непланарная законцовка крыла для крыльев самолета и крыло, содержащее такую законцовку

Формула изобретения

1. Законцовка (W; W1, W2) крыла для крыла (Т; 10а, 10b), содержащая основание (Е1) и вершину (Е2), в которой локальный двугранный угол законцовки (W; W1, W2) крыла непрерывно увеличивается или уменьшается от основания (Е1) до вершины (Е2),

отличающаяся тем, что

- локальная стреловидность по задней кромке (50) непрерывно увеличивается в своем прохождении от основания (Е1) к вершине (Е2) законцовки (W; W1, W2) крыла, и

- локальная стреловидность по передней кромке (60) непрерывно увеличивается в прохождении передней кромки (60) от основания (Е1) до первой промежуточной точки (61а), непрерывно уменьшается от первой промежуточной точки (61а) до второй промежуточной точки (62а), и непрерывно увеличивается от второй промежуточной точки (62а) по меньшей мере до области перед вершиной (Е2) законцовки (W; W1, W2) крыла.

2. Законцовка (W; W1, W2) крыла по п.1, отличающаяся тем, что локальная стреловидность по передней кромке (60) непрерывно увеличивается от второй промежуточной точки (62а) до вершины (Е2) законцовки (W; W1, W2) крыла.

3. Законцовка (W; W1, W2) крыла по п.1, отличающаяся тем, что локальная стреловидность по передней кромке (60) непрерывно увеличивается от второй промежуточной точки (62а) до частичной области (В4) законцовки (W; W1, W2) крыла, которая простирается перед вершиной (Е2) и вдоль максимально крайних 8% длины законцовки (W; W1, W2) крыла, которая (длина) простирается в продольном направлении (L) между основанием (Е1) и вершиной (Е2).

4. Законцовка (W; W1, W2) крыла по п.1, отличающаяся тем, что увеличение или уменьшение локального двугранного угла законцовки (W; W1, W2) крыла выполнено таким образом, что угловая разница между локальным направлением (SW-W) по размаху на основании (Е1) и локальным направлением (SW-W) по размаху на вершине (Е2) составляет от 30 градусов до 90 градусов.

5. Законцовка (W; W1, W2) крыла по п.1, отличающаяся тем, что расстояние между основанием (Е1) и крайней точкой вершины (Е2) при рассмотрении в продольном направлении (L), которое простирается от основания (Е1) до вершины (Е2) законцовки (W; W1, W2) крыла, составляет от 20% до 80% локальной длины (WT) хорды профиля на основании (Е1), при этом расстояние между основанием (Е1) и крайней точкой вершины (Е2) определяется в локальном направлении (WD) толщины законцовки крыла локальной системы (KS-W) координат законцовки (W) крыла.

6. Законцовка (W; W1, W2) крыла по п.1, отличающаяся тем, что длина, которая простирается вдоль продольного направления (L) законцовки (W; W1, W2) крыла, первого участка, который расположен между основанием (Е1) и первой точкой (61а) поворота, составляет от 15% до 50% длины законцовки (W; W1, W2) крыла, которая (длина) простирается вдоль продольного направления (L).

7. Законцовка (W; W1, W2) крыла по п.1, отличающаяся тем, что длина, которая простирается вдоль продольного направления (L), второго участка (В2), который расположен между первой точкой (61а) поворота и второй точкой (62а) поворота, составляет от 5% до 30% длины законцовки (W; W1, W2) крыла.

8. Законцовка (W; W1, W2) крыла по п.1, отличающаяся тем, что длина, которая простирается вдоль продольного направления (L) законцовки (W; W1, W2) крыла, третьего участка (В3), который расположен между второй точкой (62а) поворота и вершиной (Е2), составляет от 15% до 70% длины законцовки (W; W1, W2) крыла.

9. Законцовка (W; W1, W2) крыла по п.1, отличающаяся тем, что передняя кромка (63) третьего участка (В3) сходится с задней кромкой на внешнем конце (Е2).

10. Крыло, содержащее законцовку (W; W1, W2) крыла по п.1.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к непланарной законцовке крыла для крыла самолета и к крылу, содержащему такую законцовку крыла.

Из уровня техники известны непланарные законцовки крыла, которые отличаются не только по своей геометрической форме, но по своим расчетным размерам.

