RU2492111C2 - Концевые крылышки, содержащие поверхности с углублением, и соответствующие системы и способы - Google Patents

Концевые крылышки, содержащие поверхности с углублением, и соответствующие системы и способы Download PDF

Info

Publication number
RU2492111C2
RU2492111C2 RU2010146134/11A RU2010146134A RU2492111C2 RU 2492111 C2 RU2492111 C2 RU 2492111C2 RU 2010146134/11 A RU2010146134/11 A RU 2010146134/11A RU 2010146134 A RU2010146134 A RU 2010146134A RU 2492111 C2 RU2492111 C2 RU 2492111C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wing
recess
region
end wing
point
Prior art date
Application number
RU2010146134/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2010146134A (ru
Inventor
Адам П. МАЛАХОВСКИ
Стивен Р. ЧЕЙНИ
Нормэн К. ЭБНЕР
Стивен Т. ЛЕДУ
Original Assignee
Дзе Боинг Компани
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Дзе Боинг Компани filed Critical Дзе Боинг Компани
Publication of RU2010146134A publication Critical patent/RU2010146134A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2492111C2 publication Critical patent/RU2492111C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
    • B64C23/065—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips
    • B64C23/069—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips using one or more wing tip airfoil devices, e.g. winglets, splines, wing tip fences or raked wingtips
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

Изобретение относится к концевым крылышкам, содержащим поверхности с углублением, и к способу снижения лобового сопротивления. Система воздушного судна содержит крыло и концевое крылышко (винглеты, концевые шайбы, шайбы Уиткомба), соединенное с крылом на внешнем участке. Концевое крылышко имеет первую поверхность, обращенную к борту, и вторую поверхность, обращенную наружу. Первая поверхность содержит область с углублением. При этом крыло содержит секции с аэродинамическим профилем от внутренней области до внешней области крыла. Концевое крылышко используется с крылом без изменения общих форм секций крыла с аэродинамическим профилем у внешней области крыла. Достигается снижение влияния помех от потоков в области перехода крыла и концевого крылышка, снижение лобового сопротивления. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 13 ил.

