RU2748824C1 - Tip - Google Patents
Tip Download PDFInfo
- Publication number
- RU2748824C1 RU2748824C1 RU2020137708A RU2020137708A RU2748824C1 RU 2748824 C1 RU2748824 C1 RU 2748824C1 RU 2020137708 A RU2020137708 A RU 2020137708A RU 2020137708 A RU2020137708 A RU 2020137708A RU 2748824 C1 RU2748824 C1 RU 2748824C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tip
- boundary layer
- edge
- aerodynamic surface
- drains
- 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
- B64C23/065—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Настоящее изобретение относится к области аэродинамики и может применяться на различных аэродинамических поверхностях, преимущественно на крыльях самолетов и планеров, элементах хвостового оперения, а также лопастях воздушных винтов и ветровых турбин. Изобретение относится к рубрике В64С 23/06.The present invention relates to the field of aerodynamics and can be applied to a variety of aerodynamic surfaces, mainly on the wings of aircraft and gliders, empennage elements, as well as propeller blades and wind turbines. The invention relates to heading
Из уровня техники известны технические решения, аналогичные предлагаемому, как например, законцовки с заостренной рабочей кромкой, общими чертами которых является более медленное нарастание индуктивного сопротивления по мере роста угла атаки крыла. Наиболее характерным примером такой законцовки является также законцовка Хорнера, применяемая, в частности, на самолете укороченного взлета и посадки СН-701, которая по своему техническому решению наиболее близка к предложенному изобретению и изображение которой приводится в сети Интернет по адресу: https://lh3.qoogleusercontent.com/proxy/-BXt5ub5of4mp8icwDduse2CD-Re_lxkp66ZEe3RSTW5ZubPbvLd2kq2M3TqN-ihnZLhLK5OKjQ4n7D3-AZoDTQI5LJf.From the prior art, technical solutions are known, similar to the proposed one, such as tips with a sharpened working edge, the common features of which is a slower increase in inductive resistance as the angle of attack of the wing increases. The most typical example of such a tip is also Horner's tip, used, in particular, on the CH-701 shortened takeoff and landing aircraft, which, in terms of its technical solution, is the closest to the proposed invention and the image of which is shown on the Internet at: https: // lh3 .qoogleusercontent.com / proxy / -BXt5ub5of4mp8icwDduse2CD-Re_lxkp66ZEe3RSTW5ZubPbvLd2kq2M3TqN-ihnZLhLK5OKjQ4n7D3-AZoDTQI5LJf.
Данная законцовка входит в состав аэродинамической поверхности, рассматриваемой в горизонтальном положении и образованной в продольном отношении, по меньшей мере, одним удобообтекаемым профилем и содержит верхнюю и нижнюю стороны, сопрягаемые между собой с образованием передней и задней кромок, при этом законцовка образована верхней и нижней поверхностями, переходящими в верхнюю и нижнюю стороны аэродинамической поверхности, а также сопрягаемым между собой с образованием рабочей кромки, изогнутой в одной или двух плоскостях и состоящей из входящего и исходящего участков, примыкающих к передней и задней кромкам аэродинамической поверхности и сопрягающихся между собой в точке, соответствующей максимальному размаху аэродинамической поверхности таким образом, что проекция рабочей кромки на плоскость хорд имеет вид обращенной наружу дуги постоянного или переменного радиуса.This tip is part of the aerodynamic surface, considered in a horizontal position and formed in the longitudinal relation by at least one streamlined profile and contains the upper and lower sides, mating with each other to form the leading and trailing edges, while the tip is formed by the upper and lower surfaces , passing into the upper and lower sides of the aerodynamic surface, as well as mating with each other to form a working edge bent in one or two planes and consisting of incoming and outgoing sections adjacent to the leading and trailing edges of the aerodynamic surface and mating with each other at a point corresponding to the maximum span of the aerodynamic surface in such a way that the projection of the working edge onto the chord plane looks like an outward-facing arc of constant or variable radius.
Преимуществом данного технического решения является простота конструктивной реализации и малая собственной массе законцовки, а некоторое увеличение эффективного размаха крыла при одновременно уменьшении толщины вихревого жгута, что замедляет нарастание индуктивного сопротивления по мере роста угла атаки. Кроме того, законцовка Хорнера позволяет сохранить устойчивое вихреобразование на субкритических углах атаки в широком диапазоне углов скольжения, что обеспечивает эффективное «дренирование» пограничного слоя на верхней стороне законцовки и уменьшает вероятность развития асимметричного срыва на крыле при маневрировании на относительно небольших скоростях.The advantage of this technical solution is the simplicity of the constructive implementation and the low own weight of the tip, and a slight increase in the effective wing span with a simultaneous decrease in the thickness of the vortex bundle, which slows down the increase in inductive resistance as the angle of attack increases. In addition, Horner's tip maintains stable vortex formation at subcritical angles of attack in a wide range of slip angles, which ensures effective "drainage" of the boundary layer on the upper side of the tip and reduces the likelihood of asymmetric stall development on the wing when maneuvering at relatively low speeds.
Недостатком классической законцовки Хорнера, является повышенное донное сопротивление на малых углах атаки, вызванное отклонением внутрь формируемого исходящим отрезком рабочей кромки концевого вихря (что соответствует обтеканию дискового крыла в «критических» секторах 100-130 градусов).The disadvantage of the classic Horner tip is the increased bottom drag at low angles of attack caused by the inward deflection of the end vortex formed by the outgoing segment of the working edge (which corresponds to the flow around the disc wing in the "critical" sectors of 100-130 degrees).
Из уровня техники известна также законцовка Паркера, являющаяся развитием законцовки Хорнера, описание которой размещено в сети Интернет по адресу:From the prior art, Parker's ending is also known, which is a development of Horner's ending, the description of which is posted on the Internet at:
http://www.myplane.nl/cherrydocs/THEORETICAL_ASPECTS_AND_PRACTICAL_US_AGE.pdf.http://www.myplane.nl/cherrydocs/THEORETICAL_ASPECTS_AND_PRACTICAL_US_AGE.pdf.
На рисунке «С» стр. 2. Также она изображена на фото, размещенном по адресуFigure "C"
https://scontent-arn2-1.xx.fbcdn.net/v/t1.0-9/s851x315/12814485_898259200291353_https://scontent-arn2-1.xx.fbcdn.net/v/t1.0-9/s851x315/12814485_898259200291353_
652362269876169342_n.jpq?_nc_cat=103&ccb=2&_nc_sid=8bfeb9&_nc_eui2=AeFvtzaj652362269876169342_n.jpq? _Nc_cat = 103 & ccb = 2 & _nc_sid = 8bfeb9 & _nc_eui2 = AeFvtzaj
7CffkYuwuvA9S1EKfJw_LF5laU98nD8sXkhpT_RxiRQXtoY2Ofwr_TNTyMasQBEV6Na7CffkYuwuvA9S1EKfJw_LF5laU98nD8sXkhpT_RxiRQXtoY2Ofwr_TNTyMasQBEV6Na
A8cS8hiESmas1&_nc_ohc=z3o70XLcQm4AX83mcoU&_nc_ht=scontent-arn2-1.xx&tp=A8cS8hiESmas1 & _nc_ohc = z3o70XLcQm4AX83mcoU & _nc_ht = scontent-arn2-1.xx & tp =
7&oh=ef7bc8da9a42caacf630c45be460b6a0&oe=5FD699FE.7 & oh = ef7bc8da9a42caacf630c45be460b6a0 & oe = 5FD699FE.