Из DE 10117721 А1 известно удлинение на конце крыла для крыла, содержащее верхнюю поверхность и нижнюю поверхность, а также переднюю кромку и заднюю кромку, при этом геометрии указанных удлинений на конце крыла таковы, что между областью присоединения к крылу и концом удлинения на конце крыла получается непрерывное увеличение локального двугранного угла, непрерывное увеличение стреловидности как по передней кромке, так и по задней кромке, и непрерывное уменьшение длины хорды удлинения на конце крыла, и таковы, что удлинение на конце крыла соединяется с крылом в области соединения по существу непрерывным образом.

В литературе предлагается множество различных законцовок крыла или винглетов, которые, главным образом, предусмотрены для уменьшения аэродинамического сопротивления и, тем самым, для улучшения аэродинамических характеристик. Определение законцовок крыла может быть дано либо в рамках концепции совершенно нового самолета, либо в рамках установки такой законцовки крыла на уже существующий самолет. В последнем случае существующая геометрия крыла заменяется другой геометрией крыла. В обоих случаях при проектировании законцовки крыла получающийся в результате выигрыш по аэродинамическим характеристикам должен быть сопоставлен с обычно увеличенной конструкционной нагрузкой, что, зачастую упрощенным образом, оценивается посредством интегрального сгибающего момента корневой части (основания) крыла, и всеми вытекающими последствиями, связанными с весом самолета. Оценка различных законцовок может давать разные результаты на основе данного расчетного сценария и граничных условий.

Из общего уровня техники также известен так называемый щиток на конце крыла, который содержит две детали сходного размера, и который простирается вверх и вниз почти перпендикулярно крылу. Чтобы оптимизировать качество потока на крыле, реализованы законцовки крыла с непрерывными плавными переходами стреловидности и двугранного угла между внешней частью основного крыла, на которой расположена законцовка крыла, и законцовкой крыла.

Задача изобретения заключается в том, чтобы предложить законцовку крыла и крыло, содержащее такую законцовку крыла, посредством которой, по сравнению с известными законцовками крыла, может быть достигнуто улучшение аэродинамических характеристик крыла, на котором расположена законцовка крыла, и тем самым также усовершенствование в самолете в большем числе самолетов, которые различаются по своим размерам и спектру летных характеристик. Задача изобретения также заключается в том, чтобы предложить законцовку крыла и крыло, содержащее такую законцовку крыла, с помощью чего модернизация самолетов, размеры и/или спектр летных характеристик которых различаются, является возможной с предложенной законцовкой крыла для улучшения аэродинамических характеристик крыла и самолета, которое не требует модификаций или требует лишь незначительных модификаций крыла.

Эта задача решена посредством признаков независимых пунктов формулы изобретения. Другие варианты осуществления указаны в зависимых пунктах формулы, относящихся к указанным независимым пунктам.

Законцовка крыла согласно изобретению может быть, прежде всего, выполнена как отдельная деталь, которая присоединяется к внешней части основного крыла, и тем самым, без необходимых изменений или со сравнительно небольшими изменениями, и поэтому с относительно экономичными изменениями в конструкции крыла, достигается оптимальная аэродинамическая эффективность, например, при крейсерском полете.

С характеристиками законцовки крыла согласно изобретению достигается улучшение характеристик крыла, к которому присоединена законцовка крыла, как и улучшение характеристик всего самолета с крылом в целом. Конструкция законцовки крыла согласно изобретению позволяет интегрировать навигационный огонь вместе с застеклением для покрытия навигационного огня.

Кроме того, конструктивные варианты законцовки крыла согласно изобретению, когда указанная законцовка крыла присоединена как часть модернизации, позволяют удерживать на низком уровне дополнительную конструкционную нагрузку, которая действует на крыле, а с соответствующим подбором формы согласно изобретению к ситуации соответствующего отдельного случая уменьшить указанную конструкционную нагрузку так, что она является несущественной. Следовательно, законцовка крыла согласно изобретению особо подходит для модернизации крыла существующего самолета либо полностью, либо лишь с небольшими модификациями крыла.

В законцовках крыла, известных из уровня техники, вышеуказанное либо невозможно, либо возможно только в очень ограниченной степени, потому что эти законцовки, за исключением щитка на конце крыла, главным образом нацелены на достижение значительно большего уменьшения аэродинамического сопротивления, что обычно приводит к увеличению изгибающего момента корневой части (основания) крыла соответствующей величины. Если бы при условии, что это вообще возможно, известные из уровня техники законцовки крыла были выполнены в соответствии с указанными мерами, например, если нагрузка является нейтральной, или увеличение действующей на крыле конструкционной нагрузки было рассчитано на меньшую величину, то в известных законцовках крыла результатом этого были бы конструкции, например, относящиеся к геометрической высоте, которые дают недостаточное улучшение характеристик крыла, поэтому они были бы неэкономичными.