Description

Область техники
Настоящее изобретение относится в основном к концевым крылышкам (винглетам), содержащим поверхности с углублением, и к соответствующим системам и способам.
Предшествующий уровень техники
Идея использования концевых крылышек для снижения индуктивного сопротивления крыльям воздушных судов в 1970-е годы изучал Richard Whitcomb из NASA и другие. С тех пор запатентовано большое колличество вариантов этой идеи (смотрите, например, патент США US 4,205,810 (Ishimitsu) или патент США US 5,275,358 (Goldhammer et al.)). Кроме того, в настоящее время используется большое число вариантов устройств законцовки. Такие устройства содержат горизонтальные удлинители размаха и хвостовые стреловидные удлинители размаха, которые скошены вверх или вниз под разными углами. Эти устройства могут быть добавлены к новому крылу на первоначальной фазе разработки совершенно нового воздушного судна, или они могут быть добавлены к существующему крылу в качестве модернизации или во время разработки модификации основной модели.
Индуктивное сопротивление крыла или комбинации крыло/концевое крылышко может быть рассчитано с разумной точностью с помощью классической «Теории плоскости Треффца." Согласно этой теории индуктивное сопротивление крыла воздушного судна зависит только от контура задней кромки крыла "подъемной системы" (т.е., крыло плюс концевое устройство), при просмотре непосредственно с передней или задней стороны крыла, и "распределения нагрузки по размаху." Распределение нагрузки по размаху - это распределение аэродинамической нагрузки перпендикулярно контуру задней кромки крыла. Специалисты по аэродинамике часто упоминают это распределение аэродинамической нагрузки как "подъемную силу", даже хотя эта нагрузка не является вертикальной, когда контур задней кромки крыла отклонен от горизонтали. Добавление концевого крылышка или другого концевого устройства крыла меняет и контур задней кромки крыла (т.е., «Геометрию плоскости Треффца"), и распределение нагрузки по размаху. В результате этого, добавление такого устройства также меняет индуктивное сопротивление крыла.
Для заданной геометрии плоскости Треффца и заданной общей вертикальной подъемной силы в основном существует одно распределение нагрузки по размаху, которое дает минимальное возможное индуктивное сопротивление. Это "идеальное распределение нагрузки по размаху" и индуктивное сопротивление, которое получено от идеального распределения нагрузки по размаху, является "идеальным индуктивным сопротивлением". Для плоского крыла, для которого геометрия плоскости Треффца представляет собой горизонтальную линию, идеальное распределение нагрузки по размаху является эллиптическим. Обычные крылья воздушных судов без концевых крылышек достаточно близки к тому, чтобы быть плоскими в плоскости Треффца, так что их идеальное распределение нагрузки по размаху очень близко к эллиптическому. Для обычных крыльев воздушных судов с вертикальными или почти вертикальными концевыми крылышками (т.е., не плоскостные подъемные системы), идеальное распределение нагрузки по размаху в основном не эллиптическое, но идеальное распределение нагрузки по размаху можно легко рассчитать по обычной теории крыла.
Обычные крылья воздушных судов в основном не разработаны с идеальным или эллиптическим распределением нагрузки по размаху. Вместо этого они разработаны с компромиссным "треугольным" распределением нагрузки по размаху, которое снижает структурные изгибающие нагрузки крыла. Такие конструкции жертвуют некоторым увеличением индуктивного сопротивления в пользу снижения массы корпуса воздушного судна. Степень компромисса значительно различается для разных моделей воздушных судов. Для обеспечения такого треугольного распределения нагрузки по размаху, законцовка крыла обычно подкручена, чтобы создать "отрицательную крутку". Отрицательная крутка относится к крылу, которое изгибается во внешнем направлении, так, что задняя кромка крыла перемещается вверх относительно передней кромки. Отрицательная крутка законцовки крыла, таким образом, снижает угол атаки законцовки крыла по отношению к корневой части крыла, таким образом снижая распределение подъемной силы к законцовке крыла.
Разработка нового крыла и разработка соответствующей технологической оснастки для нового крыла является дорогостоящим мероприятием. Соответственно, некоторые изготовители воздушных судов разрабатывают модифицированные конструкции крыла, которые основаны по меньшей мере отчасти на первоначальной конструкции. Хотя такие конструкции менее дорогостоящи при разработке, они обычно подразумевают по меньшей мере некоторые компромиссы характеристик. Соответственно, остается потребность в улучшенных, затрато-эффективных процессах разработки крыла.
Раскрытие сущности изобретения
Настоящее изобретение направлено в основном на концевые крылышки с поверхностями, снабженными углублением, и на соответствующие системы и способы. Система по конкретному варианту осуществления изобретения содержит крыло с внутренним участком и внешним участком, и концевым крылышком, присоединенным к крылу на внешнем участке. Концевое крылышко обладает первой поверхностью, обращенной по меньшей мере частично к борту, и второй поверхностью, обращенной по меньшей мере частично наружу, причем первая поверхность содержит область с углублением. Область с углублением может быть вогнутой относительно примыкающих областей первой поверхности, и примыкающие области могут содержать области, расположенные по обеим сторонам области с выемкой в направлении вдоль хорды, и область, расположенную вдалеке от крыла вдоль оси по размаху концевого крылышка.
Другие аспекты настоящего описания направлены на способы конструирования системы воздушного судна. Один из таких способов предусматривает конструирование крыла, которое включает аэродинамические профили от внутренней области до внешней области крыла. Способ дополнительно включает конструирование концевого крылышка для использования с крылом без изменения общей формы профилей крыла. Концевое крылышко обладает первой поверхностью, обращенной в основном к борту, и второй поверхностью, обращенной в основном наружу от первой поверхности. Конструирование концевого крылышка предусматривает по меньшей мере снижение влияния помех от потока в области перехода крыла и концевого крылышка путем конструирования вогнутого углубления в первой поверхности концевого крылышка.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 - частично схематичный перспективный вид воздушного судна с крыльями и устройствами законцовки крыла, конфигурированными в соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения;
Фиг.2 - частично схематичный перспективный вид внешнего участка крыла и концевого крылышка с областью, снабженной углублением, в соответствии с конкретным вариантом осуществления настоящего изобретения;
Фиг.3 - вид сзади (при просмотре вперед) участка крыла и концевого крылышка, показанных на Фиг.2;
Фиг.4 - вид спереди (при просмотре назад) участка крыла и концевого крылышка, показанных на Фиг.2, с отдельными секциями концевого крылышка;
Фиг.5А-5Е - безразмерные иллюстративные сечения секций концевого крылышка, показанных на Фиг.4.
Фиг.6 - скомбинированное изображение секций концевого крылышка, показанных на Фиг.5А-5Е, с вертикальной шкалой, увеличенной для целей иллюстрации;
Фиг.7 - скомбинированное изображение линий профиля концевых крылышек, показанных на Фиг.5А-5Е, с вертикальной шкалой, увеличенной для целей иллюстрации;
Фиг.8 изображает блок-схему способа по конкретному варианту осуществления настоящего изобретения.
Подробное описание изобретения
Далее описаны концевые крылышки (винглеты) с поверхностями, в которых выполнены углубления, и соответствующие системы и способы. Некоторые конкретные детали пояснены в последующем описании и на Фиг.1-8 с целью лучшего понимания различных вариантов осуществления настоящего изобретения. Другие детали, описывающие хорошо известные структуры и системы, часто относящиеся к воздушным судам и крыльям воздушных судов, не приводятся в последующем описании во избежание ненужного загромождения описания различными вариантами осуществления изобретения.
