RU2233769C1 - Законцовка крыла летательного аппарата с генератором вихревого потока - Google Patents
Законцовка крыла летательного аппарата с генератором вихревого потока Download PDFInfo
- Publication number
- RU2233769C1 RU2233769C1 RU2003107492/11A RU2003107492A RU2233769C1 RU 2233769 C1 RU2233769 C1 RU 2233769C1 RU 2003107492/11 A RU2003107492/11 A RU 2003107492/11A RU 2003107492 A RU2003107492 A RU 2003107492A RU 2233769 C1 RU2233769 C1 RU 2233769C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- casing
- vortex
- nozzle
- nacelle
- 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
Abstract
Изобретение относится к области авиации. Законцовка крыла включает концевую часть крыла с установленным на ней генератором вихревого потока, противоположного по направлению вращения концевому вихрю, имеющим гондолу с входным устройством и соплом. Законцовка крыла выполнена с цилиндрическим кожухом с незамкнутым радиусным поперечным сечением, образующим продольный вырез с верхней и нижней кромками на своей внешней боковой поверхности, закрепленным срединной своей частью на конце крыла. В передней части внутренняя поверхность кожуха сопряжена с наружной поверхностью сопла, а в хвостовой части - с открытым торцом сопла. Изобретение направлено на повышение несущих свойств крыла и аэродинамического качества. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к авиации, к устройствам для изменения аэродинамических характеристик с помощью вихрей и может быть использовано в конструкции несущих поверхностей для повышения их несущих свойств и аэродинамического качества.
Уровень техники
Известна законцовка крыла летательного аппарата, представляющая собой концевую часть крыла с установленным на ней генератором вихревого потока, противоположного по направлению вращения концевому вихрю, имеющим гондолу с входным устройством и соплом, при этом гондола снабжена на своей поверхности заборными устройствами для отбора части набегающего потока воздуха и направления его вовнутрь с тангенциальной составляющей вектора скорости для закручивания внутреннего потока в направлении, противоположном вращению концевого вихря, возникающему у конца крыла, а концевая часть крыла снабжена продольными элементами, выполненными в виде верхней ограничительной поверхности, выступающей над крылом на высоту, равную примерно толщине профиля, и нижней направляющей поверхности, выступающую вниз от нижней поверхности крыла на примерно одну третью часть толщины профиля, взаимодействующих с вихревым потоком, создаваемым генератором (см. “Законцовка несущей поверхности летательного аппарата”, патент РФ 2116936 С1, 1998 г.).
Недостатком такой конструкции является то, что поток, перетекающий с нижней поверхности крыла на верхнюю, воздействует на вихревой поток от генератора под прямым углом, сминая его и создавая дополнительное сопротивление, снижающее эффективность законцовки. Кроме того, дополнительное сопротивление создают и заборные устройства. В результате снижается выигрыш в аэродинамическом качестве.
Известен концевой генератор вихря для аэродинамической несущей поверхности, содержащий пустотелую гондолу с высоким соотношением проходного сечения и миделя, снабженную входным устройством с диффузором, соплом и закручивающим устройством. Внутренняя поверхность диффузора выполнена с направляющими элементами, отклоняющими поток в тангенциальном направлении так, чтобы проходящий воздух через гондолу закручивался бы в направлении, противоположном направлению вращения концевого вихря (см. патент РФ 2148529, С1, 2000 г.).
При этом генератор вихря установлен на конце крыла.
Недостатком такой конструкции является дополнительное сопротивление, создаваемое при взаимодействии потока, перетекающего с нижней поверхности крыла на верхнюю с вихревым потоком от генератора, что снижает эффективность устройства.
Сущность изобретения
Задачей изобретения является создание такого концевого устройства крыла, которое позволило бы свести к минимуму вредное влияние возникающего концевого вихря на обтекание крыла и за счет этого повысить его несущие свойства, снизить сопротивление.
Кроме того, концевое устройство должно иметь минимальное собственное сопротивление с тем, чтобы обеспечить дальнейшее повышение аэродинамического качества крыла в целом.
