RU2173655C1 - Законцовка крыла самолета - Google Patents
Законцовка крыла самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2173655C1 RU2173655C1 RU2000118359/28A RU2000118359A RU2173655C1 RU 2173655 C1 RU2173655 C1 RU 2173655C1 RU 2000118359/28 A RU2000118359/28 A RU 2000118359/28A RU 2000118359 A RU2000118359 A RU 2000118359A RU 2173655 C1 RU2173655 C1 RU 2173655C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- tip
- aircraft
- transonic
- subsonic
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на самолетах с дозвуковой и околозвуковой скоростями полета. Законцовка крыла самолета имеет уступ по передней кромке. Законцовка крыла самолета составлена из профилей с увеличенной по сравнению с крылом кривизной и углами крутки. Хвостовая часть законцовки выполнена конусообразной формы с удаленной назад вершиной от задней кромки крыла на расстояние, равное (0,2 - 0,4)•bк, где bк - концевая хорда крыла. Технический результат реализации изобретения заключается в повышении аэродинамического качества самолета как при дозвуковых, так и при околозвуковых скоростях полета. 5 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано на самолетах с дозвуковой и околозвуковой скоростями полета.
Известно, что сбегающие с концов крыла вихри приводят к возникновению индуктивного сопротивления, что обуславливает снижение аэродинамического качества самолета.
На формирование и интенсивность концевых вихрей оказывает непосредственное влияние законцовка крыла, форма и положение которой может способствовать уменьшению концевых вихрей на определенных режимах полета.
Известны законцовки крыла в виде концевых "крылышек" (Житомирский Г.И. Конструкция самолета. - М. Машиностроение 1991 г., с. 94, рис. 2.68), которые за счет использования скосов потока с внешней стороны концевых вихрей снижают потери аэродинамического качества самолета.
Однако такие устройства сложны по форме, имеют большие габариты и вес, требуют увеличения жесткости крыла, что приводит к перетяжелению конструкции.
Известна также законцовка крыла, установленная в плоскости крыла и имеющая уступ по передней кромке (патент РФ N 2063365, кл. B 64 C 3/10, 1993 г. ). Снижение потерь аэродинамического качества самолета в этом техническом решении осуществляется за счет создания дополнительной подсасывающей силы на передней кромке уступа, обтекаемого концевым вихрем.
Законцовки с уступом были использованы на самолете-амфибии Бе-200, в результате чего был снижен вес крыла, повышены характеристики по флаттеру, улучшены аэродинамические и летные характеристики самолета.
Однако на стреловидном крыле при больших околозвуковых скоростях потери аэродинамического качества становятся существенными, а такая законцовка - малоэффективной.
Известна законцовка крыла, выполненная с профилями увеличенной по сравнению с крылом кривизной и углами крутки, при этом торцевая кромка законцовки перед уступом выполнена острой, плавно переходящей в тупую переднюю кромку законцовки за уступом, а линия максимальных толщин надхордовой части профилей законцовки за уступом смещена по верхнему контуру назад и расположена в диапазоне (60-80)% местной хорды законцовки (патент РФ N 2086467, кл. B 64 C 3/10).
Однако из-за возникновения раннего срыва потока с хвостовой части законцовки от чрезмерной диффузорности схода профилей по верхней поверхности был получен лишь незначительный положительный эффект.
Задачей изобретения является повышение аэродинамического качества самолета как при дозвуковых, так и при околозвуковых скоростях полета.
Технический результат достигается тем, что у законцовки крыла самолета, имеющей уступ по передней кромке и составленной из профилей увеличенной по сравнению с крылом кривизной и углами крутки, хвостовая часть выполнена конусообразной формы с удаленной назад вершиной от задней кромки крыла на расстояние (0,2 - 0,4) bк, где bк - концевая хорда крыла. Размер конусообразной формы хвостовой части законцовки и удаление назад ее вершины от задней кромки крыла связан с формой и толщиной концевого профиля и определяется из условия плавного безотрывного схода потока с конусообразной хвостовой ее части.
На фиг. 1 изображена законцовка крыла в плане; на фиг. 2 - схема обтекания профилей предлагаемой законцовки и прототипа; на фиг. 3 - схема обтекания (вид спереди); на фиг. 4 - то же (вид в плане); на фиг. 5 - распределение скосов потока перед передней кромкой уступа.
Как видно из фиг. 1 крыло 1 самолета имеет законцовку 2, выполненную с уступом 3 по передней кромке 4, профили увеличенной по сравнению с крылом кривизной 5 (фиг. 2) и углами крутки 6, хвостовую часть 7 конусообразной формы и удаленной назад вершиной 8 от задней кромки 9 крыла 1 на расстояние (0,2 - 0,4) bк, где bк - концевая хорда крыла. Показан безотрывный сход потока 10 вместо срыва потока 11 в прототипе (фиг. 2) с хвостовой конусообразной части 7, первый вихрь 12 (фиг. 3, 4, 5), вызывающий скосы потока 13 (фиг. 5) с внешней стороны до уступа 3, а также вихри 14 (фиг. 3, 4), отсос потока 15 (фиг. 4) с концевой части крыла, возникающий от вихри 12.
