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 нижней вертикальной аэродинамической поверхностью малого удлинения, сопряженной с концевой шайбой, так что передняя кромка нижней вертикальной аэродинамической поверхности совпадает с передней кромкой концевой шайбы, причем угол между концевой шайбой и нижней вертикальной аэродинамической поверхностью составляет 125-130°.

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, 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°, снабжена нижней вертикальной аэродинамической поверхностью малого удлинения, сопряженной с концевой шайбой, так что передняя кромка нижней вертикальной аэродинамической поверхности совпадает с передней кромкой концевой шайбы, причем угол между концевой шайбой и нижней вертикальной аэродинамической поверхностью составляет 125-130°. Диапазон углов в 125-130° способствует к нахождению концевой шайбы и нижней вертикальной аэродинамической поверхности, в поле скосов потока, где индуктивные скорости на конце крыла близки к максимальным.

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.

Законцовка крыла летательного аппарата выполнена в следующем виде: концевая шайба 1 снабжена дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью 2 малого удлинения с острой передней кромкой 3, установленной под углом =11° относительно оси концевой хорды b_k , 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 нижнюю вертикальную аэродинамическую поверхность 8 малого удлинения, сопряженную с концевой шайбой 1, так что передняя кромка 9 нижней вертикальной аэродинамической поверхности 8 совпадает с передней кромкой 7 концевой шайбы 1, причем угол между концевой шайбой 1 и нижней вертикальной аэродинамической поверхностью 8 составляет =125-130°.

Работа законцовок крыла воздушного судна основана на следующих процессах. 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. 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 нижней вертикальной аэродинамической поверхности 8 поле вертикальных скосов из-за малого удлинения нижней поверхности не приводит к преждевременному образованию вихря на передней кромки 9, а трансформируется на конце поверхности в концевой конический вихрь. 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 удлинение крыла, почти не изменяя при этом его размах; позволяет улучшить топливную экономичность у воздушного судна либо дальность полета.