Многие детали, размеры, углы и другие характеристики, показанные на чертежах, являются просто иллюстративными для конкретных вариантов осуществления изобретения. Соответственно, другие варианты осуществления изобретения могут иметь другие детали, размеры и характеристики, без отступления от настоящего изобретения. Кроме того, другие варианты осуществления изобретения могут быть реализованы без нескольких деталей, описанных далее.
На Фиг.1 показан вид в перспективе и сверху воздушного судна 100 с комбинацией 105 крыло/концевое крылышко, конфигурированной по одному варианту осуществления настоящего изобретения. По одному из аспектов настоящего варианта осуществления изобретения воздушное судно 100 содержит несущую поверхность, такую как крыло 110, проходящую наружу от фюзеляжа 102. Фюзеляж 102 может быть расположен вдоль продольной оси 101 и может содержать пассажирский салон 103, предназначенный для перевозки множества пассажиров (не показаны). В одном варианте осуществления изобретения пассажирский салон 103 может быть сконфигурирован для перевозки по меньшей мере 50 пассажиров. В другом варианте осуществления изобретения пассажирский салон 103 может быть сконфигурирован для перевозки по меньшей мере 150 пассажиров. В других вариантах осуществления изобретения пассажирский салон 103 может быть конфигурирован для перевозки другого числа пассажиров, а в других вариантах осуществления (таких как военные варианты осуществления) пассажирский салон 103 может отсутствовать или может быть конфигурирован для перевозки грузов.
Крыло 110 имеет внутренний участок 111, который содержит корневую часть крыла, и внешний участок 112, который содержит законцовку крыла. Крыло 110 также содержит концевое крылышко 130. В некоторых случаях концевое крылышко 130 может быть добавлено к существующей конструкции крыла, а в других случаях крыло 110 и концевое крылышко 130 могут быть сконструированы вместе. В любом случае концевые крылышки 130 могут быть по отдельности выбраны и/или сконфигурированы с учетом ограничений, связанных с конструкцией крыла 110.
Хотя концевое крылышко 130 показанного варианта осуществления изобретения скомбинировано с крылом, в других вариантах осуществления концевое крылышко 130 может быть скомбинировано с другими типами несущих поверхностей для снижения аэродинамического сопротивления и/или оно может служить для других целей. Например, в одном варианте осуществления изобретения концевое крылышко 130 может быть скомбинировано с крылом, имеющим отрицательную стреловидность, или с крылом по схеме "утка" для снижения аэродинамического сопротивления схемы "утка". В дополнительных вариантах осуществления изобретения концевое крылышко 130 может быть скомбинировано с другими несущими поверхностями. В конкретных вариантах осуществления концевые крылышки могут быть вертикальными, хотя в других вариантах осуществления концевые крылышки могут быть скошены от вертикали. Варианты осуществления изобретения, в которых концевые крылышки являются вертикальными, или по меньшей мере скошены вверх от горизонтали, могут быть особенно полезны для сокращения пространства, занимаемого воздушным судном 100 на аэродроме.
На Фиг.2 показан частично схематичный вид в перспективе (при просмотре в основном по направлению к корме и немного наружу) внешнего участка 112 крыла 110, вместе с концевым крылышком 130. Крыло 110 имеет верхнюю поверхность 126 и продолжается наружу вдоль оси 113 по размаху крыла, и продолжается вперед и в направлении кормы вдоль оси 114 в направлении хорды крыла между передней кромкой 115 крыла и задней кромкой 116 крыла. На внешнем участке 112 крыло 110 содержит переход 117 крыло/концевое крылышко, у которого крыло 110 переходит в концевое крылышко 130. В конкретном варианте осуществления изобретения переход 117 может быть выполнен в основном криволинейным и/или постепенным для снижения влияния помех от потоков между крылом 110 и концевым крылышком 130. В других вариантах осуществления изобретения переход 117 может иметь другую форму и/или конфигурацию, включая острый угол и/или угол с изгибом малого радиуса. Используемый в настоящем документе термин "острый угол" относится к углу, который включает нарушение сплошности поверхности и/или резкое изменение формы, например, непостепенное изменение уклона. В любом из этих вариантов осуществления концевое крылышко 130 имеет первую (например, обращенную к борту) поверхность 131 и вторую (например, обращенную наружу) поверхность 132. Концевое крылышко 130 продолжается от крыла 110 вдоль оси 133, расположенной по размаху концевого крылышка, и продолжается вперед и в направлении к корме, вдоль оси 134 в направлении хорды концевого крылышка.
Концевое крылышко 130 дополнительно может содержать область с углублением 150, расположенную в первой поверхности 131. Область с углублением 150 может быть конкретного размера и расположена с учетом (например, для снижения или устранения) возможных эффектов от помех, возникающих между крылом 110 и концевым крылышком 130 в области перехода 117 крыло/концевое крылышко. В конкретном варианте осуществления область с углублением 150 ограничена примыкающими областями 151, которые не имеют каких либо углублений. Такие примыкающие области 151 могут содержать примыкающую спереди область 151а, примыкающую со стороны кормы область 151b, верхнюю или удаленную примыкающую область 151с, и нижнюю или ближнюю примыкающую область 151d. Примыкающие области 151 могут быть выгнутыми, в противоположность вогнутой области с углублением 150.
В конкретном варианте осуществления изобретения, показанном на Фиг.2, область с углублением 150 в основном имеет грушевидную форму. Соответственно, протяженность в направлении хорды области с углублением 150 может снижаться в направлении вверх/наружу вдоль оси 133 в направлении размаха концевого крылышка. Показанная область с углублением 150 ориентировочно ограничена четырьмя точками 152, включая самую переднюю точку 152а, самую ближнюю к корме точку 152b, самую верхнюю или удаленную точку 152с, и самую нижнюю или ближнюю точку 152d. В других вариантах осуществления изобретения область с углублением 150 может иметь другую форму и/или другие границы.
В показанном варианте осуществления изобретения расположение самой передней точки 152а может находиться в диапазоне от примерно 20% до примерно 40% от локальной длины хорды концевого крылышка 130, и расположение самой ближней к корме точки 152b может находиться в диапазоне от примерно 45% до примерно 65% от локальной длины хорды. В конкретном варианте осуществления изобретения область с углублением продолжается от примерно 25% локальной длины хорды до примерно 65% локальной длины хорды по всему размаху. Расположение самой верхней точки 152с может находиться в диапазоне от примерно 20% до примерно 40% (например, примерно 30%) размера размаха концевого крылышка 130, и расположение самой нижней точки 152d может находиться в диапазоне от примерно 0% до примерно 20% размера размаха концевого крылышка. Это расположение может соответствовать другим значениям и другим вариантам осуществления, в зависимости от конкретного типа монтажа, ориентации концевого крылышка 130 относительно крыла 110 и/или других особенностей конструкции и/или использования.
На Фиг.3 показан вид сзади (при просмотре вперед) участка крыла 110 и концевого крылышка 130, показанных на Фиг.2. На Фиг.3, соответственно, показана сзади область с углублением 150, указывая общую форму области с углублением 150, и ее расположение относительно и концевого крылышка 130 (включая заднюю кромку 136 концевого крылышка) и крыла 110.
На Фиг.4 показан вид спереди (при просмотре назад) крыла 110 и концевого крылышка 130, показанных на Фиг.2 и 3, указывающий репрезентативные секции 118 крыла, и репрезентативные секции 137 концевого крылышка (показаны, как первая-шестая секции 137a-137f концевого крылышка). Первая секция 137а концевого крылышка взята у области, расположенной ниже/ближе к борту от области с углублением 150, и шестая секция 137f концевого крылышка взята в месте, которое выше/наружу от области с углублением 150. Промежуточные секции 137b-137е концевого крылышка пересекают область с углублением 150, и они описаны более подробно далее со ссылкой на Фиг.5А-7.