В отличие от этого с законцовкой крыла согласно изобретению эффекты улучшения аэродинамических характеристик крыла согласно изобретению также достигаются в связи с присоединением указанной законцовки крыла к крылу как части модернизации с относительно компактной конструкцией или коротким эффективным размахом законцовки крыла и/или низкой аэродинамической нагрузкой, создаваемой законцовкой крыла.

Согласно изобретению предусмотрена законцовка крыла для присоединения на крыле, которая содержит основание и вершину и имеет следующие определяющие характеристики:

- локальный двугранный угол законцовки крыла непрерывно увеличивается или уменьшается от основания к вершине,

- локальная стреловидность по задней кромке непрерывно увеличивается по мере ее прохождения от основания к вершине законцовки крыла,

- локальная стреловидность по передней кромке непрерывно увеличивается по мере прохождения передней кромки от основания к первой промежуточной точке, непрерывно уменьшается от первой промежуточной точки ко второй промежуточной точке, и непрерывно увеличивается от второй промежуточной точки по меньшей мере до области перед (внутри) вершиной законцовки крыла, если прохождение передней кромки рассматривать от основания к вершине.

Может быть предусмотрено, что локальная стреловидность по передней кромке непрерывно увеличивается от второй промежуточной точки к вершине законцовки крыла. В качестве альтернативы этому может быть предусмотрено, что стреловидность по передней кромке непрерывно увеличивается от второй промежуточной точки до частичной области законцовки крыла, которая простирается перед (внутри) вершиной и вдоль крайних максимально 8% длины законцовки крыла, которая простирается в продольном направлении между основанием и вершиной.

В одном примере изобретения предусмотрено, что увеличение или уменьшение локального двугранного угла законцовки крыла выполнено таким образом, что угловая разность между локальным направлением размаха на основании и локальным направлением размаха на вершине составляет от 30 градусов до 90 градусов.

В другом примере изобретения предусмотрено, что расстояние между основанием и крайней точкой вершины, при рассмотрении в продольном направлении, которое простирается от основания к вершине законцовки крыла, составляет 20% и 80% локальной длины хорды профиля на основании, в то время как расстояние между основанием и крайней точкой вершины (Е2) определяется в локальном направлении толщины законцовки крыла локальной системы координат законцовки крыла.

В качестве альтернативы или дополнения, один пример осуществления изобретения может предусматривать, что длина, которая простирается вдоль продольного направления законцовки крыла, первого участка, который расположен между основанием и первой точкой поворота, составляет от 15% до 50% длины законцовки крыла, которая простирается вдоль продольного направления.

В качестве альтернативы или дополнительно, пример осуществления изобретения может предусматривать, что длина, которая простирается вдоль продольного направления, второго участка, который расположен между первой точкой поворота и второй точкой поворота, составляет от 5% до 30% длины законцовки крыла.

В качестве альтернативы или дополнительно, пример осуществления изобретения может предусматривать, что длина, которая простирается вдоль продольного направления законцовки крыла, третьего участка, который расположен между второй точкой поворота и вершиной, составляет от 15% до 70% длины законцовки крыла.

Пример осуществления изобретения может предусматривать, что передняя кромка третьего участка сходится с задней кромкой на вершине.

Согласно еще одному аспекту изобретения предусмотрено крыло с законцовкой крыла согласно изобретению. Ниже примеры осуществления изобретения описаны со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых показано следующее:

Фиг.1: схематический вид в перспективе самолета с примерным конструктивным вариантом законцовки крыла согласно изобретению,

Фиг.2: схематический вид сбоку самолета с еще одним конструктивным примером законцовки крыла согласно изобретению,

Фиг.3: схематический вид сзади с одним конструктивным примером законцовки крыла согласно изобретению,

Фиг.4: схематический вид сверху первого конструктивного примера законцовки крыла согласно изобретению,

Фиг.5: схематический вид сверху второго конструктивного примера законцовки крыла согласно изобретению с крайней областью указанной законцовки крыла, выполненной альтернативным образом по сравнению с законцовкой крыла, показанной на фиг.4,

Фиг.6: схематический вид сбоку геометрии законцовки крыла.

