RU2086467C1 - Крыло самолета - Google Patents
Крыло самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2086467C1 RU2086467C1 RU94033526A RU94033526A RU2086467C1 RU 2086467 C1 RU2086467 C1 RU 2086467C1 RU 94033526 A RU94033526 A RU 94033526A RU 94033526 A RU94033526 A RU 94033526A RU 2086467 C1 RU2086467 C1 RU 2086467C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tip
- wing
- ledge
- profiles
- leading edge
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Tires In General (AREA)
Abstract
Использование: авиационная техника, самолеты различного назначения. Сущность изобретения: в крыле самолета, содержащем законцовку, установленную в плоскости крыла и имеющую уступ по передней кромке, законцовка выполнена с профилями увеличенной по сравнению с крылом кривизной и углами крутка, 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. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на самолетах различного назначения.
Известно, что сбегающие с концов крыла вихри приводят к возникновению индуктивного сопротивления и, таким образом, к снижению аэродинамического качества самолета.
На формирование и интенсивность концевых вихрей оказывает непосредственное влияние законцовка крыла, форма и положение которой может способствовать уменьшению концевых вихрей на определенных режимах полета.
Известны крылья, содержащие законцовки в виде концевых "крылышек" [1] которые за счет использования скосов потока с внешней стороны концевых вихрей снижают потери аэродинамического качества самолета.
Однако, данные устройства сложны по форме, имеют большие габариты и вес, требуют увеличения жесткости крыла, что ведет к перетяжелению конструкции.
Известно также крыло самолета, содержащее законцовку, установленную в плоскости крыла и имеющую уступ по передней кромке, в котором потери аэродинамического качества снижены за счет создания дополнительной подсасывающей силы в зоне передней кромки уступа, обтекаемого концевым вихрем [2]
Однако, на стреловидном крыле при больших околозвуковых скоростях эффективность устройства мала, а потери аэродинамического качества - существенны.
Однако, на стреловидном крыле при больших околозвуковых скоростях эффективность устройства мала, а потери аэродинамического качества - существенны.
Задачей изобретения является повышение аэродинамического качества самолета, как при дозвуковых, так и при околозвуковых скоростях полета.
Решение технической задачи достигается тем, что крыло самолета содержит законцовку, установленную в плоскости крыла и имеющую уступ по передней кромке. Причем, законцовка выполнена с профилями увеличенной по сравнению с крылом кривизной и углами крутки, торцевая кромка законцовки перед уступом выполнена острой, плавно переходящей в тупую переднюю кромку законцовки за уступом смещена по верхнему контуру назад и расположена в диапазоне (60-80)% местной хорды законцовки.
Кроме того, острая торцевая кромка законцовки перед уступом в плане выполнена с прямолинейным участком.
На фиг.1 изображена законцовка крыла в плане; на фиг.2 то же, в сечениях законцовки до и после уступа; на фиг.3 схема обтекания (вид спереди); на фиг. 4 то же (вид в плане); на фиг 5 распределение скосов потока на законцовке.
Крыло самолета содержит законцовку 1, выполненную на крыле 2, носок 3 которого снабжен острой торцевой кромкой 4, расположенной перед уступом 5. Линия максимальных толщин 6 надхордовой части профилей 7 находится на (60-80)% На законцовке крыла показаны первый вихрь 8, вызывающий скосы потока 9 до уступа 5 и 10 после уступа 5, а также второй вихрь 11. Отсос потока с концевой части крыла и элерона происходит в направлениях 12 и 13, соответственно.
Устройство работает следующим образом. При обтекании крыла в его концевой части образуется вихрь 8, интенсивность которого из-за наличия острой торцевой кромки 4 перед уступом 5 высока. Данный вихрь до уступа 5 вызывает благоприятный скос вверх потока 10 с его внешней стороны, благодаря чему создается дополнительная подсасывающая сила на передней, скругленной кромке уступа и увеличиваются местные скорости потока, создавая дополнительное разрежение на верхней поверхности законцовки за уступом 5. Эффект отсоса потока с концевой части крыла и элерона (12 и 13) усиливает смещение назад линии максимальных толщин надхордовой части профилей 6 с (30-50)% до (60-80)% хорды законцовки. Кроме того, заднее расположение линии максимальных толщин надхордовой части профилей на законцовке позволяет "затянуть по скорости" возникновение сверхзвуковых зон и, таким образом, использовать изобретение на околозвуковых скоростях полета.