На Фиг 5A-5F показаны секции 137a-137f хорды концевого крылышка, соответственно, описанные первоначально выше со ссылкой на Фиг.4. Участки передней кромки секций 137a-137f хорды концевого крылышка показаны с репрезентативным контуром, который может быть различен в разных вариантах осуществления изобретения. Как это также показано на Фиг.5A-5F, каждая секция 137a-137f хорды концевого крылышка содержит линию 138 кривизны профиля, показанную как соответствующие линии 138a-138f кривизны профиля с первой по шестую. Как это очевидно из Фиг.5A-5F, распределение кривизны для каждой секции вдоль хорды немонотонное, и распределение кривизны вдоль хорды меняется немонотонным образом вдоль оси размаха концевого крылышка 130 в области с углублением 150. В частности, линия кривизны профиля в основном плоская ниже/в середине области с углублением 150 (см. линию 138а кривизны профиля) становится вогнутой или более вогнутой в области с углублением 150 (см. линии 138b-138е кривихны профиля), а затем становится в основном плоской или менее вогнутой при удаленном расположении в направлении размаха выше/наружу области с углублением 150 (см. линию 138f кривизны профиля). Первая поверхность 131 концевого крылышка 130 обладает аналогичным, немонотонным изменением по мере перехода секций в удаленном направлении вдоль оси по размаху концевого крылышка. Соответственно, используемый в настоящем документе термин "немонотонный" используется для описания изменения, которое происходит по величине или направлению, например, контура, который первоначально становится более вогнутым, а затем становится менее вогнутым.
На Фиг.6 показаны шесть секций 137a-137f концевого крылышка вместе с вертикальным масштабом, преувеличенным для выделения присутствия области с углублением 150. На Фиг.7 показаны шесть линий 138a-138f изгиба профиля вместе для указания изменения линий изгиба профиля в области с углублением. На Фиг.6 показано немонотонное изменение формы первой поверхности 131 концевого крылышка в области с углублением 150 (см. секции 137a-137f хорды), и на Фиг.7 показано соответствующее немонотонное изменение формы линий 138a-138f изгиба профиля в области с углублением 150.
Возвращаясь к Фиг.2, видим, что одно ожидаемое преимущество вариантов осуществления концевого крылышка 130, которое содержит область с углублением 150, состоит в том, что область с углублением 150 может ослаблять или устранять эффекты помех от потоков, вызванные сочленением концевого крылышка 130 и крыла 110. В частности, без области с углублением 150, у перехода 117 крыло/концевое крылышко может возникнуть разделенный поток, который может повысить сопротивление и/или снизить подъемную силу, и в любом случае может пагубно отразиться на характеристиках воздушного судна. Углубление 150 также снижает или устраняет вероятность возникновения поля давления с "двойным ударом" в этой области. В частности, углубление 150 может снизить аэродинамическое сжатие в области перехода 117 для ослабления или устранения такой системы скачков уплотнения. Это, в свою очередь, может снизить лобовое сопротивление воздушного судна 100 (Фиг.1) и может улучшить предел высокоскоростному удару крыла 110 по сравнению с крылом, которое содержит концевое крылышко без такой особой конструкции. В основном, ожидается, что чем острее угол перехода 117 крыло/концевое крылышко, тем больше возможная выгода от области с углублением 150. Соответственно, область с углублением 150 может быть особенно выгодна, когда она введена в концевое крылышко 130, которое добавлено к существующему крылу для снижения сопротивления, но, из-за ограничений по степени размаха модифицированного крыла, получение выгод требует перехода 117 крыло/концевое крылышко с четко очерченным или острым углом.
Другим конкретным преимуществом упомянутого выше расположения является то, что область с углублением 150 может быть применена к концевому крылышку 130 без воздействия на верхнюю поверхность 126 крыла. В частности, нет необходимости в том, чтобы верхняя поверхность 126 крыла обязательно содержала бы плоскую область или вогнутую область или область с углублением для обеспечения упомянутых аэродинамических преимуществ, поскольку ожидается, что углубление 150 в концевом крылышке 130 по меньшей мере пригодно для выполнения этого. Соответственно преимущество этого расположения состоит в том, что концевое крылышко 130 может быть модернизировано для существующего и/или аэродинамически оптимизированного крыла 110.
На Фиг.8 показан репрезентативный способ 160 конструирования концевого крылышка. Способ 160 включает этап конструирования крыла, которое содержит секции с аэродинамическим прфилем (например, секции 118 крыла, показанные на Фиг.4), продолжающегося от бортовой области до внешней области крыла (этап 161 способа). Способ дополнительно предусматривает этап конструирования концевого крылышка для использования с крылом, без изменения общей формы секций крыла с аэродинамическим профилем (этап 165 способа). Концевое крылышко может иметь первую поверхность, обращенную в основном к борту, и вторую поверхность, обращенную в основном наружу от первой поверхности. Конструирование концевого крылышка дополнительно включает по меньшей мере этап снижения воздействия на характеристики потока в области перехода крыла и концевого крылышка путем конструирования вогнутого углубления в первой поверхности концевого крылышка. Вогнутое углубление может быть образовано различными способами, например, путем изменения линий существующей секции с аэродинамическим профилем в области с углублением, и/или путем изменения линий существующей секции с аэродинамическим профилем вне области с углублением (например, путем "наращивания" областей вне области с углублением).
В конкретных вариантах осуществления изобретения способ разработки контуров концевого крылышка может быть итеративным, и может включать разработку первоначального уровня концевого крылышка (этап 166 способа) и анализ характеристик этого уровня (этап 167 способа). На этапе 168 способа этот уровень может быть проанализирован для определения того, соответствует ли он целевым характеристикам. Например, уровень может быть оценен с использованием расчетных средств гидрогазодинамики (CFD) и/или испытанием в аэродинамической трубке для определения того, удовлетворены ли заранее выбранные целевые характеристики. Если нет, первоначально разработанный уровень может быть пересмотрен (этап 166 способа), пока не будут удовлетворены нужные характеристики, при этом способ может быть завершен.
Из вышеупомянутого очевидно, что конкретные варианты осуществления настоящего изобретения приведены в настоящем документе для целей иллюстрации, но также и то, что различные модификации могут быть внесены в другие варианты осуществления изобретения. Например, концевые крылышки могут обладать разными углами отклонения, разной протяженностью в направлении размаха и/или в направлении хорды и/или разной конфигурацией, которая конкретно указана на чертежах. Такие конфигурации могут содержать концевые крылышки, которые продолжаются и выше и ниже крыла, и/или спироидные концевые крылышки, и/или флюгерные законцовки крыла. Области с углублением также могут иметь различное расположение и/или продолжаться в зависимости от конкретного типа монтажа. Некоторые аспекты настоящего изобретения, описанные в контексте конкретных вариантов осуществления изобретения, могут быть скомбинированы или устранены в других вариантах осуществления изобретения. Кроме этого, хотя преимущества, связанные с некоторыми вариантами осуществления, описаны в контексте этих вариантов осуществления, другие варианты осуществления также могут обнаруживать такие же преимущества, и не все варианты осуществления обязательно должны обнаруживать такие преимущества для попадания в рамки объема настоящего изобретения. Соответственно, настоящее изобретение может охватывать другие варианты осуществления, не описанные конкретно или не показанные выше.