На фигурах 1 и 2 показан примерный конструктивный вариант самолета F с двумя крыльями 10а, 10b, на каждом из которых может быть расположена законцовка W1, W2 крыла согласно изобретению. На фигурах 1 и 2 также показана система KS-F координат самолета. Каждое крыло 10а, 10b содержит по меньшей мере один элерон 11а или 11b. Факультативно, каждое крыло 10а, 10b может содержать множество спойлеров 12а или 12b, предкрылков 13а, 13b и/или закрылков 14а, 14b. На фиг.1 ссылочное обозначение имеют только некоторые из спойлеров 12а или 12b, предкрылков 13а, 13b и/или закрылков 14а, 14b. На фиг.1 также показана система координат, относящаяся к самолету F, с продольной осью Х самолета, поперечной осью Y самолета и вертикальной осью Z самолета. Кроме того, самолет F содержит вертикальное хвостовое оперение 20 по меньшей мере с одним рулем 21 направления. Факультативно, самолет F также может содержать горизонтальное оперение 24, которое содержит по меньшей мере один руль 25 высоты. Горизонтальное оперение 24 может быть также выполнено в виде Т-образного хвоста или крестообразного хвоста.

Самолет F согласно изобретению также может иметь форму, которая отличается от самолета F, показанного на фигурах 1 и 2. Например, самолет согласно изобретению также может быть монопланом с высоко расположенным крылом или самолетом типа «летающее крыло». Кроме того, самолет также может быть самолетом, который вместо горизонтального оперения содержит «утки».

На фигурах 3, 4, 5 и 6 показан один конструктивный пример законцовки W крыла согласно изобретению для правого крыла при рассмотрении в направлении полета или против продольной оси Х самолета. На фигурах 1 и 2 правая законцовка крыла обозначена как W1, в то время как на фигурах 3, 4, 5 и 6 она обозначена как W. На фигурах 3, 4, 5 и 6 также показаны система KS-F координат самолета и система KS-T координат крыла Т, на котором расположена законцовка W крыла.

Система KS-T координат крыла Т является локальной системой координат, которая включает в себя направление SW размаха, направление FT хорды крыла и направление FD толщины крыла. Согласно предлагаемому определению локальная система KS-T координат для крыла Т ориентирована таким образом, что локальное направление FT хорды крыла проходит параллельно оси Х системы KS-F координат самолета. Ориентация осей и расположение начала локальной системы KS-T координат крыла Т, прежде всего, кроме того, могут определяться на основе соответственно получающейся наименьшей площади поперечного сечения, которое получается в результате в каждой точке крыла Т, при этом началом локальной системы KS-T координат является центр тяжести поверхности, который получается относительно соответствующей площади поперечного сечения, и который расположен на указанной площади поперечного сечения, а локальное направление FD толщины крыла и локальное направление FT хорды крыла расположены на соответственно наименьшей площади поперечного сечения.

Согласно альтернативному предлагаемому определению локальная система KS-T координат для крыла Т ориентирована таким образом, что направление FT хорды крыла системы KS-T координат крыла Т простирается в направлении Х или продольном направлении системы KS-F координат самолета, а направление FD толщины крыла системы KS-T координат крыла Т простирается в направлении Z системы KS-F координат самолета или направлении вертикальной оси Z самолета F.

Относительно направления SW размаха крыла Т, на котором расположена законцовка крыла, законцовка W крыла содержит основание Е1 для образования соединения законцовки крыла, и вершину Е2, которая образует конец крыла и удлиняет крыло Т в направлении SW его размаха, начиная от крайней части крыла Т, к которой присоединена законцовка W крыла. Законцовка W крыла содержит заднюю кромку 50, переднюю кромку 60, верхнюю поверхность 70 и нижнюю поверхность 80, которые в каждом случае простираются между основанием Е1 и вершиной Е2.

Законцовка W крыла может быть присоединена непосредственно к крылу Т. При этой схеме смежные области или линии крыла Т и законцовки W крыла могут содержать кромку или излом.

Кроме того, законцовка W крыла может быть присоединена к крылу Т посредством области А сопряжения или перехода. При этой схеме верхняя поверхность А1 переходной области А с одной стороны примыкает к верхней поверхности Т1 крыла Т, а с другой стороны примыкает к верхней поверхности 70 законцовки W крыла, в то время как нижняя поверхность А2 переходной области А с одной стороны примыкает к нижней поверхности Т2 крыла Т, а с другой стороны примыкает к нижней поверхности 80 законцовки W крыла. В этом случае смежные области или линии, на сопряжении А смежно крылу Т и законцовке W крыла или в пределах сопряжения А, могут образовывать кромку или излом.

