RU2637233C1 - Законцовка крыла летательного аппарата - Google Patents
Законцовка крыла летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2637233C1 RU2637233C1 RU2016145043A RU2016145043A RU2637233C1 RU 2637233 C1 RU2637233 C1 RU 2637233C1 RU 2016145043 A RU2016145043 A RU 2016145043A RU 2016145043 A RU2016145043 A RU 2016145043A RU 2637233 C1 RU2637233 C1 RU 2637233C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- tip
- aircraft
- wingtip
- profiles
- Prior art date
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
-
- 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)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла самолета серповидной формы имеет переднюю и заднюю кромки, выполненные нелинейной формы, выпуклой по всей длине, состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной (f=0.005-0.02), меньшей относительной толщиной (c=5-15%) и большими отрицательными значениями углов крутки (ε=5-25%). Хвостовая часть законцовки выполнена с отклонением координаты вершины назад по потоку от задней кромки крыла на расстояние (0.5-0.7)bк, где bк - концевая хорда крыла. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества самолета и улучшение показателя топливной эффективности. 4 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах с дозвуковой и околозвуковой скоростями полета.
Известно, что установка законцовки на крыле является одним из средств повышения аэродинамического качества самолета. Применение законцовок приводит к ослаблению интенсивности концевых вихрей, увеличению эффективного удлинения и соответствующему уменьшению индуктивного сопротивления.
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 РФ №2525335, кл. В64С 5/08, 2014 г.). Принцип действия изобретения основан на том, что при обтекании потоком воздуха крыла происходит перетекание воздуха с нижней плоскости крыла на верхнюю, законцовка крыла летательного аппарата препятствует перетеканию потока воздуха и выравнивает давление на верхней и нижней плоскостях крыла, ослабляя мощный концевой вихрь, разбивая его на несколько вихрей меньшей интенсивности.
Известна законцовка крыла, предназначенная для крепления к наружному концу крыла, образующего плоскость крыла, и содержащая верхний крылообразный элемент, выступающий вверх относительно плоскости крыла и имеющий заднюю кромку, и нижний крылообразный элемент (Патент РФ №2575739, кл. В64С 3/58, 2016 г.). Показано, что происходит снижение лобового сопротивления и вихревого сопротивления за счет установки нижнего винглета.
Однако такие устройства сложны по форме, имеют большие габариты и вес, требуют увеличения жесткости крыла, что приводит к перетяжелению конструкции.
Прототипом предлагаемого технического решения является законцовка крыла летательного аппарата, имеющая корневой профиль сечения, выполненный с S-образной средней линией и участком отрицательной вогнутости длиной 20-70% хорды. Изломный и концевой профили законцовки выполнены с положительной вогнутостью. Законцовка имеет наплыв в корневой части и излом по передней кромке (Патент РФ №2495787, кл. В64С 3/10).
В качестве недостатков прототипа можно указать неравномерное обтекание законцовки во всем диапазоне эксплуатационных чисел Маха M и менее благоприятную (бесскачковую) картину обтекания на трансзвуковых режимах полета (M=0.78-0.85).
Задачей и техническим результатом изобретения является повышение аэродинамического качества, несущих свойств летательного аппарата как при дозвуковых, так и при околозвуковых скоростях полета и, как следствие, снижение расхода топлива и уменьшение вредных выбросов в атмосферу.
Решение задачи и технический результат достигаются тем, что законцовка крыла летательного аппарата серповидной формы имеет переднюю и заднюю кромки, выполненные нелинейной формы, выпуклой по всей длине, состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной (f=0.005-0.02), уменьшенной относительной толщиной (с=5-15%) и большими отрицательными значениями углов крутки (ε=5-25%), хвостовая часть законцовки выполнена с отклонением координаты вершины назад по потоку от задней кромки крыла на расстояние (0.5-0.7)bк, где bк - концевая хорда крыла.
На фиг. 1 - схема законцовки крыла летательного аппарата серповидной формы в 2-х проекциях;
на фиг. 2 - типовые профили сечений конца крыла и корневого и концевого сечений законцовки;
на фиг. 3 - сравнение распределений давления (Cp) для законцовки прототипа и предлагаемой законцовки;
на фиг. 4 - зависимости прироста максимального аэродинамического качества модели самолета по скорости для законцовки-прототипа и предлагаемой законцовки.
Крыло самолета 1 имеет законцовку 2 серповидной формы, выполненную сложной формы с передней 3 и задней 4 кромками, выполненными нелинейной формы, выпуклой по всей длине, состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной (f=0.005-0.02), уменьшенной относительной толщиной (c=5-15%) и большими отрицательными значениями углов крутки (ε=5-25%) (фиг. 2), хвостовая часть 5 законцовки 2 выполнена с отклонением координаты вершины назад по потоку от задней кромки 6 крыла 1 на расстояние (0.5-0.7)bк, где bк - концевая хорда 7 крыла.
Устройство работает следующим образом. При обтекании крыла 1 в его концевой части образуется вихрь, который вызывает благоприятный скос потока, благодаря этому создается дополнительная подсасывающая сила на передней кромке 3 законцовки 2, а прохождение вихря над верхней поверхностью крыла создает отсос потока и дополнительное разрежение.