Claims (13)

1. Система воздушного судна, содержащая:
крыло, имеющее внутренний участок и внешний участок;
и концевое крылышко, соединенное с крылом на внешнем участке, при этом концевое крылышко имеет первую поверхность, обращенную, по меньшей мере, частично к борту, и вторую поверхность, обращенную, по меньшей мере, частично наружу, и первая поверхность содержит область с углублением.
2. Система по п.1, в которой область с углублением является вогнутой относительно примыкающих областей первой поверхности, при этом примыкающие области содержат области, расположенные по обеим сторонам от области с углублением в направлении вдоль хорды, и область, расположенную в стороне от крыла в направлении размаха.
3. Система по п.1, в которой концевое крылышко содержит переднюю кромку и заднюю кромку и в которой первая поверхность концевого крылышка является выпуклой у передней кромки, выпуклой у задней кромки и вогнутой между передней и задней кромками.
4. Система по п.1, в которой область с углублением имеет самую переднюю точку и самую приближенную к хвостовой части точку в направлении вдоль хорды, при этом область с углублением имеет проксимальную точку, самую близкую к крылу в направлении размаха, и удаленную точку, самую дальнюю от крыла в направлении размаха.
5. Система по п.4, в которой самая передняя точка расположена между около 20 и около 40% от длины хорды концевого крылышка, пересекающей самую переднюю точку.
6. Система по п.4, в которой самая ближняя к хвостовой части точка расположена между около 45 и около 65% от длины хорды концевого крылышка, пересекающей самую ближнюю к хвостовой части точку.
7. Система по п.4, в которой удаленная точка расположена между примерно 20 и примерно 40% от размера в направлении размаха концевого крылышка.
8. Способ снижения лобового сопротивления системы воздушного судна, предусматривающий этапы:
обеспечения крыла, которое содержит секции с аэродинамическим профилем от внутренней области до внешней области крыла; и
обеспечения концевого крылышка для использования с крылом без изменения общих форм секций крыла с аэродинамическим профилем у внешней области крыла, при этом концевое крылышко имеет первую поверхность, обращенную в основном к борту, и вторую поверхность, обращенную в основном наружу от первой поверхности, в котором концевое крылышко содержит обеспечивающее, по меньшей мере, снижение воздействия потока в области перехода крыла и концевого крылышка вогнутое углубление в первой поверхности концевого крылышка.
9. Способ по п.8, в котором концевое крылышко содержит вогнутое углубление с самой передней точкой и самой ближней к борту точкой в направлении вдоль хорды, при этом вогнутое углубление имеет проксимальную точку, самую близкую к крылу в направлении размаха, и удаленную точку, самую удаленную от крыла в направлении размаха.
10. Способ по п.9, в котором самая передняя точка должна быть расположена между около 20 и около 40% от длины хорды концевого крылышка, пересекающей самую переднюю точку.
11. Способ по п.9, в котором самая ближняя к борту точка должна быть расположена между около 45 и около 65% от длины хорды концевого крылышка, пересекающей самую ближнюю к борту точку.
12. Способ по п.8, в которой вогнутое углубление включает выемку в существующем концевом крылышке.
13. Способ по п.8, в котором вогнутое углубление содержит наращенные области существующего концевого крылышка в передней области и в обращенной к хвостовой части области концевого крылышка.
RU2010146134/11A 2008-04-15 2009-03-20 Концевые крылышки, содержащие поверхности с углублением, и соответствующие системы и способы RU2492111C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/103,430 2008-04-15
US12/103,430 US8128035B2 (en) 2008-04-15 2008-04-15 Winglets with recessed surfaces, and associated systems and methods
PCT/US2009/037868 WO2009129023A1 (en) 2008-04-15 2009-03-20 Winglets with recessed surfaces, and associated systems and methods

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010146134A RU2010146134A (ru) 2012-05-20
RU2492111C2 true RU2492111C2 (ru) 2013-09-10

Family

ID=40887190

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010146134/11A RU2492111C2 (ru) 2008-04-15 2009-03-20 Концевые крылышки, содержащие поверхности с углублением, и соответствующие системы и способы

Country Status (7)

Country Link
US (1) US8128035B2 (ru)
EP (1) EP2276665B1 (ru)
JP (1) JP5490097B2 (ru)
CN (1) CN102089207B (ru)
CA (1) CA2713162C (ru)
RU (1) RU2492111C2 (ru)
WO (1) WO2009129023A1 (ru)

