RU2637233C1

RU2637233C1 - Законцовка крыла летательного аппарата

Info

Publication number: RU2637233C1
Application number: RU2016145043A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Лонгенович Болсуновский; Николай Петрович Бузоверя; Николай Николаевич Брагин; Владимир Борисович Курилов; Анна Игоревна Сахарова; Сергей Иванович Скоморохов; Иван Леонидович Чернышев
Priority date: 2016-11-17
Filing date: 2016-11-17
Publication date: 2017-12-01

Abstract

Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла самолета серповидной формы имеет переднюю и заднюю кромки, выполненные нелинейной формы, выпуклой по всей длине, состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной (f=0.005-0.02), меньшей относительной толщиной (c=5-15%) и большими отрицательными значениями углов крутки (ε=5-25%). Хвостовая часть законцовки выполнена с отклонением координаты вершины назад по потоку от задней кромки крыла на расстояние (0.5-0.7)b_к, где b_к - концевая хорда крыла. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества самолета и улучшение показателя топливной эффективности. 4 ил.

Description

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах с дозвуковой и околозвуковой скоростями полета.

Известно, что установка законцовки на крыле является одним из средств повышения аэродинамического качества самолета. Применение законцовок приводит к ослаблению интенсивности концевых вихрей, увеличению эффективного удлинения и соответствующему уменьшению индуктивного сопротивления.

Известна законцовка крыла летательного аппарата, имеющая концевую шайбу, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце (Патент РФ №2525335, кл. В64С 5/08, 2014 г.). Принцип действия изобретения основан на том, что при обтекании потоком воздуха крыла происходит перетекание воздуха с нижней плоскости крыла на верхнюю, законцовка крыла летательного аппарата препятствует перетеканию потока воздуха и выравнивает давление на верхней и нижней плоскостях крыла, ослабляя мощный концевой вихрь, разбивая его на несколько вихрей меньшей интенсивности.

Известна законцовка крыла, предназначенная для крепления к наружному концу крыла, образующего плоскость крыла, и содержащая верхний крылообразный элемент, выступающий вверх относительно плоскости крыла и имеющий заднюю кромку, и нижний крылообразный элемент (Патент РФ №2575739, кл. В64С 3/58, 2016 г.). Показано, что происходит снижение лобового сопротивления и вихревого сопротивления за счет установки нижнего винглета.

Однако такие устройства сложны по форме, имеют большие габариты и вес, требуют увеличения жесткости крыла, что приводит к перетяжелению конструкции.

Прототипом предлагаемого технического решения является законцовка крыла летательного аппарата, имеющая корневой профиль сечения, выполненный с S-образной средней линией и участком отрицательной вогнутости длиной 20-70% хорды. Изломный и концевой профили законцовки выполнены с положительной вогнутостью. Законцовка имеет наплыв в корневой части и излом по передней кромке (Патент РФ №2495787, кл. В64С 3/10).

В качестве недостатков прототипа можно указать неравномерное обтекание законцовки во всем диапазоне эксплуатационных чисел Маха M и менее благоприятную (бесскачковую) картину обтекания на трансзвуковых режимах полета (M=0.78-0.85).

Задачей и техническим результатом изобретения является повышение аэродинамического качества, несущих свойств летательного аппарата как при дозвуковых, так и при околозвуковых скоростях полета и, как следствие, снижение расхода топлива и уменьшение вредных выбросов в атмосферу.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что законцовка крыла летательного аппарата серповидной формы имеет переднюю и заднюю кромки, выполненные нелинейной формы, выпуклой по всей длине, состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной (f=0.005-0.02), уменьшенной относительной толщиной (с=5-15%) и большими отрицательными значениями углов крутки (ε=5-25%), хвостовая часть законцовки выполнена с отклонением координаты вершины назад по потоку от задней кромки крыла на расстояние (0.5-0.7)b_к, где b_к - концевая хорда крыла.

На фиг. 1 - схема законцовки крыла летательного аппарата серповидной формы в 2-х проекциях;

на фиг. 2 - типовые профили сечений конца крыла и корневого и концевого сечений законцовки;

на фиг. 3 - сравнение распределений давления (Cp) для законцовки прототипа и предлагаемой законцовки;

на фиг. 4 - зависимости прироста максимального аэродинамического качества модели самолета по скорости для законцовки-прототипа и предлагаемой законцовки.

Крыло самолета 1 имеет законцовку 2 серповидной формы, выполненную сложной формы с передней 3 и задней 4 кромками, выполненными нелинейной формы, выпуклой по всей длине, состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной (f=0.005-0.02), уменьшенной относительной толщиной (c=5-15%) и большими отрицательными значениями углов крутки (ε=5-25%) (фиг. 2), хвостовая часть 5 законцовки 2 выполнена с отклонением координаты вершины назад по потоку от задней кромки 6 крыла 1 на расстояние (0.5-0.7)b_к, где b_к - концевая хорда 7 крыла.

Устройство работает следующим образом. При обтекании крыла 1 в его концевой части образуется вихрь, который вызывает благоприятный скос потока, благодаря этому создается дополнительная подсасывающая сила на передней кромке 3 законцовки 2, а прохождение вихря над верхней поверхностью крыла создает отсос потока и дополнительное разрежение.

Применение предлагаемой законцовки позволило минимизировать неблагоприятное воздействие, вызываемое концевым вихрем, на обтекание концевой части крыла и перетекание потока с нижней поверхности крыла на верхнюю. Отклонение назад хвостовой части законцовки позволяет затянуть по скорости возникновение сверхзвуковых зон и использовать изобретение для обеспечения безотрывного обтекания концевой части крыла при больших значениях числа Маха М.

Поскольку в области законцовки обтекание носит весьма сложный характер с быстро меняющимся скосом потока по высоте, то для обеспечения более благоприятного распределения давления предложено использование предлагаемых профилей, дающих лучшие по сравнению с прототипом распределения давления (фиг. 3).

Был выполнен ряд расчетно-экспериментальных исследований, в том числе в аэродинамической трубе (АДТ), на модели самолета со стреловидным крылом большого удлинения без законцовки, с законцовкой-прототипом и с предлагаемой законцовкой. Результаты исследований показали, что предлагаемая законцовка по сравнению с прототипом позволяет увеличить максимальное аэродинамическое качество (фиг. 4) как на малых, так и на околозвуковых скоростях. При скорости потока, соответствующей числу M=0.7÷0.84, переход от законцовки-прототипа к предлагаемой законцовке дал возможность увеличить максимальное аэродинамическое качество модели на ΔKмах≈0.5÷1.

Использование предлагаемого изобретения позволит повысить аэродинамическое качество самолета как на дозвуковых, так и на околозвуковым скоростях полета, что позволит обеспечить экономию авиационного топлива (улучшить показатель топливной эффективности на 3-5%) и, как следствие, уменьшить вредные выбросы в атмосферу.

Claims

Законцовка крыла летательного аппарата серповидной формы, передняя и задняя кромки которой выполнены нелинейной формы, выпуклой по всей длине, отличающаяся тем, что состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной (f=0.005-0.02), меньшей относительной толщиной (с=5-15%) и большими отрицательными значениями углов крутки (ε=5-25%), хвостовая часть законцовки выполнена с отклонением координаты вершины назад по потоку от задней кромки крыла на расстояние (0.5-0.7)b_к, где b_к - концевая хорда крыла.