Данная законцовка дополнительно содержит лопасть, образованную верхней и нижней поверхностями, являющимися продолжением верхней и нижней поверхностей законцовки и сопрягаемым между собой с образованием также внешней и тыльной кромок, при этом нижняя поверхность законцовки вблизи в задней части имеет двояковогнутый участок, внешняя и тыльная кромки сопрягаются между собой под прямым углом с образованием ведущего угла аэродинамической поверхности, а внешняя кромка лопасти плавно переходит в переднюю часть рабочей кромки.This tip additionally contains a blade formed by the upper and lower surfaces that are a continuation of the upper and lower surfaces of the tip and mate with each other to form also the outer and rear edges, while the lower surface of the tip near the rear has a biconcave section, the outer and rear edges are mated between itself at a right angle with the formation of the leading angle of the aerodynamic surface, and the outer edge of the blade smoothly passes into the front part of the working edge.
Достоинством данной законцовки является некоторое снижение донного сопротивления на малых углах атаки за счет исключении отклонения внутрь ядра концевого вихря.The advantage of this tip is a slight decrease in bottom resistance at low angles of attack due to the elimination of the tip vortex deflection inside the core.
Недостатком данной законцовки является несколько больший, чем у «классической» законцовки Хорнера, вес, а также несколько худшее «дренирование» пограничного слоя на субкритических углах атаки при наличии скольжения, что может негативно сказаться на поперечной устойчивости и управляемости самолета, оснащенного подобными законцовками, делая его более строгим в пилотировании.The disadvantage of this tip is a slightly higher weight than that of the "classic" Horner tip, as well as somewhat worse "drainage" of the boundary layer at subcritical angles of attack in the presence of slip, which can adversely affect the lateral stability and controllability of an aircraft equipped with such tips, making its more strict in piloting.
Кроме того, единая протяженная рабочая кромка также увеличивает создаваемый законцовкой аэродинамический шум.In addition, a single, extended leading edge also increases aerodynamic noise generated by the tip.
Из уровня техники также известны законцовки аэродинамических поверхностей, в конструкции которых просматривается заимствование решений из области гидроаэродинамики, характерных для живой природы.From the prior art also known tips of aerodynamic surfaces, in the design of which can be seen borrowing solutions from the field of hydroaerodynamics, characteristic of wildlife.
Так, например, из уровня техники известна законцовка крыла самолета Pipistrel Panthera, фотографии которого размещены в сети Интернет по адресу https://s30121.pcdn.co/wp-content/uploads/2020/09/Pipistrel-Panthera.ipq.For example, the prior art knows the wingtip of the Pipistrel Panthera aircraft, photographs of which are posted on the Internet at https://s30121.pcdn.co/wp-content/uploads/2020/09/Pipistrel-Panthera.ipq.
Данная законцовка отчасти аналогична по форме крылу стрижа и выполнена в виде стока пограничного слоя, отогнутого вверх и образованного верхней вогнутой и нижней выпуклой поверхностями, сопряженным между собой с образованием внешней и тыльной кромок, внешняя и тыльная кромка сопрягаются между собой под острым углом с образованием вершины, выступающей за габарит задней кромки крыла, при этом внешняя кромка стока пограничного слоя плавно переходит в переднюю, а тыльная - в заднюю кромку аэродинамической поверхности.This tip is partly similar in shape to the wing of a swift and is made in the form of a boundary layer drain, bent upward and formed by the upper concave and lower convex surfaces, conjugated with each other to form the outer and rear edges, the outer and rear edges mate with each other at an acute angle to form a top protruding beyond the dimensions of the trailing edge of the wing, while the outer edge of the boundary layer drain smoothly passes into the front edge, and the rear edge - into the trailing edge of the aerodynamic surface.
Преимуществом данной законцовки является пониженное индуктивное сопротивление, обусловленное малым углом атаки внешней кромки относительно направления течения пограничного слоя на выпуклой нижней поверхности стока пограничного слоя, что и обеспечивает минимальную энергию сходящего с законцовки вихревого жгута. Недостатком данной законцовки является ограниченность ее области применения крыльями с небольшими концевыми хордами и значительным относительным удлинением.The advantage of this tip is the reduced inductive resistance, due to the small angle of attack of the outer edge relative to the direction of the boundary layer flow on the convex bottom surface of the boundary layer drain, which provides the minimum energy of the vortex bundle descending from the tip. The disadvantage of this tip is the limited scope of its application by wings with small end chords and significant relative lengthening.
Из уровня техники известна также многоэлементная законцовка крыла китайской версии самолета Ан-2, изображение которой размещено в сети Интернет по адресуA multi-element wingtip of the Chinese version of the An-2 aircraft is also known from the prior art, the image of which is posted on the Internet at the address
https://avatars.mds.yandex.net/get-zen_doc/108343/pub_5d622ad4dfa9ce00ad0b2952_5d62d0b5998ed600ad85c0ce/scale_1200.https://avatars.mds.yandex.net/get-zen_doc/108343/pub_5d622ad4dfa9ce00ad0b2952_5d62d0b5998ed600ad85c0ce/scale_1200.
Данная законцовка образована телом вращения, на котором расположены три винглета большого относительного удлинения, напоминающие концевые маховые перья крупных птиц, при этом винглеты расположены под различными углами к плоскости хорд и имеют различную длину, что обеспечивает взаимное дистанцирование проекций вершин винглетов на поперечную плоскость. Основным техническим результатом, возникающим при использовании данной законцовки можно считать фрагментацию ядра концевого вихря на три относительно маломощных вихревых жгута сонаправленного вращения, что снижает индуктивное сопротивление крыла и повышает значение K в диапазоне скоростей и углов атаки, соответствующих установочным углам винглетов. Недостатком данного технического решения является концентрация положительного эффекта в узком диапазоне скоростей, а также вредная интерференция, неизбежно возникающая при протекании потока через сужающиеся щели между сближенными корневыми участками винглетов, что не позволяет эффективно использовать данную законцовку на более скоростных, чем Ан-2, самолетах, а также на лопастях воздушных винтов.This tip is formed by a body of revolution, on which there are three winglets of large relative elongation, reminiscent of the terminal flight feathers of large birds, while the winglets are located at different angles to the plane of the chords and have different lengths, which ensures the mutual distance of the projections of the tops of the winglets on the transverse plane. The main technical result arising from the use of this tip can be considered the fragmentation of the tip vortex core into three relatively low-power vortex bundles of co-directional rotation, which reduces the inductive drag of the wing and increases the value of K in the range of velocities and angles of attack corresponding to the setting angles of the winglets. The disadvantage of this technical solution is the concentration of the positive effect in a narrow range of speeds, as well as harmful interference that inevitably arises when the flow flows through the narrowing slots between the close root portions of the winglets, which does not allow effective use of this tip on more high-speed aircraft than the An-2. as well as on the propeller blades.
Известен также обыкновенный тунец (лат. Thunnus thynnus), описание которого размещено в сети Интернет по адресу https://resizer.mail.ru/p/1274df53-2eba-560c-8509-6823f0d5af8e/AAAcOrblBi0mcx1eeNPepD-AJglo_GtMKceVRa2qnYeKMiHdNS1MYbsO2lelZ5HO9EE0cCQMIodfpTJ08kMKoblzv9s.jpg.Common tuna (Latin Thunnus thynnus) is also known, the description of which is posted on the Internet at https://resizer.mail.ru/p/1274df53-2eba-560c-8509-6823f0d5af8e/AAAcOrblBi0mcx1eeNPepD-AJglo_GtqHobYeVRa2.
Тунец - рыба из семейства скумбриевых, известная своей способностью развивать высокую, до 70 км/ч, скорость на короткой дистанции. Характерной особенностью морфологии тунца является наличие дополнительных шиловидных плавничков, расположенных на брюшной и спинной сторонах тела перед хвостовым плавником.Tuna is a fish from the mackerel family, known for its ability to develop high, up to 70 km / h, speed over a short distance. A characteristic feature of tuna morphology is the presence of additional styloid fins located on the ventral and dorsal sides of the body in front of the caudal fin.