В показанных на фигурах 3, 4, 5 и 6 конструктивных примерах крыла Т с законцовкой W крыла согласно изобретению между крылом Т и законцовкой W крыла предусмотрена область А сопряжения или перехода. В этих конструктивных примерах область А перехода или переход между крылом Т и законцовкой W крыла и задняя кромка 50, передняя кромка 60, верхняя поверхность 70 и/или нижняя поверхность 80 выполнены с выполнением тангенциальной непрерывности, то есть без излома. Другими словами, крыло имеет прохождение с математически дифференцируемой формой кривой, в которой, как указано выше, касательные, которые в точке перехода получаются из противоположных направлений поверхностей крыла Т или законцовки W крыла, сходятся без угловой прерывности.

Прежде всего, переход от поверхности крыла Т к переходной области А и/или от поверхности переходной области А к законцовке W крыла может иметь форму с непрерывностью кривизны, то есть быть дважды математически дифференцируемым.

Согласно одному конструктивному примеру сопряжение или переходная область А и/или переход между крылом Т и законцовкой W крыла и, прежде всего, задняя кромка 50, передняя кромка 60, верхняя поверхность 70 и/или нижняя поверхность 80 содержит кромку или угол, так что эти позиции не являются частью свободного от излома и криволинейного участка, потому что в этих точках перехода соответствующие касательные крыла Т и законцовки W крыла встречаются друг с другом с угловой прерывностью относительно касательных, которые возникают из направлений, которые простираются противоположно друг другу.

Говоря в общем, для описания переходной области А, если последняя предусмотрена в варианте крыла согласно изобретению, также должно быть применено определение согласно изобретению локальной системы KS-T координат крыла.

Согласно еще одному примеру осуществления изобретения может быть предусмотрено, что крыло Т не содержит переходной области А с переходом от поверхности крыла Т к законцовке W крыла, выполняющим тангенциальную непрерывность (другими словами, дифференцируемым по меньшей мере один раз) или с непрерывностью кривизны.

В законцовке W, W1, W2 крыла согласно изобретению предусмотрено, что локальный двугранный угол законцовки W, W1, W2 крыла непрерывно увеличивается или уменьшается от основания Е1 к вершине Е2, другими словами, - в продольном направлении L законцовки W крыла. В случае увеличения двугранного угла в продольном направлении L законцовки W крыла законцовка W, W1, W2 крыла или его вершина Е2 направлена вверх, в то время как в случае уменьшения двугранного угла в продольном направлении L законцовки W крыла законцовка W, W1, W2 крыла или его вершина Е2 направлены вниз.

В этом контексте понятие «вверх», начиная от крыла Т, относится к направлению, которое указывает от верхней поверхности Т1 крыла Т, другими словами, - положительному направлению Z системы KS-F координат самолета или положительному направлению толщины крыла системы KS-T координат крыла.

Согласно одному конструктивному примеру законцовки W крыла верхняя поверхность и/или нижняя поверхность законцовки W крыла во всех направлениях вдоль соответствующей стороны может быть выполнена для обеспечения тангенциальной непрерывности или непрерывности кривизны. В одном конструктивном примере верхняя поверхность и/или нижняя поверхность законцовки W крыла также может содержать излом в одной или нескольких позициях, так что верхняя поверхность и/или нижняя поверхность являются/является по меньшей мере непрерывными/непрерывной по форме.

Локальный двугранный угол может относиться к базовой линии законцовки W крыла, которая простирается вдоль продольного направления L. При этой схеме локальный двугранный угол - это угол между касательной, простирающейся вдоль базовой линии в соответствующей точке, в которой определяется локальный двугранный угол, и фиксированной линией. Базовая линия может быть, прежде всего, определена соединительной линией центров тяжести площадей поперечного сечения законцовки W крыла, которые расположены в плоскости X-Z системы KS-F координат самолета. Фиксированная линия может быть, прежде всего, линией, которая проходит параллельно оси Y системы KS-F координат самолета.

Согласно изобретению продольное направление L может быть, прежде всего, идентично вышеуказанной базовой линии. В описании формы законцовки W крыла согласно изобретению делается ссылка на локальную систему KS-W координат, относящуюся к законцовке W крыла, которая локально образуется на точках прохождения продольного направления L законцовки W крыла.