Применение предлагаемой законцовки позволило минимизировать неблагоприятное воздействие, вызываемое концевым вихрем, на обтекание концевой части крыла и перетекание потока с нижней поверхности крыла на верхнюю. Отклонение назад хвостовой части законцовки позволяет затянуть по скорости возникновение сверхзвуковых зон и использовать изобретение для обеспечения безотрывного обтекания концевой части крыла при больших значениях числа Маха М.
Поскольку в области законцовки обтекание носит весьма сложный характер с быстро меняющимся скосом потока по высоте, то для обеспечения более благоприятного распределения давления предложено использование предлагаемых профилей, дающих лучшие по сравнению с прототипом распределения давления (фиг. 3).
Был выполнен ряд расчетно-экспериментальных исследований, в том числе в аэродинамической трубе (АДТ), на модели самолета со стреловидным крылом большого удлинения без законцовки, с законцовкой-прототипом и с предлагаемой законцовкой. Результаты исследований показали, что предлагаемая законцовка по сравнению с прототипом позволяет увеличить максимальное аэродинамическое качество (фиг. 4) как на малых, так и на околозвуковых скоростях. При скорости потока, соответствующей числу M=0.7÷0.84, переход от законцовки-прототипа к предлагаемой законцовке дал возможность увеличить максимальное аэродинамическое качество модели на ΔKмах≈0.5÷1.
Использование предлагаемого изобретения позволит повысить аэродинамическое качество самолета как на дозвуковых, так и на околозвуковым скоростях полета, что позволит обеспечить экономию авиационного топлива (улучшить показатель топливной эффективности на 3-5%) и, как следствие, уменьшить вредные выбросы в атмосферу.
Claims (1)
- Законцовка крыла летательного аппарата серповидной формы, передняя и задняя кромки которой выполнены нелинейной формы, выпуклой по всей длине, отличающаяся тем, что состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной (f=0.005-0.02), меньшей относительной толщиной (с=5-15%) и большими отрицательными значениями углов крутки (ε=5-25%), хвостовая часть законцовки выполнена с отклонением координаты вершины назад по потоку от задней кромки крыла на расстояние (0.5-0.7)bк, где bк - концевая хорда крыла.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016145043A RU2637233C1 (ru) | 2016-11-17 | 2016-11-17 | Законцовка крыла летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016145043A RU2637233C1 (ru) | 2016-11-17 | 2016-11-17 | Законцовка крыла летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2637233C1 true RU2637233C1 (ru) | 2017-12-01 |
Family
ID=60581721
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016145043A RU2637233C1 (ru) | 2016-11-17 | 2016-11-17 | Законцовка крыла летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2637233C1 (ru) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2009155584A1 (en) * | 2008-06-20 | 2009-12-23 | Aviation Partners, Inc. | Curved wing tip |
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 |
WO2015107367A1 (en) * | 2014-01-20 | 2015-07-23 | Airbus Operations Limited | A curved winglet |
-
2016
- 2016-11-17 RU RU2016145043A patent/RU2637233C1/ru active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2009155584A1 (en) * | 2008-06-20 | 2009-12-23 | Aviation Partners, Inc. | Curved wing tip |
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 |
WO2015107367A1 (en) * | 2014-01-20 | 2015-07-23 | Airbus Operations Limited | A curved winglet |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Wang et al. | Gurney flap—Lift enhancement, mechanisms and applications | |
US20070262205A1 (en) | Retractable multiple winglet | |
US20150217851A1 (en) | Wing configuration | |
CN108974326B (zh) | 一种仿生波浪前缘翼梢小翼装置 | |
CN103693187B (zh) | 一种机翼结构 | |
CN207826548U (zh) | 一种高效低噪旋翼 | |
US20170073062A1 (en) | Variable Geometry Wingtip | |
WO2011098807A1 (en) | Apparatus and Method for Aerodynamic Drag Reduction | |
EP2604516A2 (en) | Minimally intrusive wingtip vortex wake mitigation using microvane arrays | |
CN112124561B (zh) | 用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构及飞行器 | |
CN203558201U (zh) | 一种飞机机翼 | |
RU2637233C1 (ru) | Законцовка крыла летательного аппарата | |
RU2581642C2 (ru) | Аэродинамический профиль крыла | |
CN104097763B (zh) | 一种异形机翼翼型 | |
RU2495787C1 (ru) | Законцовка крыла летательного аппарата | |
CN100400375C (zh) | 钝尾缘翼型 | |
CN202541831U (zh) | 一种飞机小翼 | |
RU2481242C1 (ru) | Законцовка крыла летательного аппарата | |
RU65861U1 (ru) | Законцовка лопасти винта | |
CN100513256C (zh) | 一种增加升力和失速迎角的篷翼 | |
RU2095281C1 (ru) | Концевое крылышко | |
RU2173655C1 (ru) | Законцовка крыла самолета | |
RU194250U1 (ru) | Крыло малого удлинения для дозвукового летательного аппарата | |
Munson et al. | Airfoils and Wings | |
RU72459U1 (ru) | Составная законцовка несущей поверхности |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
TC4A | Change in inventorship |
Effective date: 20180222 |