Предположительно, данные плавнички выступают в роли множественных стоков пограничного слоя, обеспечивающих его спокойное отекание в набегающий поток благодаря формированию внешними кромками шиловидных плавничков большого количества мелких концевых вихрей, что уменьшает величину донного сопротивления сужающейся части тела тунца в процессе выполнения маховых движений хвостового плавника. Кроме того, побочным эффектом такого строения тела может быть также предотвращение формирования значительных по объему кавитационных пузырей, последующее коллапсирование которых способно причинить серьезные механические повреждения хвостовому плавнику. Той же функции служит и слабая болевая иннервация хвостового плавника.Presumably, these fins act as multiple drains of the boundary layer, which ensure its smooth swelling into the oncoming stream due to the formation of a large number of small terminal vortices by the outer edges of the styloid fins, which reduces the value of the bottom resistance of the tapering part of the tuna body during the flapping movements of the caudal fin. In addition, a side effect of such a body structure can also be the prevention of the formation of large cavitation bubbles, the subsequent collapse of which can cause serious mechanical damage to the caudal fin. The weak painful innervation of the caudal fin serves the same function.
Таким образом, при разработке предложенной изобретения была поставлена основная задача увеличения аэродинамического качества крыльев самолетов и планеров, увеличения КПД приводных и авторотирующих воздушных винтов различного назначения, в том числе лопастей ветровых турбин за счет объяснения и использования решения из области гидроаэродинамики, представленного в живой природе.Thus, in the development of the proposed invention, the main task was set to increase the aerodynamic quality of the wings of aircraft and gliders, to increase the efficiency of driving and autorotating propellers for various purposes, including wind turbine blades, by explaining and using a solution from the field of hydroaerodynamics presented in wildlife.
Кроме того, применительно к самолетам и планерам также была поставлена задача увеличения коэффициента демпфирующего момента крена.In addition, in relation to airplanes and gliders, the task was also set to increase the coefficient of the damping moment of the roll.
Кроме того, применительно к самолетам и планерам была также поставлена задача увеличения коэффициента момента крена, создаваемого отклоняемыми поверхностями.In addition, in relation to airplanes and gliders, the task was also set to increase the coefficient of roll moment created by deflected surfaces.
Кроме того, применительно к воздушным винтам и ветровым турбинам была поставлена задача уменьшения генерируемого аэродинамического шума.In addition, in relation to propellers and wind turbines, the task was set to reduce the generated aerodynamic noise.
Цель изобретения: улучшение летно-технических характеристик летательных аппаратов и энергоэффективности ветровых турбин.The purpose of the invention: improving the flight performance of aircraft and the energy efficiency of wind turbines.
Для достижения поставленной цели в известную конструкцию законцовки, входящей в состав аэродинамической поверхности, рассматриваемой в горизонтальном положении и образованной в продольном отношении, по меньшей мере, одним удобообтекаемым профилем и содержащая верхнюю и нижнюю стороны, сопрягаемые между собой с образованием передней и задней кромок, при этом законцовка образована верхней и нижней поверхностями, переходящими в верхнюю и нижнюю стороны аэродинамической поверхности, а также сопрягаемым между собой с образованием рабочей кромки, изогнутой в одной или двух плоскостях и состоящей из входящего и исходящего участков, примыкающих к передней и задней кромкам аэродинамической поверхности и сопрягающихся между собой в точке, соответствующей максимальному размаху аэродинамической поверхности таким образом, что проекция рабочей кромки на плоскость хорд имеет вид обращенной наружу дуги постоянного или переменного радиуса, были включены следующие конструктивные изменения: законцовка дополнительно содержит, по меньшей мере, два стока пограничного слоя, расположенных в ряд на исходящем участке рабочей кромки вплотную друг к другу или на некотором расстоянии друг от друга с возможностью дробления сердцевины концевого вихря на два и более вихревых жгута сонаправленного вращения, при этом каждый из стоков пограничного слоя выполнен в виде плоского или объемного конструктивного элемента треугольной формы, образованного верхней и нижней поверхностями, являющимися продолжением верхней и нижней поверхностей законцовки и сопрягаемыми между собой с образованием внешней и тыльной кромок, являющихся составной частью рабочей кромки, внешняя кромка каждого из стоков пограничного слоя, по меньшей мере, в два раза длиннее тыльной кромки и сопрягается с ней под острым углом с образованием обращенной назад вершины, а стоки пограничного слоя смещены относительно друг друга таким образом, что проекция исходящего участка рабочей кромки на плоскость хорд имеет форму ступеней, где следующая по направлению движения потока ступень смещена внутрь относительно предыдущей.To achieve this goal in the known design of the tip, which is part of the aerodynamic surface, considered in a horizontal position and formed longitudinally by at least one streamlined profile and containing the upper and lower sides, mating with each other to form the leading and trailing edges, when the tip is formed by the upper and lower surfaces passing into the upper and lower sides of the aerodynamic surface, as well as mating with each other to form a working edge bent in one or two planes and consisting of incoming and outgoing sections adjacent to the leading and trailing edges of the aerodynamic surface and mating with each other at a point corresponding to the maximum span of the aerodynamic surface in such a way that the projection of the working edge onto the chord plane looks like an outward-facing arc of constant or variable radius, the following design changes were included: additionally contains at least two boundary layer drains arranged in a row on the outgoing section of the working edge close to each other or at a certain distance from each other with the possibility of crushing the end vortex core into two or more vortex bundles of co-directional rotation, with each of boundary layer drains are made in the form of a flat or three-dimensional structural element of a triangular shape, formed by the upper and lower surfaces, which are a continuation of the upper and lower surfaces of the tip and mate with each other to form the outer and rear edges, which are an integral part of the working edge, the outer edge of each of the boundary drains layer is at least twice as long as the rear edge and mates with it at an acute angle to form a backward-facing top, and the boundary layer drains are displaced relative to each other in such a way that the projection of the outgoing section of the working edge onto the chord plane has the shape of steps, where next I, in the direction of flow, the step is displaced inward relative to the previous one.
Кроме того, проекции вершин соседних стоков пограничного слоя на поперечную плоскость, перпендикулярную вектору скорости набегающего потока при нулевых углах атаки и скольжения расположены друг от друга на расстоянии от 20 до 35 процентов расстояния между вершинами вышеупомянутых стоков пограничного слоя по прямой линии, расстояние между вершинами крайнего переднего и крайнего заднего стоков пограничного слоя составляет не менее 50 процентов концевой хорды аэродинамической поверхности, а вершина первого по направлению движения потока стока пограничного слоя расположена позади плоскости, соответствующей сечению аэродинамической поверхности по ее максимальной толщине.In addition, the projections of the tops of the adjacent sinks of the boundary layer onto the transverse plane perpendicular to the velocity vector of the incident flow at zero angles of attack and slip are located from each other at a distance of 20 to 35 percent of the distance between the tops of the aforementioned boundary layer sinks in a straight line, the distance between the vertices of the extreme of the front and extreme rear flows of the boundary layer is at least 50 percent of the terminal chord of the aerodynamic surface, and the top of the first boundary layer in the direction of flow of the flow flow is located behind the plane corresponding to the section of the aerodynamic surface along its maximum thickness.
Кроме того, передняя кромка аэродинамической поверхности плавно переходит во входящий участок рабочей кромки, входящий участок рабочей кромки - во внешнюю кромку крайнего переднего стока пограничного слоя, тыльная кромка, по меньшей мере, одного стока пограничного слоя - во внешнюю кромку соседнего стока пограничного слоя, а тыльная кромка крайнего заднего стока пограничного слоя - в заднюю кромку аэродинамической поверхности.In addition, the leading edge of the aerodynamic surface smoothly passes into the incoming section of the working edge, the incoming section of the working edge - into the outer edge of the extreme forward runoff of the boundary layer, the rear edge of at least one runoff of the boundary layer into the outer edge of the adjacent runoff of the boundary layer, and the rear edge of the extreme rear runoff of the boundary layer - into the trailing edge of the aerodynamic surface.