Осями относящейся к законцовке W крыла локальной системы KS-W координат являются: локальное направление SW-W размаха, локальное направление WD толщины законцовки крыла, и локальное направление WT хорды законцовки крыла, которое проходит параллельно продольной оси Х системы KS-F координат самолета. Ориентация этих осей и начало локальной системы KS-W координат законцовки W крыла могут быть, прежде всего, определены далее на основе наименьшей площади поперечного сечения законцовки W крыла, которая получается в каждом случае в каждой точке законцовки W крыла, при этом начало локальной системы KS-W координат обеспечивается центром тяжести поверхности относительно соответствующей площади поперечного сечения и расположено на указанной площади поперечного сечения, а локальное направление WD толщины законцовки крыла и локальное направление WT хорды законцовки крыла расположены на соответствующей наименьшей площади поперечного сечения.

В этой схеме продольное направление L может быть соединительной линией центров тяжести поверхностей с наименьшими площадями поперечного сечения, на которых в каждом случае расположены локальное направление WD толщины законцовки крыла, а также локальное направление WT хорды законцовки крыла или локальное направление FD толщины крыла и локальное направление FT хорды крыла.

Согласно одному аспекту изобретения может быть, прежде всего, предусмотрено, что хорда законцовки крыла, которая проходит в локальном направлении WT хорды законцовки крыла, и толщина законцовки крыла, которая проходит в локальном направлении WD законцовки крыла, непрерывно уменьшаются вдоль продольного направления L законцовки крыла.

Согласно изобретению понятие «непрерывное» уменьшение или «непрерывное» увеличение детерминанта относится к детерминанту, другими словами, - в указанном выше примере к толщине законцовки крыла, монотонно уменьшающейся или увеличивающейся вдоль соответствующей релевантной базовой линии. В этой схеме ход увеличения или уменьшения детерминанта также может содержать излом.

Согласно еще одному определяющему признаку законцовки W согласно изобретению локальная стреловидность по задней кромке 50, также называемая стреловидностью по задней кромке, непрерывно увеличивается по ходу от основания Е1 до вершины Е2 или по меньшей мере до пространства или области перед (внутри) вершиной Е2. Следовательно, в виде сверху самолета F против направления Z, в результате увеличения стреловидности вдоль продольного направления L законцовки крыла задняя кромка 50 изгибается в такой степени, что угол между направлением задней кромки 50 и продольным направлением Х самолета непрерывно и монотонно уменьшается. В этой схеме прохождение задней кромки 50 является, прежде всего, дифференцируемым с математической точки зрения, так что задняя кромка 50 все более изгибается назад при рассмотрении в продольном направлении L законцовки крыла. Согласно одному конструктивному примеру законцовки W крыла прохождение задней кромки 50 может иметь форму, обеспечивающую тангенциальную непрерывность или непрерывность кривизны. В одном конструктивном примере задняя кромка 50 законцовки W крыла может также содержать излом в одной или нескольких положениях, так что задняя кромка 50 является по меньшей мере непрерывной.

Что касается конструкции законцовки W крыла, изобретение, кроме того, предусматривает, что стреловидность по передней кромке 60 непрерывно увеличивается в прохождении передней кромки 61 от основания Е1 до первой промежуточной точки 61а, уменьшается в прохождении передней кромки 62 от первой промежуточной точки 61а до второй промежуточной точки 62а и непрерывно увеличивается в прохождении передней кромки 63 от второй промежуточной точки 62а по меньшей мере до области перед (внутри) вершиной Е2 законцовки W, W1, W2 крыла, так что первая промежуточная точка 61а и вторая промежуточная точка 62а являются точками поворота прохождения передней кромки 60.

Согласно одному конструктивному примеру законцовки W крыла прохождение передней кромки 60 может иметь форму с тангенциальной непрерывностью или с непрерывностью кривизны. В еще одном конструктивном примере передняя кромка 60 законцовки W крыла также может содержать излом в одном или нескольких положениях, так что передняя кромка 60 является по меньшей мере непрерывной по форме.

