RU2095281C1 - Концевое крылышко - Google Patents
Концевое крылышко Download PDFInfo
- Publication number
- RU2095281C1 RU2095281C1 RU9696100670A RU96100670A RU2095281C1 RU 2095281 C1 RU2095281 C1 RU 2095281C1 RU 9696100670 A RU9696100670 A RU 9696100670A RU 96100670 A RU96100670 A RU 96100670A RU 2095281 C1 RU2095281 C1 RU 2095281C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- chord
- tip
- small
- wings
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Использование: в авиационной технике. Сущность: на конце крыла установлено концевое крылышко, которое для уменьшения индуктивного сопротивления выполнено по меньшей мере из трех горизонтально расположенных малых крылышек, установленных одно за другим, имеющих аэродинамический профиль и установленных под определенными углами атаки по отношению к концевой хорде крыла. Угол атаки малых крылышек выбирается оптимальным в зависимости от интенсивности концевых вихрей, преобладающих на рассматриваемом участке концевой хорды крыла. Угол установки может быть как положительный так и отрицательный, все зависит от распределения аэродинамической нагрузки вблизи концевых сечений крыла. В плане концевое крылышко представляет собой 1/4 окружности с радиусом, равным концевой хорде крыла, и центром, находящимся в точке пересечения задней кромки крыла с концевой хордой. Малые крылышки имеют хорду, равную b/n, где b - концевая хорда крыла, а n - количество малых крылышек. 2 ил.
Description
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в конструкциях концевых частей крыла самолета и концевых частях лопастей вертолета.
Известно концевое крылышко, представляющее дополнительную поверхность крыловой формы, имеющую аэродинамический профиль, и установленное на конце крыла /см. заявка ФРГ N 2726589, кл. B 64 C 5/10, 1978 г./.
Недостатком данного изобретения является малая эффективность в борьбе с концевыми вихрями.
Задача, на решение которой направлено изобретение, является улучшение аэродинамических характеристик крыла.
Техническим результатом от использования изобретения является снижение индуктивного сопротивления на дозвуковых и околозвуковых скоростях полета путем изменения перераспределения нагрузки по поверхности крыла и ослабления интенсивности концевого вихря крыла, обусловленного перетеканием воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю, на эксплуатационных углах атаки и крыльях с удлинением 2.16 (где удлинение это отношение размаха крыла к его средней геометрической хорде).
Технический результат достигается тем, что концевое крылышко, представляющее дополнительную поверхность, крыловой формы, имеющее аэродинамический профиль и установленное на конце крыла, состоит, по меньшей мере, из трех малых крылышек, установленных одно за другим в горизонтальной плоскости, образующих в плане 1/4 окружности с радиусом, равным концевой хорде крыла и центром окружности, находящимся в точке пересечения задней кромки и концевой хорды крыла, хорда малых крылышек равна b/n, где b концевая хорда крыла, n количество малых крылышек, угол установки малых крылышек выбирается оптимальным в зависимости от интенсивности концевого вихря на рассматриваемом участке концевой хорды крыла.
На фиг. 1 изображена концевая часть крыла с концевым крылышком в плане; на фиг. 2 сечение А-А на фиг.1.
Концевое крылышко 1 фиг.1 представляет собой дополнительную несущую поверхность, установленную горизонтально на конце крыла и состоящую из комбинации, по меньшей мере, трех малых крылышек, 2,3,4. Малое крылышко представляет собой независимую несущую поверхность крыловой формы с аэродинамическим профилем в поперечном сечении, хордой, равной b/n, где b - концевая хорда крыла, n количество малых крылышек с определенным оптимальным углом установки относительно концевой хорды крыла. В плане концевое крылышко представляет 1/4 окружности с радиусом, равным концевой хорде крыла и центром окружности, находящимся в точке пересечения задней кромки с концевой хордой крыла. Концевое крылышко выполнено с продольным набором и корневой силовой нервюрой, имеет многослойную конструкцию с сотовым или пористым заполнителем. Стыковка концевого крылышка производится с помощью силовых фитинговых соединений при конструктивном выполнении крыла типа моноблочного или кессонного. Если конструктивно-силовая схема крыла лонжеронная, то стыковка по лонжеронам и моментным точкам.
Работа предлагаемого концевого крылышка основана на следующем. У крыла конечного размаха по мере удаления от плоскости симметрии давление по размаху изменяется. Эти изменения давления приводят к возникновению поперечных токов, направленных от большего давления к меньшему. На верхней поверхности крыла линии тока направлены от передней кромки крыла внутрь к плоскости симметрии, а на нижней поверхности, наоборот, от плоскости симметрии наружу. У боковых кромок крыла поток стремится обогнуть эти кромки в направлении снизу вверх. В результате возникает закручивание потока у концов крыла в вихревые жгуты, которые сбегают с боковых кромок крыла. При установке предлагаемого концевого крылышка происходит перераспределение давления на нижней поверхности крыла. Применение концевого крылышка позволит уменьшить интенсивность концевого вихря. Вихревая структура, образуемая малыми крылышками, разбивает мощный концевой вихрь на слабые, менее интенсивные вихри. Концевой вихрь, образуемый на малом крылышке 2 (фиг.1), распадается при взаимодействии с малым крылышком 3 (фиг.1). Вихревая структура, образованная на малом крылышке 3 (фиг.1), распадается при взаимодействии с малым крылышком 4. Концевой вихрь, образованный на малом крылышке 4, слабее концевого вихря крыла. Данное расположение крылышек и форма в плане позволяют приблизить закон распределения к оптимальному эллиптическому. Снижение индуктивного сопротивления повышает аэродинамическое качество несущей поверхности, что приводит к снижению расхода топлива и увеличению дальности полета.