Families Citing this family (36)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102006055090A1 (de) 2006-11-21 2008-05-29 Airbus Deutschland Gmbh Flügelendform für einen Flügel, insbesondere von Luftfahrzeugen
US7900876B2 (en) * 2007-08-09 2011-03-08 The Boeing Company Wingtip feathers, including forward swept feathers, and associated aircraft systems and methods
US20090084904A1 (en) * 2007-10-02 2009-04-02 The Boeing Company Wingtip Feathers, Including Paired, Fixed Feathers, and Associated Systems and Methods
US8128035B2 (en) * 2008-04-15 2012-03-06 The Boeing Company Winglets with recessed surfaces, and associated systems and methods
CA2728765C (en) 2008-06-20 2017-06-13 Aviation Partners, Inc. Curved wing tip
US9302766B2 (en) * 2008-06-20 2016-04-05 Aviation Partners, Inc. Split blended winglet
DE102009019542A1 (de) * 2009-04-30 2010-11-11 Airbus Deutschland Gmbh Nicht-planares Flügelendstück für Tragflügel von Flugzeugen sowie Tragflügel mit einem solchen Flügelendstück
US20110127383A1 (en) * 2009-12-01 2011-06-02 Guida Associates Consulting, Inc. Active winglet
US9162755B2 (en) 2009-12-01 2015-10-20 Tamarack Aerospace Group, Inc. Multiple controllable airflow modification devices
GB201011843D0 (en) * 2010-07-14 2010-09-01 Airbus Operations Ltd Wing tip device
ES2676415T3 (es) * 2011-06-09 2018-07-19 Aviation Partners, Inc. Espiroide dividido
CN102442422A (zh) * 2011-11-04 2012-05-09 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种提高时间域飞机平尾气动效率的小翼
US8936219B2 (en) 2012-03-30 2015-01-20 The Boeing Company Performance-enhancing winglet system and method
US9086053B2 (en) 2012-03-30 2015-07-21 General Electric Company Enhanced wind turbine blade
AU2014281189B2 (en) * 2013-02-05 2018-02-01 Tamarack Aerospace Group, Inc. Controllable airflow modification device periodic load control
US10696387B2 (en) 2013-09-27 2020-06-30 Dann M Allen Helicopter rotor with a mechanical means for configuring rotor tips to control brown outs
US10562613B2 (en) * 2013-12-04 2020-02-18 Tamarack Aerospace Group, Inc. Adjustable lift modification wingtip
USD754053S1 (en) * 2014-02-19 2016-04-19 Aeronautical Testing Service, Inc. Wing root leading edge extension
US9511850B2 (en) 2014-04-12 2016-12-06 The Boeing Company Wing tip device for an aircraft wing
GB201512480D0 (en) * 2015-07-16 2015-08-19 Fourth Dimensional Aerospace Technology Ltd Fluid flow control for an aerofoil
US10690112B2 (en) 2016-06-27 2020-06-23 William Scott Keeley Fluid turbine rotor blade with winglet design
EP3269635A1 (en) * 2016-07-12 2018-01-17 The Aircraft Performance Company UG Airplane wing
US10202961B2 (en) 2016-11-30 2019-02-12 William Scott Keeley Fluid turbine semi-shroud and associated rotor blade dual-winglet design
US10293915B2 (en) 2016-12-13 2019-05-21 The Boeing Company Apparatuses and methods for aerodynamic window assemblies
GB2559969A (en) * 2017-02-22 2018-08-29 Airbus Operations Ltd A method of designing a winglet and winglet disigned thereby
DE17739479T1 (de) 2017-07-12 2020-09-17 The Aircraft Performance Company Gmbh Flugzeug mit mindestens zwei Winglets
EP3498597B1 (en) 2017-12-15 2020-08-05 The Aircraft Performance Company GmbH Airplane wing
ES2905192T3 (es) * 2018-01-15 2022-04-07 The Aircraft Performance Company Gmbh Ala de avión
GB2573281B (en) * 2018-04-25 2020-12-30 Airbus Operations Ltd An aircraft wing and wing tip device
GB2576929A (en) * 2018-09-07 2020-03-11 Airbus Operations Ltd A wing tip device
CN109885894B (zh) * 2019-01-24 2023-05-05 江西理工大学 一种基于Trefftz多源点配点法的稀土矿层地下水渗流模型
CN110080939A (zh) * 2019-06-05 2019-08-02 上海电气风电集团有限公司 一种涡流发生器、风机叶片及其制造方法
CN112124561B (zh) * 2020-09-27 2022-02-25 中国商用飞机有限责任公司 用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构及飞行器
GB2615311A (en) * 2022-01-31 2023-08-09 Airbus Operations Ltd Aircraft wing with movable wing tip device
GB2616252A (en) * 2022-01-31 2023-09-06 Airbus Operations Ltd Aircraft with movable wing tip device
JP7411193B1 (ja) 2022-12-10 2024-01-11 新三平建設株式会社 消火装置

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4382569A (en) * 1979-12-26 1983-05-10 Grumman Aerospace Corporation Wing tip flow control
US4595160A (en) * 1983-05-18 1986-06-17 Jonathan Santos Wing tip airfoils
RU94036422A (ru) * 1994-09-29 1996-08-27 Ю.А. Арутюнов Крыло летательного аппарата
RU64174U1 (ru) * 2006-11-17 2007-06-27 ООО "Инновационный Центр "Опережение" Концевая крыльевая поверхность