В одном конструктивном примере законцовки W крыла согласно изобретению, который показан на фигуре 4, передняя кромка 63 на внешнем частичном участке В4 третьего участка ВЗ имеет такую форму, что передняя кромка 60 и задняя кромка 50 во внешней концевой точке сходятся в виде вершины Е2. Для этой цели может быть, прежде всего, предусмотрено, что локальная стреловидность по передней кромке 60 в прохождении передней кромки 64 вдоль продольного направления L от начальной точки 63а частичного участка 64 до вершины Е2 относительно углов локальной стреловидности в прохождении участка В3 перед частичным участком или частичной областью В4 увеличивается значительно более ярко выраженным образом, что приводит к большему уменьшению длины хорды профиля. Такой частичный участок В4 может, прежде всего, простираться вдоль продольного участка, который при рассмотрении в продольном направлении L охватывает длину от 3% до 8% общей длины законцовки W крыла.

Согласно еще одному примеру осуществления область, в которой, при рассмотрении в продольном направлении L, стреловидность по передней кромке 60 увеличивается, простирается только до частичной области В4, которая простирается максимально на 8% длины, которая проходит в продольном направлении L, законцовки W; W1, W2 крыла. Например, в частичной области В4 передняя кромка может проходить образом, отличным от предусмотренного согласно изобретению, в общем, до частичной области В4 в третьем участке ВЗ. Например, в частичной области В4 стреловидность по передней кромке 60 может увеличиваться снова. В другом конструктивном примере стреловидность остается постоянной в частичной области В4. Однако, в любом случае, при рассмотрении в продольном направлении L, стреловидность по передней кромке 60 увеличивается по меньшей мере до частичной области В4 перед вершиной Е2 законцовки W; W, W2 крыла, при этом область перед вершиной Е2 простирается максимально вдоль крайних 8% длины законцовки W; W1, W2 крыла, которая (длина) простирается в продольном направлении L. Однако согласно другому примеру осуществления изобретения может быть также предусмотрено, что область В4 не существует вообще, как это показано, например, на фигуре 5.

Посредством промежуточных точек 61а, 62а законцовка W крыла может быть разделена по размаху на три области В1, В2, В3, при этом граничные участки каждой области могут быть определены таким образом, что они простираются вдоль плоскости X-Z системы KS-F координат самолета (фигура 4) или вдоль локального направления WD толщины законцовки крыла и вдоль локального направления WT хорды законцовки крыла. Первая область В1 расположена между основанием Е1 и первой точкой 61а поворота, вторая область В2 расположена между первой точкой 61а поворота и второй точкой 62а поворота, а третья область ВЗ расположена между второй точкой 62а поворота и вершиной Е2.

Длина, которая простирается в продольном направлении L законцовки W; W1, W2 крыла, первого участка, который расположен между основанием Е1 и первой точкой 61а поворота, составляет от 15% до 50% длины, которая простирается в продольном направлении L законцовки W; W1, W2 крыла. Кроме того, длина, которая простирается в продольном направлении L, второго участка В2, который расположен между первой точкой 61а поворота и второй точкой 62а поворота, составляет от 5% до 30% длины законцовки W; W1, W2 крыла. Длина, которая простирается в продольном направлении L законцовки W; W1, W2 крыла, третьего участка В3, который расположен между второй точкой 62а поворота и вершиной Е2, составляет от 15% до 70% длины законцовки W; W1, W2 крыла.

На первом участке В1 стреловидность по передней кромке 60 увеличивается очень значительно до определенной точки возврата. В сочетании со значительно менее выраженным увеличением стреловидности по задней кромке, в этой области законцовки крыла таким образом получается сильное уменьшение длины хорды профиля. При последующем прохождении на втором участке В2 угол передней кромки снова слегка уменьшается до тех пор, пока, наконец, от следующей точки возврата он снова не начнет увеличиваться до внешнего участка законцовки крыла.

Прежде всего, предусмотренные согласно изобретению признаки прохождения передней кромки 60 и в этой схеме, прежде всего, изменение стреловидности в третьей области В3 обеспечивают возможности изменения в конструкции законцовки W крыла в целом, в результате чего может быть оказано влияние на аэродинамические эффекты, которые в этом контексте могут быть достигнуты в отношении крыла Т и самолета F. Посредством изменения или адаптации стреловидности по передней кромке 60, прежде всего, может быть предпринята адаптация прохождения длины хорды профиля вдоль продольного направления L для благоприятного выполнения расчетных граничных условий и аэродинамических требований. За счет изменения стреловидности по передней кромке согласно предлагаемому решению длина хорды профиля законцовки W крыла может быть изменена по размаху или вдоль его продольного направления L и может быть установлена на основе расчетных граничных условий и требований. Кроме того, за счет изменения или адаптации стреловидности по передней кромке 60, прежде всего, может быть достигнута адаптация размаха законцовки W крыла, и в сочетании с прохождением длины хорды профиля вдоль продольного направления L может быть также достигнута адаптация получающейся в результате поверхности законцовки W крыла. За счет выполнения двух точек 61а и 62а поворота в прохождении передней кромки 60 становится возможным устанавливать компоненты потока на законцовке W крыла в локальном направлении SW-W размаха законцовки крыла и локальном направлении WT хорды законцовки крыла для различных состояний потока с учетом расчетных граничных условий. Расчетные граничные условия могут, прежде всего, включать полную площадь законцовки W крыла, общий вес законцовки W крыла, коэффициент подъемной силы законцовки W крыла, и/или локальную нагрузку на поверхность в областях законцовки W крыла.