Устройство работает следующим образом. При обтекании крыла в его концевой части образуется вихрь 12, который до уступа 3 вызывает благоприятный скос вверх потока 13 с внешней стороны уступа. Благодаря этому создается дополнительная подсасывающая сила на передней кромке уступа 3, а прохождение вихря 12 над верхней поверхностью крыла создает отсос потока 15 и дополнительное разряжение. Эффективность отсоса потока 15 усиливается за счет появления вихрей 14, сбегающих с кромок конусообразной хвостовой части 7 законцовки 2.
Кроме того, конусообразная хвостовая часть уменьшает относительную толщину законцовки. Это позволяет затянуть по скорости возникновение сверхзвуковых зон и, таким образом, использовать изобретение на околозвуковых скоростях полета.
Исследования в аэродинамической трубе проводились на модели самолета с крылом стреловидностью 33o, удлинением 9, сужением 4 и относительными толщинами 12 - 11 - 10%. Предлагаемая законцовка по сравнению с прототипом позволяет увеличить максимальное аэродинамическое качество как на малых, так и на околозвуковых скоростях. При скорости потока, соответствующей числу М = 0,84, переход от законцовки - прототипа к предлагаемой дал возможность увеличить максимальное аэродинамическое качество модели на Δ Kmax = 0,2.
В случае использования предлагаемого изобретения на среднемагистральном пассажирском самолете при среднем годовом налете 3000 час и стоимости керосина 7840 руб. за тонну годовая экономия на один самолет составит примерно 6,0 млн. руб.
Claims (1)
- Законцовка крыла самолета, имеющая уступ по передней кромке и составленная из профилей с увеличенной по сравнению с крылом кривизной и углами крутки, отличающаяся тем, что хвостовая часть законцовки выполнена конусообразной формы с удаленной назад вершиной от задней кромки крыла на расстояние (0,2 - 0,4) • bк, где bк - концевая хорда крыла.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000118359/28A RU2173655C1 (ru) | 2000-07-10 | 2000-07-10 | Законцовка крыла самолета |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000118359/28A RU2173655C1 (ru) | 2000-07-10 | 2000-07-10 | Законцовка крыла самолета |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2173655C1 true RU2173655C1 (ru) | 2001-09-20 |
Family
ID=48231230
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2000118359/28A RU2173655C1 (ru) | 2000-07-10 | 2000-07-10 | Законцовка крыла самолета |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2173655C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2472674C2 (ru) * | 2005-09-14 | 2013-01-20 | Эйрбас Оперейшнз Лимитед | Самолет и крыло, устройство кромки крыла, набор деталей для него |
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 |
-
2000
- 2000-07-10 RU RU2000118359/28A patent/RU2173655C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2472674C2 (ru) * | 2005-09-14 | 2013-01-20 | Эйрбас Оперейшнз Лимитед | Самолет и крыло, устройство кромки крыла, набор деталей для него |
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 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6578798B1 (en) | Airlifting surface division | |
US4671473A (en) | Airfoil | |
US8955795B2 (en) | Motor pylons for a kite and airborne power generation system using same | |
US20070262205A1 (en) | Retractable multiple winglet | |
CN108639339B (zh) | 一种无人机气动布局 | |
US20110260008A1 (en) | Fluid flow control device for an aerofoil | |
US20110309202A1 (en) | Wingtec Holding Limited | |
US20170073062A1 (en) | Variable Geometry Wingtip | |
US4489905A (en) | Nacelle-pylon configuration for an aircraft and method of using the same | |
CN109131833A (zh) | 一种高增升的大展弦比机翼 | |
CN103419933A (zh) | 基于新型增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器 | |
US6318677B1 (en) | Method and apparatus for generating a stable leading-edge lifting-vortex controller | |
CN112124561B (zh) | 用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构及飞行器 | |
CN103419935A (zh) | 基于新型增升装置的碟形布局垂直起降飞行器 | |
CN203558201U (zh) | 一种飞机机翼 | |
CN103419923A (zh) | 高速附壁流动的推力增益装置 | |
CN209008845U (zh) | 一种高增升的大展弦比机翼 | |
US2967030A (en) | Boundary-layer control means for lifting wings | |
US4860976A (en) | Attached jet spanwise blowing lift augmentation system | |
RU2173655C1 (ru) | Законцовка крыла самолета | |
CN112173065A (zh) | 一种应用于倾转机翼飞机的机翼 | |
CN205366050U (zh) | 一种固定翼无人飞行器 | |
RU2086467C1 (ru) | Крыло самолета | |
US11447239B2 (en) | Aircraft wing and wing tip device | |
CN100513256C (zh) | 一种增加升力和失速迎角的篷翼 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090711 |