Кроме того, законцовка образована в продольном отношении набором симметричных или асимметричных удобообтекаемых профилей, каждый из стоков пограничного слоя также образован набором симметричных удобообтекаемых профилей, при этом рабочая кромка законцовки, а также внешние и тыльные кромки стоков пограничного слоя расположены в непосредственной близости от плоскости хорд с возможностью выравнивания аэродинамических характеристик аэродинамической поверхности на положительных и отрицательных углах атаки.In addition, the tip is formed longitudinally by a set of symmetric or asymmetric streamlined profiles, each of the boundary layer drains is also formed by a set of symmetric streamlined profiles, while the tip working edge, as well as the outer and rear edges of the boundary layer drains are located in the immediate vicinity of the chord plane with the ability to align the aerodynamic characteristics of the aerodynamic surface at positive and negative angles of attack.
Кроме того, законцовка образована в продольном отношении набором асимметричных удобообтекаемых профилей, верхняя поверхность законцовки является продолжением верхней стороны аэродинамической поверхности, нижняя поверхность законцовки выполнена в виде наклонной торцевой поверхности, сопрягаемой с верхней поверхностью под острым углом с образованием рабочей кромки и с нижней стороной аэродинамической поверхности под тупым углом, боковая проекция рабочей кромки выполнена в виде обращенной вверх дуги, при этом каждая следующая по направлению движения потока внешняя кромка смещена внутрь и вниз относительно предыдущей, стоки пограничного слоя выполнены с отгибом вверх, нижние поверхности стоков пограничного слоя выполнены выпуклыми и сопрягаются с наклонной торцевой поверхностью под тупым углом, а верхние поверхности стоков пограничного слоя выполнены вогнутыми и сопрягаются по касательной с верхней поверхностью законцовки.In addition, the tip is formed in the longitudinal relation by a set of asymmetric, streamlined profiles, the upper surface of the tip is a continuation of the upper side of the aerodynamic surface, the lower surface of the tip is made in the form of an inclined end surface mating with the upper surface at an acute angle to form a working edge and with the lower side of the aerodynamic surface at an obtuse angle, the lateral projection of the working edge is made in the form of an upward-facing arc, with each outer edge following in the direction of flow movement is displaced inward and downward relative to the previous one, the boundary layer drains are bent upward, the lower surfaces of the boundary layer drains are convex and mate with an inclined end surface at an obtuse angle, and the upper surfaces of the boundary layer drains are concave and mate tangentially with the upper surface of the tip.
Кроме того, средняя часть верхней поверхности законцовки, примыкающая к верхней поверхности крайнего переднего стока пограничного слоя выполнена с подъемом относительно верхней стороны аэродинамической поверхности с возможностью дополнительного увеличения расстояния между проекциями вершин стоков пограничного слоя на поперечную плоскость, при этом, по меньшей мере, 25% площади верхней поверхности законцовки имеет двойную отрицательную кривизну.In addition, the middle part of the upper surface of the tip, adjacent to the upper surface of the extreme forward flow of the boundary layer, is made with a rise relative to the upper side of the aerodynamic surface with the possibility of further increasing the distance between the projections of the tops of the flows of the boundary layer on the transverse plane, while at least 25% the upper surface area of the tip has a double negative curvature.
Кроме того, выпуклые поверхности стоков пограничного слоя выполнены в виде наплывов, выходящих за габарит стока пограничного слоя на нижнюю поверхность законцовки с возможностью спрямления потока, переходящего с нижней поверхности законцовки на выпуклую поверхность стока пограничного слоя, при этом наплывы расположены со смещением по диагонали относительно друг друга, а средняя длина наплыва, по меньшей мере, на 25 процентов больше среднего расстояния между соседними вершинами стоков пограничного слоя.In addition, the convex surfaces of the boundary layer effluents are made in the form of influxes that go beyond the boundary layer drain to the lower surface of the tip with the possibility of straightening the flow passing from the lower surface of the tip to the convex surface of the boundary layer drain, while the influxes are displaced diagonally relative to each other. the other, and the average inundation length is at least 25 percent longer than the average distance between adjacent peaks of the boundary layer sinks.
Кроме того, проекции на плоскость хорд внешних кромок, по меньшей мере, двух стоков пограничного слоя имеют вид обращенных наружу дуг, при этом касательные к любым двум соседним внешним кромкам, взятые при вершинах стоков пограничного слоя, расположены под углом от 4 до 15 градусов друг к другу и расходятся по направлению течения потока, а для каждой следующей по направлению течения потока тыльной кромки, угол между касательными к концам проекции на поперечную плоскость меньше, чем для предыдущей тыльной кромки.In addition, the projections onto the chord plane of the outer edges of at least two boundary layer drains are in the form of outward-facing arcs, while the tangents to any two adjacent outer edges taken at the tops of the boundary layer drains are located at an angle of 4 to 15 degrees to each other. to the other and diverge in the direction of the flow, and for each rear edge next to the flow, the angle between the tangents to the ends of the projection onto the transverse plane is less than for the previous rear edge.
Кроме того, законцовка дополнительно содержит запирающий гребень, выполненный в виде отдельного конструктивного элемента или как неотъемлемая часть законцовки и расположенный вблизи места сопряжения наклонной торцевой поверхности с нижней стороной аэродинамической поверхности с возможностью увеличения перепада давления между верхней и нижней сторонами аэродинамической поверхности, запирающий гребень выступает назад за габарит задней кромки аэродинамической поверхности на величину от 15 до 40 процентов концевой хорды и образован внешней и внутренней поверхностями, сопрягаемыми между собой с образованием верхней и нижней кромок, верхняя кромка примыкает к задней кромке аэродинамической поверхности, а нижняя кромка - смыкается с верхней кромкой в задней части запирающего гребня и примыкает к нижней стороне аэродинамической поверхности, при этом длина запирающего гребня составляет не менее 60%, а высота - не менее 10% концевой хорды аэродинамической поверхности.In addition, the tip additionally contains a locking ridge, made in the form of a separate structural element or as an integral part of the tip and located near the interface of the inclined end surface with the lower side of the airfoil with the possibility of increasing the pressure difference between the upper and lower sides of the airfoil, the locking ridge protrudes back beyond the dimension of the trailing edge of the aerodynamic surface by an amount from 15 to 40 percent of the terminal chord and is formed by the outer and inner surfaces mating with each other to form the upper and lower edges, the upper edge adjoins the trailing edge of the aerodynamic surface, and the lower edge - closes with the upper edge in the rear part of the locking ridge and adjoins the lower side of the aerofoil, while the length of the locking ridge is at least 60%, and the height is at least 10% of the terminal chord of the aerodynamic surface.
Кроме того, законцовка установлена на аэродинамической поверхности, выполненной в виде основной и отклоняемой частей и выполнена в виде двух конструктивных элементов: законцовки основной части, содержащей два и более стока пограничного слоя и законцовки отклоняемой части, включающей в себя, по меньшей мере, один сток пограничного слоя, аналогичный по форме стокам пограничного слоя законцовки основной части.In addition, the tip is installed on the aerodynamic surface, made in the form of the main and deflected parts and is made in the form of two structural elements: the tip of the main part, containing two or more boundary layer drains, and the tip of the deflected part, which includes at least one outlet. boundary layer, similar in shape to the boundary layer flows of the ending of the main part.
Кроме того, отклоняемая часть аэродинамической поверхности реализована в виде поворотного хвостовика, интегрированного в удобообтекаемый профиль основной части, при этом законцовка основной части и законцовка отклоняемой поверхности также выполнены в виде единого удобообтекаемого тела, разделенного на две части, при этом ось поворота отклоняемой части разделяет исходящий участок рабочей кромки на две части.In addition, the deflected part of the aerodynamic surface is implemented in the form of a rotary shank integrated into the streamlined profile of the main part, while the tip of the main part and the tip of the deflected surface are also made in the form of a single streamlined body, divided into two parts, while the pivot axis of the deflected part divides the outgoing section of the working edge into two parts.