В этой схеме может быть, например, предусмотрено, что увеличение стреловидности по передней кромке 60 в третьей области ВЗ будет меньше по сравнению с увеличением стреловидности по передней кромке 60 в первой области В1. В этом примере может быть достигнуто увеличение размаха законцовки W крыла и уменьшение аэродинамического сопротивления крыла Т.

Один пример осуществления изобретения, который, например, показан на фигуре 5, предусматривает, что уменьшение длины хорды законцовки крыла происходит от самой большой величины или 100%-ной величины на основании Е1 до вершины области В3 до 5%-25% этой величины. В этой схеме вершина Е2 может образовывать кромку, которая может простираться так, чтобы иметь либо прямую, либо искривленную форму. Может быть также предусмотрено, что кромка 67 примыкает к передней кромке 60 третьего участка В3 за счет излома 68. Прежде всего, кромка 67 может простираться параллельно продольной оси Х самолета. Кроме того, конструкция согласно изобретению законцовки W крыла приводит к значительному сужению площади поперечного сечения, давая в результате локально вдоль продольного направления L внутреннюю часть законцовки крыла, которая по размаху расположена в первой области В1. В результате этого поверхность геометрии законцовки W крыла согласно изобретению, по сравнению с другими известными конструкциями законцовок крыла, значительно меньше при таком же эффективном размахе (фигуры 4 и 5).

Благодаря этому определяющему признаку возникает ситуация, в которой посредством законцовки W крыла согласно изобретению, по сравнению с другими известными конструкциями законцовок крыла, достигаются более низкие максимальные конструктивные высоты. Изобретение может предусматривать, что расстояние между основанием и крайней точкой вершины, при рассмотрении в продольном направлении L, которое простирается от основания Е1 до вершины Е2 законцовки W; W1, W2 крыла, составляет от 20% до 80% локальной длины WT хорды профиля на основании Е1, при этом расстояние между основанием Е1 и крайней точкой вершины Е2 определяется в локальном направлении WD толщины законцовки крыла локальной системы KS-W координат законцовки W крыла.

Предусмотренная согласно изобретению геометрическая форма законцовки W крыла в результате дает законцовку, которая лишь слабо аэродинамически нагружена. Кроме обычных конструктивных параметров геометрической крутки и изгиба крыла, это достигается в значительной степени в результате очень существенного уменьшения локальных длин хорды профиля во внутренней по размаху крыла области В1. В результате последующих двух изменений в прохождении локальной стреловидности по передней кромке 60 протяженность по размаху законцовки W крыла согласно изобретению значительно увеличивается по сравнению с известной законцовкой крыла с непрерывно увеличивающейся стреловидностью по передней кромке. Таким образом, является возможным извлечь аэродинамические преимущества, связанные с индуцированным аэродинамическим сопротивлением и профильным сопротивлением, как из эффекта размаха, так и из уменьшения омываемой области. В то же время, по сравнению с известными решениями, предусмотренная согласно изобретению геометрическая форма законцовки W крыла, обеспечивая такую же аэродинамическую эффективность, вызывает уменьшенную конструктивную нагрузку на крыло F.

Если, с другой стороны, конструктивное преимущество уравнивается дополнительной геометрической высотой и/или протяженностью по размаху законцовки W крыла согласно изобретению, благодаря получающемуся в результате распределению аэродинамической нагрузки и омываемой области, образуется выигрыш по общему аэродинамическому сопротивлению по сравнению с известной законцовкой крыла.

Прежде всего, законцовка W крыла согласно изобретению может быть применена для модернизации или переоборудования уже существующих самолетов, в связи с чем может быть достигнуто улучшение аэродинамических характеристик без конструктивных изменений или лишь с незначительными конструктивными изменениями крыла Т.