законцовка крыла летательного аппарата

Формула изобретения

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.

Описание изобретения к патенту

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 Кмах 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.