Согласно изобретению поставленная цель достигается тем, что в законцовке крыла летательного аппарата, включающей концевую часть крыла с установленным на ней генератором вихревого потока противоположного по направлению вращения концевому вихрю, имеющей гондолу с входным устройством и соплом, концевая часть крыла выполнена с цилиндрическим кожухом с незамкнутым радиусным поперечным сечением, образующим продольный вырез с верхней и нижней кромками и а своей внешней боковой поверхности и закрепленным срединной своей частью на конце крыла, при этом, в передней своей части кожух выполнен сопряженным внутренней поверхностью с наружной поверхностью сопла, а в хвостовой части - с открытым торцом.
Кроме того, кожух выполнен так, что в поперечном сечении верхняя кромка образует центральный угол на оси кожуха, равный 80-110°, вверх от горизонта, а нижняя кромка (-60) – (-110)° вниз от горизонта.
Целесообразно генератор вихревого потока выполнять с направляющими элементами по окружности диффузора сопла, отклоняющими воздушный поток в тангенциальном направлении для создания вихревого потока.
Более того, в законцовке крыла кожух выполнен с вырезом переменным по ширине вдоль концевой нервюры крыла и с верхней кромкой, плавно сходящей к задней кромке крыла.
Выполненное в соответствии с изобретением концевое устройство крыла позволяет полностью компенсировать потери от концевого вихря и за счет улучшения потока на верхней поверхности, низкого собственного сопротивления повысить аэродинамическое качество всего крыла.
Изобретение поясняется чертежами, на которых:
фиг.1 показывает общий вид концевого устройства крыла летательного аппарата (л.а.), выполненного в соответствии с изобретением, при виде сбоку на конец крыла, с частичным вырывом в передней части гондолы по оси симметрии;
фиг.2. показывает разрез А-А фиг.1;
фиг.3 показывает сечение В-В фиг.1.
Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения.
Согласно изобретению концевое устройство крыла летательного аппарата выполнено следующим образом.
Устройство содержит генератор вихревого потока (см. фиг.1, 2, 3) и кожух 3, установленные на концевой части крыла 2 (на его концевой нервюре, выполненной силовой). Генератор вихревого потока выполнен в виде пустотелой гондолы 1 с предпочтительно круговой внутренней поверхностью и имеющей высокое соотношение площади проходного внутреннего сечения к площади ее миделя. Гондола содержит входное устройство и сопло. Входное устройство имеет воздухозаборник 4, служащий для обеспечения входа воздушного потока с минимальными потерями, и диффузор 5, служащий для выравнивания потока по сечению и восстановления давления. Диффузор 5 своей выходной частью сообщен с соплом 6. Гондола снабжена закручивающим устройством, выполненным в виде направляющих лопаток 7, установленных на внутренней поверхности по всей окружности диффузора 5. Лопатки 7 установлены под углом к продольной оси диффузора 5 и обеспечивают отклонение воздушного потока у поверхности диффузора в тангенциальном направлении, что приводит к закрутке воздушного потока, проходящего через гондолу, превращая его в вихревой.
При этом направление угла отклонения лопаток выбрано таким образом, чтобы проходящий поток закручивался бы в направлении, противоположном направлению вращения концевого вихря. Таким образом, установки лопаток 7 на правом и левом концах крыла должны быть зеркально отраженными.
Гондола может быть цельной или разъемной, выполнена из металла или композиционных материалов на основе существующих технологий и снабжена крепежными элементами для крепления ее к передней части концевой нервюры крыла.
Кожух 3 выполнен тонкостенной конструкции, простирающимся от гондолы до задней кромки крыла, вверх от верхней и вниз от нижней поверхностей крыла. В поперечном сечении кожух 3 имеет незамкнутый радиусный профиль, образующий продольный вырез с верхней 8 и нижней 9 кромками на своей внешней боковой поверхности. Срединной своей частью кожух 3 закреплен на концевой нервюре крыла крепежными элементами 10. В передней своей части кожух выполнен цилиндрическим и сопряженным с соплом гондолы, а в хвостовой части - сужающимся в виде поверхности вращения с криволинейной образующей и с открытым торцом. С наружной поверхности, примыкающей к крылу, кожух снабжен верхним зализом 11 и нижним зализом 12. Сопряжение кожуха 3 с соплом 6 выполнено так, что гондола 1 своей внешней поверхностью хвостовой части стыкуется с внутренней поверхностью кожуха 3.