Кроме того, отклоняемая часть аэродинамической поверхности выполнена в виде подвесного элерона или флапперона с удобообтекаемым профилем и подвешена под задней кромкой основной части на, по меньшей мере, двух кронштейнах с образованием профилированной щели, при этом законцовка выполнена в виде двух удобообтекаемых тел и содержит две рабочие кромки, одна из которых находится на законцовке отклоняемой части и плавно переходит в переднюю кромку подвесного элерона или флапперона, а вторая - на законцовке основной части аэродинамической поверхности.In addition, the deflected part of the aerodynamic surface is made in the form of a suspended aileron or flapperon with a streamlined profile and is suspended under the trailing edge of the main part on at least two brackets with the formation of a profiled slot, while the tip is made in the form of two streamlined bodies and contains two working edges, one of which is located at the tip of the deflected part and smoothly passes into the leading edge of the outboard aileron or flapperon, and the second - at the tip of the main part of the aerodynamic surface.
Благодаря введенным конструктивным изменениям, уменьшается индуктивное сопротивление аэродинамической поверхности, что приводит к росту аэродинамического качества, а также уменьшению уровня генерируемого законцовкой аэродинамического шума.Due to the introduced design changes, the inductive resistance of the aerodynamic surface is reduced, which leads to an increase in the aerodynamic quality, as well as a decrease in the level of aerodynamic noise generated by the tip.
Кроме того, применительно к самолету существенно улучшается путевая устойчивость и демпфирование в поперечном канале за счет минимизации зон неустойчивости пограничного слоя на скошенном участке рабочей кромки.In addition, with regard to the aircraft, the directional stability and damping in the transverse channel is significantly improved due to the minimization of the zones of instability of the boundary layer on the beveled section of the working edge.
Кроме того, применительно к самолету с крылом, оснащенным вариантом предложенной законцовки, дополнительно повышается маневренность за счет снижения наивыгоднейшей скорости.In addition, in relation to an aircraft with a wing equipped with a variant of the proposed tip, maneuverability is additionally increased by reducing the most advantageous speed.
Кроме того, применительно к самолету с крылом, оснащенным вариантом предложенной законцовки, улучшается поперечная управляемость за счет увеличения коэффициента момента подвесных элеронов.In addition, in relation to an aircraft with a wing equipped with a variant of the proposed tip, the lateral controllability is improved by increasing the moment coefficient of the outboard ailerons.
Настоящее изобретение иллюстрируется чертежами, на которых обозначено:The present invention is illustrated by the drawings, which indicate:
На Фиг. 1 - Схема обтекания известной законцовки.FIG. 1 - Scheme of flow around a known tip.
На Фиг. 2 - Градиент окружных скоростей ядра концевого вихря, формируемого известной законцовкой.FIG. 2 - Gradient of peripheral velocities of the tip vortex core formed by the known tip.
На Фиг. 3 - Тунец обыкновенный.FIG. 3 - Common tuna.
На Фиг. 4 - Вид сверху предложенной законцовки по пп. 1-3.FIG. 4 - Top view of the proposed ending according to PP. 1-3.
На Фиг. 5 - Диаграмма нарастания кинетической энергии концевого вихря на законцовке с единой рабочей кромкой.FIG. 5 - Diagram of the growth of the kinetic energy of the tip vortex at the tip with a single working edge.
На Фиг. 6 - Диаграмма нарастания кинетической энергии концевых вихрей на предложенной законцовке.FIG. 6 - Diagram of the growth of the kinetic energy of end vortices at the proposed tip.
На Фиг. 7 - Поперечное сечение концевого вихря с многоэлементным ядром, формируемого предложенной законцовкой.FIG. 7 - Cross-section of an end vortex with a multi-element core formed by the proposed tip.
На Фиг. 8 - Градиент окружных скоростей ядра концевого вихря, формируемого предложенной законцовкой.FIG. 8 - Gradient of peripheral velocities of the tip vortex core formed by the proposed tip.
На Фиг. 9 - Вид снизу-сзади законцовки по п. 4.FIG. 9 - Bottom-back view of the ending according to
На Фиг. 10 - Вид сбоку законцовки по п. 4.FIG. 10 - Side view of the ending according to
На Фиг. 11 - Законцовка в трех ортогональных проекциях по п. 5.FIG. 11 - Ending in three orthogonal projections according to
На Фиг. 12 - Вид снизу-спереди законцовки по п. 5.FIG. 12 - Bottom-front view of the ending according to
На Фиг. 13 - Вид снизу-сзади законцовки по п. 5.FIG. 13 - Bottom-back view of the ending according to
На Фиг. 14 - Вид сзади законцовки по п. 6.FIG. 14 - Rear view of the ending according to
На Фиг. 15 - Вид сверху-сзади по п. 6.FIG. 15 - Top-back view according to
На Фиг. 16 - Вид снизу-сзади законцовки по п. 7.FIG. 16 - Bottom-back view of the ending according to
На Фиг. 17 - Вид сверху законцовки по п. 8.FIG. 17 - Top view of the ending according to
На Фиг. 18 - Вид сзади законцовки по п. 8.FIG. 18 - Rear view of the ending according to
На Фиг. 19 - Схема обтекания законцовки по п. 9.FIG. 19 - Scheme of flow around the tip according to
На Фиг. 20 - Продольное сечение аэродинамической поверхности с законцовкой по п. 9.FIG. 20 - Longitudinal section of the aerodynamic surface with a tip according to
На Фиг. 21 - Вид снизу законцовки по п. 9.FIG. 21 - Bottom view of the ending according to
На Фиг. 22 - Вид снизу-сзади законцовки по п. 9.FIG. 22 - Bottom-back view of the ending according to
На Фиг 23 - Вид снизу-сзади законцовки по п. 12.Fig. 23 is a bottom-rear view of the tip of
На Фиг. 24 - Вид сбоку законцовки по пп. 4 и 11.FIG. 24 - Side view of the ending according to PP. 4 and 11.
На Фиг. 25 - Вид сбоку законцовки по п. 12.FIG. 25 - Side view of the ending according to
На Фиг. 26 - Вид сбоку законцовки по пп. 5 и 11.FIG. 26 - Side view of the ending according to PP. 5 and 11.
Предложенная законцовка, изображенная на Фиг. 4 рассматривается в горизонтальном положении и содержит верхнюю сторону (1) и нижнюю сторону (2) сопрягаемые между собой с образованием передней кромки (3) и задней кромки (4), при этом собственно законцовка содержит верхнюю поверхность (5) и нижнюю поверхность (6), верхняя поверхность (5) и нижняя поверхность (6) законцовки плавно переходят в верхнюю сторону (1) и нижнюю сторону (2) аэродинамической поверхности и сопрягаются между собой с образованием рабочей кромки (7) состоящей из входящего и исходящего участков. Стоки пограничного слоя (8) примыкают к исходящему участку рабочей кромки (7). При этом каждый из стоков пограничного слоя (8) также образован верхней и нижней поверхностями, являющимися продолжением верхней поверхности (5) и нижней поверхности (6) законцовки и сопрягаемым между собой с образованием внешней кромки (9) и тыльной кромки (10), при этом внешняя кромка (9) и тыльная кромка (10) сопрягаются между собой с образованием вершины (11), при этом внешние кромки (9) смещены относительно друг друга таким образом, что каждая следующая по направлению движения потока проекция смещена внутрь относительно предыдущей.The proposed ending shown in FIG. 4 is considered in a horizontal position and contains an upper side (1) and a lower side (2) mating with each other to form a leading edge (3) and a trailing edge (4), while the tip itself contains an upper surface (5) and a lower surface (6 ), the upper surface (5) and the lower surface (6) of the tip smoothly pass into the upper side (1) and the lower side (2) of the aerodynamic surface and mate with each other to form the working edge (7) consisting of the incoming and outgoing sections. Boundary layer drains (8) are adjacent to the outgoing section of the working edge (7). In this case, each of the sinks of the boundary layer (8) is also formed by the upper and lower surfaces, which are a continuation of the upper surface (5) and the lower surface (6) of the tip and mate with each other to form the outer edge (9) and the rear edge (10), at In this case, the outer edge (9) and the rear edge (10) mate with each other to form a vertex (11), while the outer edges (9) are offset relative to each other in such a way that each projection next in the direction of flow is shifted inward relative to the previous one.
