RU2671603C1

RU2671603C1 - Профиль крыла

Info

Publication number: RU2671603C1
Application number: RU2017138718A
Authority: RU
Inventors: Евгений Степанович Важинский
Original assignee: Евгений Степанович Важинский
Priority date: 2017-11-07
Filing date: 2017-11-07
Publication date: 2018-11-02

Abstract

Изобретение относится к авиационной технике. Профиль крыла, у которого спереди в нижней части установлен выступ, с размерами по высоте и длине, равными половине высоты крыла. Углы, охватывающие горизонтальную и вертикальную поверхности выступа, привязаны к нижней горизонтальной поверхности. Спереди профиля крыла имеется уступ, поверхности которого наклонены к нижней плоскости крыла с разными углами. Нижняя часть уступа имеет наклон к нижней плоскости на меньший угол, чем угол на выходе к верхней поверхности крыла. Изобретение направлено на снижение лобового сопротивления и завихрений сзади крыла. 2 ил.

Description

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к крылу, создающему подъемную силу летательного аппарата.

Известно крыло, создающего подъемную силу летательного аппарата, поверхность спинки и передней кромки профиля крыла выгнуты по форме части цилиндрической поверхности, кривизна которых определяется по формулам в зависимости от проектной скорости полета, по патенту №. РФ 2094309.

Известно крыло, создающего подъемную силу летательного аппарата по патенту №1599633, PATENT SPECIFICATION. поверхность которого в передней части имеет профиль, наклоненный к плоскости полета крыла с небольшим углублением на этом наклоне для улучшения летных качеств.

Основными недостатками выше перечисленных профилей крыла летательного аппарата является наличие на верхней его поверхности в конце крыла завихрений, турбулентности, за счет снижения скоростного воздушного потока от трения его о верхнюю поверхность крыла, способствующей большому сопротивлению потока, кроме того большое лобовое сопротивление при полете. Далее, турбулентность, имеющая в конце крыла, второй вариант, связана с тем, что площадь наклона в передней его части к плоскости полета крыла имеет не достаточную величину, вследствие ограничения по высоте крыла, чтобы поднять верхний воздушный поток над крылом, что и создает турбулентность в конце крыла.

Целью изобретения является устранение выше перечисленных недостатков, а более конкретно, снижение завихрений, турбулентности, на верхней поверхности крыла, в конце, за счет уменьшения трения воздушного потока по поверхности крыла, снижающее нагрузки на крыло, и лобовое сопротивления крыла, кроме того снижается и масса крыла.

Для достижения этой цели предлагается профиль крыла, в котором для снижения лобового сопротивления и уменьшение завихрений в конце крыла, спереди, в нижней части крыла, установлен выступ, с размерами по высоте и длине равной половине высоты крыла, поверхности которого наклонены к нижней плоскости крыла под разными углами, причем горизонтальная часть его имеет наклон к нижней плоскости крыла, по величине меньший угол, чем на выходе к верхней поверхности крыла, по отношению к нижней горизонтальной поверхности крыла.

На Фиг. 1 Изображен общий вид профиля крыла летательного аппарата.

На Фиг. 2 Изображены воздушные потоки движения вокруг крыла летательного аппарата..

Летательный аппарат с профилем предложенного крыла, имеет общую длину - L; длина уступа - I; α - угол наклона между горизонтальной плоскостью выступа и нижней плоскости крыла; общая высота - Н и в передней части крыла высота - h, равная половине общей высоты Н и длины уступа - I; β - угол наклона между вертикальной плоскостью выступа и нижней плоскости крыла. Фиг. 1. Так как уступ, находящийся в верхней передней части крыла, а выступ, находящийся в нижней передней части крыла выполняют одну и туже функции, то они в описании могут взаимозаменяемы. От величины углов α и β и длины уступа, зависит величина воздушного потока обтекаемого крыло по верхней поверхности его, снижающее завихрения.

Профиль крыла работает следующим образом. Идеальное состояние работы крыла такое, при котором воздушные потоки, огибающие верхнюю поверхность крыла и нижнюю, на выходе в конце крыла, имели бы одинаковые скорости потока, и как следствие, отсутствие завихрений, турбулентности, но в натуре этого не происходит по той причине, что верхнему воздушному потоку приходится преодолеть большее расстояние, чем нижнему, вследствие его выпуклости, а также по причине трения верхнего воздушного потока о поверхность крыла. В натуре скорости воздушных потоков в конце крыла разные, что и создает завихрения, турбулентность, которая создает дополнительное сопротивление и нагрузки, в полете, для преодоление которого требуется дополнительно увеличивать силовые установки летательного аппарата. Кроме того передняя часть крыла имеет дополнительное сопротивление за счет конструкции крыла. Уступ - I, находящийся в передней верхней части крыла делит воздушный поток на две части: верхний, нижний. Нижний воздушный поток проходит по нижней поверхности крыла почти без сопротивления. Верхний - делится еще на два потока: средний воздушный поток, при движении к крылу попадает на уступ - l, имеющий угол - α, поднимается вверх и попадает на узкую часть с углом - β и далее под этим углом выходит на верхнюю поверхность крыла. В момент выхода воздушного потока вверх, на него происходит наложение третьего воздушного потока, который набегая на воздушный выходной поток с углом - β, образуя вакуум между этим потоком и верхней поверхностью крыла, которое, снижает трение его о поверхность крыла, приводящее к увеличению скорости воздушного потока по верхней поверхности крыла. При этом снижение завихрения, турбулентности, верхнего воздушного потока происходит и за счет уменьшения пути, пройденного верхним воздушным потоком по поверхности крыла, и вакуума между поверхностью крыла и воздушным потоком, полученное за счет уступа спереди крыла. При правильно выбранных параметрах углов α и β и длины уступа можно снизить до минимума сопротивление верхнего воздушного потока о поверхность крыла, турбулентность сзади крыла. И, наконец, происходит снижение лобового сопротивления профиля крыла за счет уменьшения по высоте передней части крыла. Фиг. 1, Фиг. 2. Если уступ h по высоте будет более половины высоты Н, то действие третьего воздушного потока будет уменьшаться, что приведет к увеличению сопротивления его о крыло по верхней поверхности его. Если высота выступа h будет меньше половины высоты Н, то действие второго и третьего воздушных потоков будут создавать дополнительное лобовое сопротивление крылу, кроме того длина - I=Н/2 уступа не должна быть больше этой величины, чтобы не влиять на подъемную силу крыла.

Применение предложенного профиля крыла позволит, повысит технико-экономические показатели летательного аппарата, снизит металлоемкость его и не потребуется увеличение мощности силой установки.

Claims

Профиль крыла, включающий верхнюю и нижнюю поверхности, лобовую часть, отличающийся тем, что с целью снижения лобового сопротивления крыла и уменьшения завихрений в конце крыла спереди, в нижней части крыла, установлен выступ с размерами по высоте и длине, равными половине высоты крыла, поверхности которого наклонены к нижней плоскости крыла под разными углами, причем горизонтальная часть его имеет наклон к нижней плоскости крыла на меньший угол, чем угол на выходе к верхней поверхности крыла, по отношению к нижней горизонтальной поверхности крыла.