Family Cites Families (80)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE634884C (de) 1936-09-05 Hamburger Flugzeugbau G M B H Aus etwa halbkreisfoermigen Schalen bestehender Tragholm fuer Flugzeuge
US1354677A (en) * 1918-04-08 1920-10-05 Melville W Mix Knockdown airplane-fuselage and process therefor
US1888418A (en) * 1921-04-14 1932-11-22 Adams Herbert Luther Flying machine
US1466551A (en) * 1921-12-06 1923-08-28 Bristol Aeroplane Co Ltd Aircraft, submarine, torpedo, and other totally immersed craft or structure
US1841921A (en) * 1929-12-04 1932-01-19 Spiegel Jacob Airplane construction
US2370801A (en) * 1941-05-14 1945-03-06 Cons Vultee Aireraft Corp Airplane wing structure
US2576981A (en) * 1949-02-08 1951-12-04 Vogt Richard Twisted wing tip fin for airplanes
US2743888A (en) * 1951-10-20 1956-05-01 Collins Radio Co Variable wing
US2750134A (en) * 1952-04-17 1956-06-12 Lockheed Aircraft Corp Multiple wheel main landing gear
US2749061A (en) * 1954-06-18 1956-06-05 Wesley A Franz Airplane wing stress compensating structure assembly
US3018985A (en) * 1956-12-31 1962-01-30 Martin Marietta Corp Swept wing with unswept spar
US3027118A (en) * 1959-01-28 1962-03-27 English Electric Co Ltd Ram jet propelled aircraft
US3270988A (en) * 1962-12-26 1966-09-06 Jr Clarence D Cone Minimum induced drag airfoil body
US3199813A (en) * 1964-06-03 1965-08-10 Boeing Co Aircraft airfoil pods
US3273833A (en) * 1965-01-21 1966-09-20 Dow Chemical Co Airfoil structure
US3712564A (en) * 1970-11-13 1973-01-23 S Rethorst Slotted diffuser system for reducing aircraft induced drag
DE2149956C3 (de) 1971-10-07 1974-03-28 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen Hochauftriebsflügel
US3840199A (en) * 1972-05-09 1974-10-08 R Tibbs Aircraft
US4045336A (en) * 1974-08-23 1977-08-30 Pauli Henrik Isteri Method and device for oxygenating water with vibrations and under pressure strokes
US4046336A (en) * 1975-05-13 1977-09-06 Textron, Inc. Vortex diffusion and dissipation
US4172574A (en) * 1976-06-16 1979-10-30 National Research Development Corporation Fluid stream deflecting members for aircraft bodies or the like
US4190219A (en) * 1977-05-17 1980-02-26 Lockheed Corporation Vortex diffuser
US4108403A (en) * 1977-08-05 1978-08-22 Reginald Vernon Finch Vortex reducing wing tip
US4205810A (en) * 1977-12-19 1980-06-03 The Boeing Company Minimum drag wing configuration for aircraft operating at transonic speeds
US4700911A (en) * 1982-02-09 1987-10-20 Dornier Gmbh Transverse driving bodies, particularly airplane wings
FR2521520A1 (fr) * 1982-02-15 1983-08-19 Daude Martine Ailettes marginales a angles d'attaque variables
FR2523072A1 (fr) * 1982-03-09 1983-09-16 Cabrol Lucien Aeronef pourvu d'une structure de sustentation a ailes superposees multiples
EP0094064A1 (en) 1982-05-11 1983-11-16 George Stanmore Rasmussen Wing tip thrust augmentation system
US4455004A (en) * 1982-09-07 1984-06-19 Lockheed Corporation Flight control device for airplanes
DE3242584A1 (de) * 1982-11-18 1984-05-24 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Anordnung von zusatzflaechen an den spitzen eines tragfluegels
DE3378573D1 (en) 1982-12-30 1989-01-05 Boeing Co Tapered thickness-chord ratio wing
GB8310224D0 (en) * 1983-04-15 1983-05-18 British Aerospace Wing tip arrangement
US4674709A (en) * 1983-06-20 1987-06-23 Welles Stanley W Airframe design
US4545552A (en) * 1983-06-20 1985-10-08 Welles Stanley W Airframe design
US4671473A (en) * 1984-11-08 1987-06-09 Goodson Kenneth W Airfoil
FR2614264B1 (fr) * 1987-04-24 1989-07-21 Aerospatiale Systeme de roulement pour aeronef.
US4776542A (en) * 1987-05-27 1988-10-11 Vigyan Research Associates, Inc. Aircraft stall-spin entry deterrent system
US5039032A (en) * 1988-11-07 1991-08-13 The Boeing Company High taper wing tip extension
US5082204A (en) * 1990-06-29 1992-01-21 Croston Leon J All wing aircraft
US5102068A (en) * 1991-02-25 1992-04-07 Gratzer Louis B Spiroid-tipped wing
IL101069A (en) * 1991-02-25 1996-09-12 Valsan Partners Purchase N Y A system for increasing the fuel efficiency of an aircraft and a kit for changing aircraft wings
US5156358A (en) * 1991-04-11 1992-10-20 Northrop Corporation Aircraft outboard control
US5378524A (en) * 1991-05-28 1995-01-03 Blood; Charles L. Friction reducing surface and devices employing such surfaces
US5275358A (en) * 1991-08-02 1994-01-04 The Boeing Company Wing/winglet configurations and methods for aircraft
US5348253A (en) * 1993-02-01 1994-09-20 Gratzer Louis B Blended winglet
JPH06255587A (ja) * 1993-03-09 1994-09-13 Honda Motor Co Ltd 航空機
US5395071A (en) * 1993-09-09 1995-03-07 Felix; Frederick L. Airfoil with bicambered surface
US5634613A (en) * 1994-07-18 1997-06-03 Mccarthy; Peter T. Tip vortex generation technology for creating a lift enhancing and drag reducing upwash effect
US5788191A (en) * 1995-08-18 1998-08-04 Sikorsky Aircraft Corporation Half-plow vortex generators for rotor blades for reducing blade-vortex interaction noise
US5897078A (en) * 1995-12-15 1999-04-27 The Boeing Company Multi-service common airframe-based aircraft
GB9600123D0 (en) * 1996-01-04 1996-03-06 Westland Helicopters Aerofoil
US5692703A (en) * 1996-05-10 1997-12-02 Mcdonnell Douglas Corporation Multiple application wheel well design
US6161797A (en) * 1996-11-25 2000-12-19 Dugan Air Technologies, Inc. Method and apparatus for reducing airplane noise
WO1998056654A1 (en) * 1997-06-13 1998-12-17 The Boeing Company Blunt-leading-edge raked wingtips
US5909858A (en) * 1997-06-19 1999-06-08 Mcdonnell Douglas Corporation Spanwise transition section for blended wing-body aircraft
JP2000006893A (ja) * 1998-06-23 2000-01-11 Fuji Heavy Ind Ltd 複合材翼構造
FR2780700B1 (fr) 1998-07-02 2000-09-29 Christian Hugues Cavite cylindrique en spirale
US5975464A (en) * 1998-09-22 1999-11-02 Scaled Composites, Inc. Aircraft with removable structural payload module
US6474604B1 (en) * 1999-04-12 2002-11-05 Jerry E. Carlow Mobius-like joining structure for fluid dynamic foils
DE19926832B4 (de) * 1999-06-12 2005-09-15 Airbus Deutschland Gmbh Unterschallflugzeug vorzugsweise mit gepfeilten Tragflügeln
US6484968B2 (en) * 2000-12-11 2002-11-26 Fort F. Felker Aircraft with elliptical winglets
DE10160315A1 (de) * 2001-12-07 2003-11-13 Airbus Gmbh Einrichtung zur Landeanflug-Steuerung eines Flugszeuges
US6578798B1 (en) * 2002-04-08 2003-06-17 Faruk Dizdarevic Airlifting surface division
US6547181B1 (en) * 2002-05-29 2003-04-15 The Boeing Company Ground effect wing having a variable sweep winglet
US6726149B2 (en) * 2002-05-31 2004-04-27 The Boeing Company Derivative aircraft and methods for their manufacture
US20040135032A1 (en) * 2002-06-20 2004-07-15 Gregg Robert D Spanwise tailoring of a trailing edge wedge to a wing
WO2004002823A1 (en) * 2002-06-26 2004-01-08 Mccarthy Peter T High efficiency tip vortex reversal and induced drag reduction
FR2841532B1 (fr) * 2002-06-27 2004-12-17 Airbus France Avion a controle actif du vrillage de ses ailes
US7048228B2 (en) * 2002-10-09 2006-05-23 The Boeing Company Slotted aircraft wing
US6886778B2 (en) * 2003-06-30 2005-05-03 The Boeing Company Efficient wing tip devices and methods for incorporating such devices into existing wing designs
GB0326228D0 (en) * 2003-11-10 2003-12-17 Airbus Uk Ltd Wing tip device
US7100875B2 (en) * 2004-02-20 2006-09-05 The Boeing Company Apparatus and method for the control of trailing wake flows
US7264200B2 (en) * 2004-07-23 2007-09-04 The Boeing Company System and method for improved rotor tip performance
DE102005028688A1 (de) * 2005-05-19 2006-11-30 Airbus Deutschland Gmbh Konzept eines variablen Winglets zur lateralen Lastenreduktion zur kombinierten lateralen und vertikalen Lastenreduktion und zur Performanceverbesserung von Fortbewegungsmitteln
US8544800B2 (en) * 2005-07-21 2013-10-01 The Boeing Company Integrated wingtip extensions for jet transport aircraft and other types of aircraft
FR2894558A1 (fr) * 2005-12-12 2007-06-15 Dassault Avions Aile a ailette d'extremite de voilure et aeronef comportant une telle aile
US7900876B2 (en) * 2007-08-09 2011-03-08 The Boeing Company Wingtip feathers, including forward swept feathers, and associated aircraft systems and methods
US20090084904A1 (en) * 2007-10-02 2009-04-02 The Boeing Company Wingtip Feathers, Including Paired, Fixed Feathers, and Associated Systems and Methods
US20090224107A1 (en) * 2008-03-04 2009-09-10 The Boeing Company Reduced Span Wings with Wing Tip Devices, and Associated Systems and Methods
US8128035B2 (en) * 2008-04-15 2012-03-06 The Boeing Company Winglets with recessed surfaces, and associated systems and methods