Предложенная законцовка по п. 2 характеризуется тем, что проекции вершин (11) соседних стоков пограничного слоя (8) на поперечную плоскость, перпендикулярную вектору скорости набегающего потока при нулевых углах атаки и скольжения расположены друг от друга на расстоянии от 15 до 35 процентов расстояния между вершинами (11) вышеупомянутых стоков пограничного слоя (8) по прямой линии, что соответствует отношению размеров х и у на Фиг. 4, при этом расстояние между вершинами (11) крайнего переднего и крайнего заднего стоков пограничного слоя (8) составляет не менее 50 процентов концевой хорды аэродинамической поверхности, что соответствует отношению размеров а и b на Фиг. 4, а вершина (11) первого по направлению движения потока стока (8) расположена позади плоскости, соответствующей сечению аэродинамической поверхности по ее максимальной толщине и обозначенной на Фиг. 4 прерывистой линией.The proposed ending according to
Кроме того, по п. 3 Формулы конструктивное исполнение законцовки обеспечивает плавный переход передней кромки (3) аэродинамической поверхности во входящий участок рабочей кромки (7), входящего участка рабочей кромки (7) - во внешнюю кромку (9) крайнего переднего стока пограничного слоя (8) (зона А на Фиг. 4), тыльной кромки (10) по меньшей мере, одного стока пограничного слоя (8) - во внешнюю кромку (9) соседнего стока пограничного слоя (8) (зона В на Фиг. 4), а тыльной кромки (10) крайнего заднего стока пограничного слоя (8) - в заднюю кромку (4) аэродинамической поверхности (зона С на Фиг. 4).In addition, according to
Предложенная законцовка по п. 4 отличается тем, что образована в продольном отношении набором симметричных или асимметричных удобообтекаемых профилей, каждый из стоков пограничного слоя (8) также образован в продольном отношении набором симметричных удобообтекаемых профилей, при этом рабочая кромка (7) законцовки, а также внешние кромки (9) и тыльные кромки (10) стоков пограничного слоя (8) расположены в непосредственной близости от плоскости хорд с возможностью выравнивания аэродинамических характеристик аэродинамической поверхности на положительных и отрицательных углах атаки. Данный вариант законцовки изображен на Фиг. 9, 10 и 24.The proposed tip according to
Предложенная законцовка по п. 5 отличается тем, что образована в продольном отношении набором асимметричных аэродинамических профилей, боковая проекция рабочей кромки (7) имеет форму обращенной вверх дуги, при этом каждая следующая по направлению движения потока внешняя кромка (9) смещена внутрь и вниз относительно предыдущей, проекции внешних кромок (9) на поперечную плоскость расположены по диагонали под углом гамма относительно плоскости хорд, что изображено на Фиг. 11. Нижняя поверхность (6) законцовки выполнена в виде наклонной торцевой поверхности (12), плавно переходящей в нижнюю сторону (2) с образованием скругления и с верхней поверхностью (5) с образованием рабочей кромки (7), что изображено на Фиг. 12. Кроме того, стоки пограничного слоя (8) выполнены с отгибом вверх, нижние поверхности стоков пограничного слоя (8) выполнены выпуклыми и сопрягаются с наклонной торцевой поверхностью (12) под тупым углом, а верхние поверхности стоков пограничного слоя (8) выполнены вогнутыми и сопрягаются по касательной с верхней поверхностью (5) законцовки.The proposed ending according to
Кроме того, по п. 6 Формулы законцовка выполнена с дополнительным отгибом вверх относительно верхней стороны (1) аэродинамической поверхности, при этом верхняя поверхность (5) выполнена с участком двойной отрицательной кривизны (13), расположенным вблизи крайнего переднего стока пограничного слоя (8), что изображено на Фиг. 14 и 15.In addition, according to
Кроме того, по п. 7 Формулы выпуклые нижние поверхности стоков пограничного слоя (8) выполнены в виде наплывов (14), выходящих за габарит стока пограничного слоя (8) на нижнюю торцевую поверхность (12) законцовки с возможностью спрямления потока, переходящего с наклонной торцевой поверхности (12) законцовки на выпуклую нижнюю поверхность стока пограничного слоя (8), что соответствует Фиг. 16, при этом наплывы (14) расположены со смещением по диагонали относительно друг друга, а средняя длина наплыва (14), по меньшей мере, на 25 процентов больше среднего расстояния между соседними вершинами стоков пограничного слоя (8).In addition, according to
Кроме того, по п. 8 Формулы проекции на плоскость хорд внешних кромок (9), по меньшей мере, двух стоков пограничного слоя (8) имеют вид обращенных наружу дуг, при этом касательные к любым двум соседним внешним кромкам (8), взятые при вершинах (11) стоков пограничного слоя (8), расположены под углом от 4 до 15 градусов друг к другу и расходятся по направлению течения потока, а для каждой следующей по направлению течения потока тыльной кромки (10), угол между касательными к концам проекции на поперечную плоскость меньше, чем для предыдущей тыльной кромки (10), что изображено на Фиг. 17 и 18.In addition, according to
Кроме того, по п. 9 Формулы и Фиг. 19-22, законцовка дополнительно содержит запирающий гребень (15), расположенный вблизи места сопряжения наклонной торцевой поверхности (12) с нижней стороной (2) аэродинамической поверхности, выступающий назад за габарит задней кромки (4) и образованный внешней и внутренней поверхностями, сопрягаемыми между собой с образованием верхней кромки (16) и нижней кромки (17), верхняя кромка (16) примыкает к задней кромке (4) аэродинамической поверхности, а нижняя кромка (17) - смыкается с верхней кромкой (16) в задней части запирающего гребня (15) и примыкает к сопряжению наклонной торцевой поверхности (12) с нижней стороной (2), при этом длина запирающего гребня (15) составляет не менее 60%, а высота - не менее 10% концевой хорды аэродинамической поверхности, что соответствует соотношениям размеров l и b, а также размеров h и b на Фиг. 20.In addition, according to
Кроме того, по п. 11 Формулы отклоняемая часть выполнена в виде элерона (18), установленного на, по меньшей мере, двух петлях (19), при этом законцовка аэродинамической поверхности выполнена в виде двух конструктивных элементов: законцовки основной части, содержащей три и более стока пограничного слоя (8) и законцовки элерона (20), при этом законцовка элерона (20) включает в себя сток пограничного слоя (8), аналогичный по форме стокам пограничного слоя (8) законцовки основной части, а рабочая кромка (7) законцовки элерона (20) является продолжением рабочей кромки (7) основной части. Данный вариант реализации изобретения возможен как в сочетании с вариантом по п. 4, что показано на Фиг. 24, так и с вариантом по п. 5, что показано на Фиг. 26.In addition, according to claim 11 of the Formula, the deflected part is made in the form of an aileron (18) installed on at least two loops (19), while the tip of the aerodynamic surface is made in the form of two structural elements: the tip of the main part containing three and more than the flow of the boundary layer (8) and the tip of the aileron (20), while the tip of the aileron (20) includes the drain of the boundary layer (8), similar in shape to the flows of the boundary layer (8) of the tip of the main part, and the working edge (7) aileron tip (20) is a continuation of the working edge (7) of the main part. This embodiment of the invention is possible both in combination with the embodiment of
Кроме того, по п. 12 Формулы отклоняемая часть выполнена в виде подвесного элерона (21), установленного под задней кромкой (4) основной части на, по меньшей мере, двух кронштейнах (22) с образованием профилированной щели, при этом рабочая кромка основной части завершается в вершине (11) крайнего заднего стока пограничного слоя (8) основной части, а законцовка подвесного элерона (23) выполнена с собственной рабочей кромкой (7), переходящей в переднюю кромку подвесного элерона (21), что соответствует Фиг. 23 и 25.In addition, according to claim 12 of the Formula, the deflected part is made in the form of a suspended aileron (21) installed under the trailing edge (4) of the main part on at least two brackets (22) with the formation of a profiled slot, while the working edge of the main part ends at the top (11) of the extreme rear runoff of the boundary layer (8) of the main part, and the tip of the suspended aileron (23) is made with its own working edge (7), passing into the leading edge of the suspended aileron (21), which corresponds to Fig. 23 and 25.