Claims (1)
- Концевое крылышко, представляющее дополнительную поверхность крыловой формы, имеющую аэродинамический профиль, и установленное на конце крыла, отличающееся тем, что, с целью снижения индуктивного сопротивления и повышения аэродинамического качества на дозвуковых и околозвуковых скоростях полета, на эксплуатационных углах атаки и крыльях с удлинением 2 16, концевое крылышко состоит по меньшей мере из трех малых крылышек, установленных одно за другим в горизонтальной плоскости, образующих в плане 1/4 окружности с радиусом, равным концевой хорде крыла, и центром окружности, находящимся в точке пересечения задней кромки и концевой хорды крыла, хорда малых крылышек равна b/n, где b - концевая хорда крыла, n количество малых крылышек, угол установки малых крылышек выбирается оптимальным в зависимости от интенсивности концевого вихря крыла на рассматриваемом участке концевой хорды крыла.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU9696100670A RU2095281C1 (ru) | 1996-01-10 | 1996-01-10 | Концевое крылышко |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU9696100670A RU2095281C1 (ru) | 1996-01-10 | 1996-01-10 | Концевое крылышко |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU96100670A RU96100670A (ru) | 1997-07-20 |
RU2095281C1 true RU2095281C1 (ru) | 1997-11-10 |
Family
ID=20175731
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU9696100670A RU2095281C1 (ru) | 1996-01-10 | 1996-01-10 | Концевое крылышко |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2095281C1 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1205384A3 (de) * | 2000-11-10 | 2003-12-03 | LA ROCHE, Ulrich | Flügel mit Flügelgitter als Endabschnitt |
GB2425998A (en) * | 2005-05-13 | 2006-11-15 | Boeing Co | Low noise airfoil, eg cascade rotor blade for helicopters |
CN103847953A (zh) * | 2012-12-03 | 2014-06-11 | 石家庄飞机工业有限责任公司 | 固定翼通用飞机翼尖帆片装置 |
RU2628548C2 (ru) * | 2012-03-30 | 2017-08-18 | Зе Боинг Компани | Система концевых крылышек, летательный аппарат и способ работы летательного аппарата |
-
1996
- 1996-01-10 RU RU9696100670A patent/RU2095281C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
DE, заявка, 2726569, кл.B 64C 5/10, 1978. * |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1205384A3 (de) * | 2000-11-10 | 2003-12-03 | LA ROCHE, Ulrich | Flügel mit Flügelgitter als Endabschnitt |
GB2425998A (en) * | 2005-05-13 | 2006-11-15 | Boeing Co | Low noise airfoil, eg cascade rotor blade for helicopters |
GB2425998B (en) * | 2005-05-13 | 2007-06-06 | Boeing Co | Cascade rotor blade for low noise |
RU2628548C2 (ru) * | 2012-03-30 | 2017-08-18 | Зе Боинг Компани | Система концевых крылышек, летательный аппарат и способ работы летательного аппарата |
CN103847953A (zh) * | 2012-12-03 | 2014-06-11 | 石家庄飞机工业有限责任公司 | 固定翼通用飞机翼尖帆片装置 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10589846B2 (en) | Split blended winglet | |
US8651813B2 (en) | Fluid dynamic body having escapelet openings for reducing induced and interference drag, and energizing stagnant flow | |
CN107757879B (zh) | 用于飞行器的机翼的翼尖装置、飞行器及用途 | |
US4205810A (en) | Minimum drag wing configuration for aircraft operating at transonic speeds | |
US6722615B2 (en) | Wing tip extension for a wing | |
US5395071A (en) | Airfoil with bicambered surface | |
US4477042A (en) | Vortex alleviating wing tip | |
US10625847B2 (en) | Split winglet | |
US20150217851A1 (en) | Wing configuration | |
US20060144991A1 (en) | Swept-wing box-type aircraft with high fligh static stability | |
US4687416A (en) | Method and device for decreasing the flow resistance on wings particularly aerofoils and blades of turbomachines exposed to gas flux such as air | |
US20070262205A1 (en) | Retractable multiple winglet | |
CN108974326B (zh) | 一种仿生波浪前缘翼梢小翼装置 | |
US20140064979A1 (en) | Multicant Winglets | |
EP2604516A2 (en) | Minimally intrusive wingtip vortex wake mitigation using microvane arrays | |
CN107848619B (zh) | 机翼的流体流动控制 | |
RU2095281C1 (ru) | Концевое крылышко | |
US5871174A (en) | Foils | |
RU2118270C1 (ru) | Многоэлементная законцовка | |
US20040091359A1 (en) | Blade and wing configuration | |
Rinoie et al. | Experimental studies of vortex flaps and vortex plates | |
CN102358417B (zh) | 一种民用客机的机翼环形翼梢小翼 | |
RU65861U1 (ru) | Законцовка лопасти винта | |
RU56329U1 (ru) | Законцовка лопасти вертолета | |
RU2734154C1 (ru) | Лопасть винта летательного аппарата вертолетного типа (варианты) |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20100111 |