Кожух 3 выполнен так, что в передней цилиндрической части в поперечном сечении верхняя кромка 8 образует центральный угол 13 на оси кожуха, равный 80-110°, а нижняя кромка - центральный угол 14, равный (-60) – (-110)° от горизонта соответственно. При этом большие значения углов выбираются при высокой интенсивности вихревого потока, создаваемого генератором, а меньшие значения углов - при низкой интенсивности вихревого потока. Кожух может быть выполненным из металла или композиционных материалов, предпочтительно трехслойной конструкции по известным технологиям.
Возможно выполнение выреза переменным по ширине вдоль концевой нервюры крыла, что достигается тем, что центральные углы кромок 8, 9 выполняются переменными вдоль хорды крыла. Так, целесообразно выполнение центрального угла 14 уменьшающимся к задней кромке крыла для большей защиты вихревого потока, создаваемого генератором, от потока, перетекающего с нижней поверхности крыла на верхнюю и создающего концевой вихрь.
Для уменьшения сопротивления целесообразно кожух выполнять в хвостовой части с верхней кромкой, плавно сходящей к задней кромке крыла. Законцовка крыла работает следующим образом.
При движении летательного аппарата набегающий поток 15, проходя через гондолу 1, превращается в вихревой поток 16, который при выходе из устройства взаимодействует с концевым вихрем крыла, уменьшая его интенсивность. Уменьшение интенсивности концевого вихря приводит к улучшению структуры воздушного потока над крылом, уменьшению скосов потока и в конечном итоге - к повышению несущих свойств крыла. При этом нижняя часть кожуха предохраняет вихревой поток от генератора от нежелательного воздействия потока с нижней поверхности крыла, а верхняя часть кожуха предохраняет поток на верхней поверхности крыла. Таким образом, уменьшается собственное сопротивление устройства. Все это вместе приводит к повышению аэродинамического качества крыла.
Claims (4)
1. Законцовка крыла летательного аппарата с генератором вихревого потока, включающая концевую часть крыла с установленным на ней генератором вихревого потока, противоположного по направлению вращения концевому вихрю, имеющим гондолу с входным устройством и соплом, отличающаяся тем, что концевая часть крыла выполнена с кожухом, простирающимся от гондолы до задней кромки крыла, выполненным с незамкнутым радиусным поперечным сечением, образующим продольный вырез с верхней и нижней кромками на своей внешней боковой поверхности, и закрепленным срединной своей частью на конце крыла, при этом в передней своей части кожух выполнен цилиндрическим и сопряженным с соплом гондолы, а в хвостовой части - сужающимся с открытым торцем.
3. Законцовка крыла летательного аппарата с генератором вихревого потока по п.1 или 2, отличающаяся тем, что вырез выполнен переменным по ширине вдоль концевой нервюры крыла.