Законцовка, согласно п. 1-3 Формулы, работает следующим образом: При обтекании аэродинамической поверхности набегающим воздушным потоком под отличным от нуля углом атаки обтекающий законцовку воздушный поток стремится перейти из зоны избыточного в зону пониженного давления и одновременно с этим, пограничный слой перетекает под некоторым углом атаки через рабочую кромку (7). При этом, поскольку на исходящем участке рабочей кромки (7) расположены стоки пограничного слоя (8), преодолевающий рабочую кромку (7) пограничный слой отделяется от законцовки, активно всасываясь в формируемые стоками пограничного слоя (8) вихревые жгуты (24), что исключает накопление пограничного слоя вблизи рабочей кромки (7) и делает невозможным отклонение внутрь единого ядра вихря (см. Фиг. 1), создающего дополнительное донное сопротивление Хв. Кроме того, наличие на исходящем участке рабочей кромки (7) стоков пограничного слоя (8) обеспечивает плавный и равномерный отсос пограничного слоя с прилегающего к стокам пограничного слоя участка верхней поверхности (5). Кроме того, как это показано на Фиг. 7, в результате наличия на законцовке нескольких смещенных относительно друг друга внешних кромок (9) сердцевина концевого вихря представляет собой несколько вихревых жгутов (24), расположенных со смещением относительно друг друга, что исключает формирование единой с точки зрения градиента окружной скорости сердцевины концевого вихря (см. Фиг. 8) и существенно уменьшает индуктивное сопротивление аэродинамической поверхности.The tip, according to clauses 1-3 of the Formula, works as follows: When the incoming air stream flows around the aerodynamic surface at a nonzero angle of attack, the air flow around the tip tends to move from the excess pressure zone to the reduced pressure zone, and at the same time, the boundary layer flows under a certain angle of attack through the working edge (7). In this case, since the outgoing section of the working edge (7) contains the boundary layer drains (8), the boundary layer overcoming the working edge (7) is separated from the tip, actively sucked into the vortex bundles (24) formed by the boundary layer drains (8), which excludes accumulation of the boundary layer near the working edge (7) and makes it impossible to deflect inside a single vortex core (see Fig. 1), which creates additional bottom resistance Xv. In addition, the presence of the boundary layer drains (8) on the outgoing section of the working edge (7) ensures a smooth and uniform suction of the boundary layer from the upper surface section adjacent to the boundary layer drains (5). In addition, as shown in FIG. 7, as a result of the presence at the tip of several outer edges (9) offset relative to each other, the core of the end vortex is represented by several vortex bundles (24) displaced relative to each other, which excludes the formation of the core of the end vortex ( see Fig. 8) and significantly reduces the inductive drag of the aerofoil.
Кроме того, разделение единой рабочей кромки (7) на несколько отдельных отрезков неравной длины уменьшает суммарную кинетическую энергию ядра концевого вихря по сравнению с единой рабочей кромкой (7), как это показано в сравнении на Фиг. 5 и 6, где суммарная площадь вертикально заштрихованных зон на Фиг. 6 меньше чем на Фиг. 5. При этом сонаправленность соседних вихревых жгутов (24), показанная на Фиг. 7, обеспечивает их взаимное подавление, что также уменьшает индуктивное сопротивление аэродинамической поверхности.In addition, the division of a single working edge (7) into several separate segments of unequal length reduces the total kinetic energy of the tip vortex core in comparison with a single working edge (7), as shown in comparison in Fig. 5 and 6, where the total area of the vertically shaded areas in FIG. 6 is less than FIG. 5. In this case, the codirectionality of adjacent vortex strands (24), shown in FIG. 7, ensures their mutual suppression, which also reduces the inductive drag of the aerodynamic surface.
Кроме того, достигаемое за счет снижения мощности концевого вихреобразования увеличение эффективного размаха аэродинамической поверхности способствует улучшению аэродинамического демпфирования в поперечном канале и снижает генерируемый законцовкой аэродинамический шум.In addition, the increase in the effective span of the aerodynamic surface achieved by reducing the power of the tip vortex improves the aerodynamic damping in the transverse channel and reduces the aerodynamic noise generated by the tip.
Работа законцовки согласно пп. 2 и 3 отличается улучшенными аэродинамическими характеристиками, что обеспечивается оптимальным расположением стоков пограничного слоя (8) и их интеграцией в форму законцовки.The work of the ending according to paragraphs. 2 and 3 are distinguished by improved aerodynamic characteristics, which is ensured by the optimal location of the boundary layer drains (8) and their integration into the tip shape.
Работа законцовки согласно п. 4 отличается близкими значениями аэродинамических характеристик на положительных и отрицательных углах атаки за счет расположения внешних кромок (9) вблизи плоскости хорд, что имеет значение для крыльев пилотажных самолетов, а также горизонтальных и вертикальных стабилизаторов летательных аппаратов, оснащенных аэродинамическими рулями.The operation of the tip according to
Работа законцовки по п. 5 отличается тем, что смещение стоков пограничного слоя (8) в двух плоскостях, достигаемое за счет изгиба боковой проекции рабочей кромки (7) в соответствии с формой верхней дужки образующего корневую часть законцовки удобообтекаемого профиля при той же площади смачиваемой поверхности законцовки дополнительно увеличивает расстояние между формируемыми стоками пограничного слоя вихревыми жгутами (24), что предположительно уменьшает вредную интерференцию вихревых жгутов (24), сходящих с соседних стоков пограничного слоя на углах атаки, близких к наивыгоднейшему и дополнительно увеличивает значение K аэродинамической поверхности.The work of the tip according to
Работа законцовки по пп. 6 и 8 также обеспечивает наилучшее дистанцирование соседних вихревых жгутов (24), при этом дополнительный отгиб вверх верхней поверхности (5), предусмотренный в п. 6, дополнительно позволяет сохранить эффективность предложенной законцовки при малых углах атаки на аэродинамических поверхностях с небольшой относительной толщиной удобообтекаемого профиля, что характерно, например, для лопастей воздушных винтов или крыльев самолетов-бипланов. Работа законцовки по п. 7 отличается пониженным профильным сопротивлением вследствие спрямления линий тока на наклонной торцевой поверхности (12) за счет использования наплывов (14).The work of the ending according to PP. 6 and 8 also provides the best spacing of adjacent vortex bundles (24), while the additional upward bend of the upper surface (5), provided in
Работа законцовки по п. 9 отличается наименьшими потерями избыточного давления на нижней стороне (2) что обеспечивается за счет поджатия потока при помощи запирающего гребня (15), при этом с нижней кромки (17) также сходит вихревой жгут (24), формирующий, помимо вихревых жгутов (24), сходящих со стоков пограничного слоя (8), многоэлементное ядро концевого вихря (25), что схематически изображено на Фиг. 19. Кроме того, верхняя кромка (16), выступающая за габарит задней кромки (4), также генерирует маломощный вихревой жгут (24), с направлением вращения, обратным направлению вращения индуктивного концевого вихря.The operation of the tip according to
Кроме того, наличие запирающего гребня (15) также спрямляет линии тока вблизи внешних кромок (9) стоков пограничного слоя (8), что дополнительно уменьшает мощность генерируемых стоками пограничного слоя (8) вихревых жгутов (24).In addition, the presence of a blocking ridge (15) also straightens the streamlines near the outer edges (9) of the sinks of the boundary layer (8), which further reduces the power of the vortex bundles (24) generated by the sinks of the boundary layer (8).
