой 10, смонтированной с внешней стороны аэродинамической поверхности 8, также образуется поле вертикальных скосов, трансформирующееся в устойчивое вихревое течение с образованием конического вихря на передней кромке 10 дополнительной аэродинамической поверхности 9, установленной на аэродинамической поверхности 8. Вследствие чего снижается индуктивное сопротивление и увеличивается аэродинамическое качество.

Таким образом, предлагаемая законцовка позволяет обеспечить максимальный эффект от процесса перетекания потока воздуха во всей области эффективных значений. Это позволяет увеличить эффективный размах крыла, снижая индуктивное сопротивление, создаваемое срывающимся с конца стреловидного крыла вихрем, и, как следствие, увеличивая подъемную силу на конце крыла; увеличить эффективное удлинение крыла, почти не изменяя при этом его размах; позволяет улучшить топливную экономичность у воздушного судна либо дальность полета.