4. Законцовка крыла летательного аппарата с генератором вихревого потока по п.1, или 2, или 3, отличающаяся тем, что кожух выполнен в хвостовой части с верхней кромкой, плавно сходящей к задней кромке крыла.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003107492/11A RU2233769C1 (ru) | 2003-03-19 | 2003-03-19 | Законцовка крыла летательного аппарата с генератором вихревого потока |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003107492/11A RU2233769C1 (ru) | 2003-03-19 | 2003-03-19 | Законцовка крыла летательного аппарата с генератором вихревого потока |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2233769C1 true RU2233769C1 (ru) | 2004-08-10 |
RU2003107492A RU2003107492A (ru) | 2004-09-10 |
Family
ID=33414133
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003107492/11A RU2233769C1 (ru) | 2003-03-19 | 2003-03-19 | Законцовка крыла летательного аппарата с генератором вихревого потока |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2233769C1 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2008048131A1 (fr) * | 2006-10-17 | 2008-04-24 | Shvedov Vladimir Vladimirovich | Extrémité d'aile d'aéronef et générateurs de tourbillons pour extrémité d'aile |
WO2017112010A1 (en) * | 2015-09-12 | 2017-06-29 | Parafluidics Llc | Apparatus for eliminating wingtip vortices |
US10377472B2 (en) | 2011-06-09 | 2019-08-13 | Aviation Partners, Inc. | Wing tip with winglet and ventral fin |
RU2698502C2 (ru) * | 2008-06-20 | 2019-08-28 | Авиэйшн Партнерс, Инк. | Раздвоенный сопряженный винглет |
-
2003
- 2003-03-19 RU RU2003107492/11A patent/RU2233769C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2008048131A1 (fr) * | 2006-10-17 | 2008-04-24 | Shvedov Vladimir Vladimirovich | Extrémité d'aile d'aéronef et générateurs de tourbillons pour extrémité d'aile |
RU2698502C2 (ru) * | 2008-06-20 | 2019-08-28 | Авиэйшн Партнерс, Инк. | Раздвоенный сопряженный винглет |
US10589846B2 (en) | 2008-06-20 | 2020-03-17 | Aviation Partners, Inc. | Split blended winglet |
US10377472B2 (en) | 2011-06-09 | 2019-08-13 | Aviation Partners, Inc. | Wing tip with winglet and ventral fin |
US10787246B2 (en) | 2011-06-09 | 2020-09-29 | Aviation Partners, Inc. | Wing tip with winglet and ventral fin |
WO2017112010A1 (en) * | 2015-09-12 | 2017-06-29 | Parafluidics Llc | Apparatus for eliminating wingtip vortices |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP0241404B1 (en) | Gas turbine engine nacelle | |
US7549839B2 (en) | Variable geometry inlet guide vane | |
RU2428354C2 (ru) | Аэродинамический закрылок летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством | |
US9102397B2 (en) | Airfoils including tip profile for noise reduction and method for fabricating same | |
US20130315701A1 (en) | Aircraft propulsion system and a method of controlling the same | |
RU2302975C2 (ru) | Компоновка самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками | |
US8091827B2 (en) | Thrust reverser door | |
WO2014038054A1 (ja) | 斜流タービン | |
EP3211204A1 (en) | Air intake with scroll portion and strutted portion for gas turbine engine | |
EP3211199B1 (en) | Air intake for turboprop engine | |
US10907610B2 (en) | Wind-turbine rotor blade, rotor blade trailing edge, method for producing a wind-turbine rotor blade, and wind turbine | |
US20100054913A1 (en) | Turbomachine with unducted propellers | |
US20090214339A1 (en) | Method and device for a stream vortex transformation | |
CA1263242A (en) | Gas turbine outlet arrangement | |
RU2353550C1 (ru) | Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата (варианты) | |
US10815963B2 (en) | Wind-turbine rotor blade, trailing edge for wind-turbine rotor blade tip, method for producing a wind-turbine rotor blade, and wind turbine | |
US8870530B2 (en) | Gas turbine engine | |
RU2233769C1 (ru) | Законцовка крыла летательного аппарата с генератором вихревого потока | |
RU2389649C1 (ru) | Законцовка крыла летательного аппарата и генератор вихря для нее | |
CN103797229A (zh) | 用于调整超音速进气道的方法 | |
EP2432981B1 (fr) | Capot pour tuyère de turbomachine, tuyère et turbomachine associées | |
US20230039569A1 (en) | Thrust reverser comprising doors and at least one retractable deflector for closing a lateral opening | |
KR20230143529A (ko) | 날개형상 단면을 갖는 다층구조 비행체 | |
CN112512920B (zh) | 具有同轴螺旋桨的涡轮机 | |
RU2095281C1 (ru) | Концевое крылышко |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080320 |