Работа законцовки по пп. 11 или 12 отличается некоторым увеличением коэффициента управляющего момента Мх упр., что обусловлено наличием стока пограничного слоя (8) в составе законцовки элерона (20), что увеличивает эффективность концевой части элерона (18). Отличие законцовки по п. 12 заключается в большей эффективности подвесного элерона (21) на субкритических углах атаки при сохранении его несущих свойств.The work of the ending according to PP. 11 or 12 differs by a slight increase in the coefficient of the control moment Мх control, which is due to the presence of a boundary layer drain (8) as part of the aileron tip (20), which increases the efficiency of the aileron end part (18). The difference between the tip according to claim 12 lies in the greater efficiency of the suspended aileron (21) at subcritical angles of attack while maintaining its bearing properties.
Благодаря введенным конструктивным изменениям, увеличивается аэродинамическое качество аэродинамической поверхности в широком диапазоне углов атаки за счет одновременного уменьшения индуктивного сопротивления аэродинамической поверхности и донного сопротивления законцовки, при этом индуктивное сопротивление снижается за счет дробления седрцевины концевого вихря, а донное сопротивление законцовки снижается за счет исключения накопления и локальной неустойчивости пограничного слоя вблизи исходящего участка рабочей кромки.Thanks to the introduced design changes, the aerodynamic quality of the aerodynamic surface in a wide range of angles of attack increases due to the simultaneous decrease in the inductive drag of the aerodynamic surface and the bottom resistance of the tip, while the inductive resistance decreases due to crushing of the center of the end vortex, and the bottom resistance of the tip decreases due to the elimination of accumulation and local instability of the boundary layer near the outgoing section of the working edge.
Кроме того, уменьшается генерируемый законцовкой аэродинамический шум и улучшается поперечное демпфирование летательного аппарата за счет увеличения эффективного размаха аэродинамической поверхности.In addition, the aerodynamic noise generated by the tip is reduced and the lateral damping of the aircraft is improved by increasing the effective span of the aerofoil.
Claims (12)
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020137708A RU2748824C1 (en) | 2020-11-18 | 2020-11-18 | Tip |
| PCT/RU2021/050379 WO2022108491A1 (en) | 2020-11-18 | 2021-11-17 | Airfoil tip |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020137708A RU2748824C1 (en) | 2020-11-18 | 2020-11-18 | Tip |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2748824C1 true RU2748824C1 (en) | 2021-05-31 |
Family
ID=76301448
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020137708A RU2748824C1 (en) | 2020-11-18 | 2020-11-18 | Tip |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2748824C1 (en) |
| WO (1) | WO2022108491A1 (en) |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1841921A (en) * | 1929-12-04 | 1932-01-19 | Spiegel Jacob | Airplane construction |
| RU2118270C1 (en) * | 1997-04-21 | 1998-08-27 | Александр Вячеславович Корнушенко | Multi-member tip |
| RU21578U1 (en) * | 2001-05-14 | 2002-01-27 | Экспериментальный машиностроительный завод им. В.М. Мясищева | CLOSING THE AIRCRAFT WING |
| US6578798B1 (en) * | 2002-04-08 | 2003-06-17 | Faruk Dizdarevic | Airlifting surface division |
| EP2684797A1 (en) * | 2011-03-11 | 2014-01-15 | Commercial Aircraft Corporation Of China Ltd | Airplane wingtip device |
| WO2019011395A1 (en) * | 2017-07-12 | 2019-01-17 | The Aircraft Performance Company Gmbh | Airplane wing with at least two winglets |
| EP3511243A1 (en) * | 2018-01-15 | 2019-07-17 | APC - The Aircraft Performance Company | Airplane wing |
| RU2719522C1 (en) * | 2019-10-29 | 2020-04-21 | Сергей Николаевич Низов | Aerodynamic surface tip |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB196410A (en) * | 1922-02-01 | 1923-04-26 | William Robert Douglas Shaw | Improvements in wings for aerial machines |
| DE3819145A1 (en) * | 1988-06-04 | 1989-12-14 | Albrecht George Prof D Fischer | Aerodynamically active end plates for aircraft-wing and propeller-blade tips |
| GB9600123D0 (en) * | 1996-01-04 | 1996-03-06 | Westland Helicopters | Aerofoil |
| DE50105949D1 (en) * | 2000-11-10 | 2005-05-25 | Roche Ulrich La | Wing with wing grid as end section |
-
2020
- 2020-11-18 RU RU2020137708A patent/RU2748824C1/en active
-
2021
- 2021-11-17 WO PCT/RU2021/050379 patent/WO2022108491A1/en active Application Filing
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1841921A (en) * | 1929-12-04 | 1932-01-19 | Spiegel Jacob | Airplane construction |
| RU2118270C1 (en) * | 1997-04-21 | 1998-08-27 | Александр Вячеславович Корнушенко | Multi-member tip |
| RU21578U1 (en) * | 2001-05-14 | 2002-01-27 | Экспериментальный машиностроительный завод им. В.М. Мясищева | CLOSING THE AIRCRAFT WING |
| US6578798B1 (en) * | 2002-04-08 | 2003-06-17 | Faruk Dizdarevic | Airlifting surface division |
| EP2684797A1 (en) * | 2011-03-11 | 2014-01-15 | Commercial Aircraft Corporation Of China Ltd | Airplane wingtip device |
| WO2019011395A1 (en) * | 2017-07-12 | 2019-01-17 | The Aircraft Performance Company Gmbh | Airplane wing with at least two winglets |
| EP3511243A1 (en) * | 2018-01-15 | 2019-07-17 | APC - The Aircraft Performance Company | Airplane wing |
| RU2719522C1 (en) * | 2019-10-29 | 2020-04-21 | Сергей Николаевич Низов | Aerodynamic surface tip |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2022108491A1 (en) | 2022-05-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5395071A (en) | Airfoil with bicambered surface | |
| US20150217851A1 (en) | Wing configuration | |
| US6578798B1 (en) | Airlifting surface division | |
| US6431498B1 (en) | Scalloped wing leading edge | |
| DK2303685T3 (en) | KRUM wingtip | |
| EP0273851B1 (en) | Gas turbine engine airfoil | |
| US7497403B2 (en) | High efficiency tip vortex reversal and induced drag reduction | |
| US7971832B2 (en) | Wing tip devices | |
| US4205810A (en) | Minimum drag wing configuration for aircraft operating at transonic speeds | |
| US20070262205A1 (en) | Retractable multiple winglet | |
| US20120251326A1 (en) | Noise and performance improved rotor blade for a helicopter | |
| KR100211390B1 (en) | Quiet tail rotor | |
| CN108750073B (en) | Variable wing leading edge with both subsonic and supersonic aerodynamic performance | |
| US6840741B1 (en) | Leading edge slat airfoil for multi-element rotor blade airfoils | |
| CN110546067A (en) | Aerodynamic surface of an aircraft | |
| US20150158584A1 (en) | Rotary wing aircraft with a tail shroud | |
| RU2748824C1 (en) | Tip | |
| US4238094A (en) | Aircraft wing fence | |
| EP1104741A1 (en) | Aircraft lift arrangement | |
| JP4676633B2 (en) | Rotor blade of rotorcraft | |
| GB2374331A (en) | Aerofoil with protruding aerodynamic surface | |
| KR102669013B1 (en) | An aircraft wing and wing tip device | |
| EP3895985A1 (en) | Paraglider canopy and paraglider including the same | |
| RU2719522C1 (en) | Aerodynamic surface tip | |
| RU2808865C1 (en) | Aerodynamic profile of aircraft lifting element |