Исследование в аэродинамической трубе проводились на модели самолета с крылом стреловидностью 25 град. удлинением 8,5, сужением 3,5 и относительными толщинами 14-12-11%
Использование изобретения позволит повысить аэродинамическое качество самолета, обеспечивающее экономию авиационного топлива.
Использование изобретения позволит повысить аэродинамическое качество самолета, обеспечивающее экономию авиационного топлива.
Claims (2)
1. Крыло самолета, содержащее законцовку, установленную в плоскости крыла и имеющую уступ по передней кромке, отличающееся тем, что законцовка выполнена 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.
2. Крыло по п.1, отличающееся тем, что острая торцевая кромка законцовки перед уступом в плане выполнена с прямолинейным участком.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU94033526A RU2086467C1 (ru) | 1994-09-15 | 1994-09-15 | Крыло самолета |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU94033526A RU2086467C1 (ru) | 1994-09-15 | 1994-09-15 | Крыло самолета |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU94033526A RU94033526A (ru) | 1996-07-10 |
RU2086467C1 true RU2086467C1 (ru) | 1997-08-10 |
Family
ID=20160458
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU94033526A RU2086467C1 (ru) | 1994-09-15 | 1994-09-15 | Крыло самолета |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2086467C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8490925B2 (en) | 2009-04-30 | 2013-07-23 | Airbus Operations Gmbh | Non-planar wing tip device for wings of aircraft, and wing comprising such a wing tip device |
RU2495787C1 (ru) * | 2012-04-26 | 2013-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Законцовка крыла летательного аппарата |
-
1994
- 1994-09-15 RU RU94033526A patent/RU2086467C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Житомирский Г.И. Конструкция самолета.- М.: Машиностроение, 1991, с. 94, рис. 2.68. 2. Патент США N 4949919, кл. B 64 C 3/10, 1990. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8490925B2 (en) | 2009-04-30 | 2013-07-23 | Airbus Operations Gmbh | Non-planar wing tip device for wings of aircraft, and wing comprising such a wing tip device |
RU2495787C1 (ru) * | 2012-04-26 | 2013-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Законцовка крыла летательного аппарата |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU94033526A (ru) | 1996-07-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US20070262205A1 (en) | Retractable multiple winglet | |
US5842666A (en) | Laminar supersonic transport aircraft | |
US4598885A (en) | Airplane airframe | |
US20170341736A1 (en) | Apparatus, system and method for drag reduction | |
CN111516871A (zh) | 一种气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机 | |
CN110525679B (zh) | 高超声速嵌入式乘波体设计方法 | |
CN107336842B (zh) | 一种高超声速乘波鸭翼气动布局方法 | |
US4489905A (en) | Nacelle-pylon configuration for an aircraft and method of using the same | |
CN114313253B (zh) | 一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法 | |
CN108750073B (zh) | 一种兼顾亚音速及超音速气动性能的可变机翼前缘 | |
CN112389626A (zh) | 一种尖化前缘涡波一体固定翼跨域高超气动布局 | |
WO1995017334A1 (en) | Aircraft wing/nacelle combination | |
CN203558201U (zh) | 一种飞机机翼 | |
CN106828872B (zh) | 采用支撑尾翼的高后翼高空长航时串列翼飞行器气动布局 | |
Gall et al. | Aerodynamic characteristics of biplanes with winglets | |
CN113148105A (zh) | 一种双机头翼身融合低可探测布局 | |
US4860976A (en) | Attached jet spanwise blowing lift augmentation system | |
CN108502138A (zh) | 一种采用前缘支撑翼的前掠翼宽体高亚声速飞行器气动布局 | |
RU2086467C1 (ru) | Крыло самолета | |
CN114537636B (zh) | 一种针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型 | |
Küchemann | Types of Flow on Swept Wings With Special Reference to Free Boundaries and Vortex Sheets: With Special Reference to Free Boundaries and Vortex Sheets | |
CN1061005C (zh) | 一种飞机翼梢引射器 | |
Jones | Technical note–the flying wing supersonic transport | |
RU2173655C1 (ru) | Законцовка крыла самолета | |
EP0221204A1 (en) | Supersonic airplane |