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4382569A (en) * 1979-12-26 1983-05-10 Grumman Aerospace Corporation Wing tip flow control
US4595160A (en) * 1983-05-18 1986-06-17 Jonathan Santos Wing tip airfoils
RU94036422A (ru) * 1994-09-29 1996-08-27 Ю.А. Арутюнов Крыло летательного аппарата
RU64174U1 (ru) * 2006-11-17 2007-06-27 ООО "Инновационный Центр "Опережение" Концевая крыльевая поверхность

Also Published As

Publication number Publication date
CN102089207A (zh) 2011-06-08
RU2010146134A (ru) 2012-05-20
CN102089207B (zh) 2016-07-13
JP5490097B2 (ja) 2014-05-14
WO2009129023A1 (en) 2009-10-22
CA2713162C (en) 2012-08-21
JP2011516345A (ja) 2011-05-26
US8128035B2 (en) 2012-03-06
EP2276665A1 (en) 2011-01-26
CA2713162A1 (en) 2009-10-22
EP2276665B1 (en) 2015-05-06
US20090256029A1 (en) 2009-10-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2492111C2 (ru) Концевые крылышки, содержащие поверхности с углублением, и соответствующие системы и способы
RU2521458C2 (ru) Непланарная законцовка крыла для крыльев самолета и крыло, содержащее такую законцовку
US10787246B2 (en) Wing tip with winglet and ventral fin
RU2490171C2 (ru) Конфигурация законцовки крыла, в частности крыла самолета
EP3194263B1 (en) Split blended winglet
US20090224107A1 (en) Reduced Span Wings with Wing Tip Devices, and Associated Systems and Methods
Kaul et al. Drag optimization study of variable camber continuous trailing edge flap (VCCTEF) using OVERFLOW
US8651427B1 (en) Wing tip device with recess in surface
JP2010530333A (ja) 小翼
US20170233065A1 (en) Curved wingtip for aircraft
US20110024573A1 (en) Extended winglet with load balancing characteristics
KR20130016336A (ko) 항공기 고정 날개
WO2010052446A1 (en) Aircraft fairing
US20220089277A1 (en) Retrofit flight control surface
US9637225B1 (en) Aircraft winglet
JP6114337B2 (ja) 航空機の翼を構成する方法、航空機の翼の構成および翼の構成を備えている航空機
GB2570105A (en) Retrofit flight control surface
RU2575739C2 (ru) Законцовка крыла