RU2719522C1

RU2719522C1 - Aerodynamic surface tip

Info

Publication number: RU2719522C1
Application number: RU2019134628A
Authority: RU
Inventors: Сергей Николаевич Низов
Original assignee: Сергей Николаевич Низов
Priority date: 2019-10-29
Filing date: 2019-10-29
Publication date: 2020-04-21

Abstract

FIELD: aerodynamics.SUBSTANCE: end of aerodynamic surface, installed on main part of aerodynamic surface, contains upper and lower sides, which are conjugated with formation of front and rear edges, inclined end surface and aerodynamic crest. Inclined end surface is conjugated with upper side of aerodynamic surface at acute angle to form outer edge made with outwardly turned bend. Aerodynamic ridge is formed by outer and inner surfaces interfaced with formation of lower edge and is located on lower side of main part near coupling of lower side with inclined end surface with possibility of straightening and support of air flow passing under lower side. Aerodynamic crest protrudes rearward behind rear edge dimension by value from 10 to 50 percent of end chord of main part and includes upper edge or surface mating with outer edge of tip and upper side of main part.EFFECT: invention is aimed at improvement of aerodynamic quality due to reduced inductive resistance.23 cl, 32 dwg

Description

Настоящее изобретение относится к области аэродинамики и может применяться на крыльях и горизонтальном оперении планеров и самолетов, а также беспилотных летательных аппаратов самолетного типа. Кроме того, законцовка аэродинамической поверхности может также устанавливаться на антикрыльях спортивных автомобилей и на лопастях авторотирующих и приводных воздушных винтов, используемых в качестве пропеллеров, вентиляторов и ветрогенераторов. Изобретение относится к разделу В64С 23/06 МКИ.The present invention relates to the field of aerodynamics and can be used on the wings and horizontal tail of gliders and aircraft, as well as unmanned aerial vehicles of the aircraft type. In addition, the tip of the aerodynamic surface can also be installed on the wings of sports cars and on the blades of autorotating and driving propellers used as propellers, fans and wind generators. The invention relates to section B64C 23/06 MKI.

Из уровня техники известны технические решения, аналогичные предлагаемому, как например, классическая закругленная законцовка крыла, схематичное изображение которой размещено в сети Интернет по адресу: https://i.stack.imgur.com/tCddl.png широко распространенная на крыльях самолетов различных классов. Основным преимуществом закругленной законцовки является минимальное среди всех других типов законцовки значение профильного сопротивления, как в полете по прямой, так и при развороте (циркуляционное сопротивление), что выгодно с точки зрения достижения максимальной скорости полета. Кроме того, преимуществом закругленной законцовки является наилучшая маневренность по крену на малых углах атаки ввиду минимального коэффициента демпфирующего момента.Technical solutions are known from the prior art that are similar to those proposed, such as the classic rounded wingtip, a schematic image of which is posted on the Internet at: https://i.stack.imgur.com/tCddl.png widely distributed on the wings of aircraft of various classes . The main advantage of a rounded tip is the minimum profile resistance among all other types of tip, both in straight flight and in a U-turn (circulation resistance), which is advantageous in terms of achieving maximum flight speed. In addition, the advantage of the rounded tip is the best roll maneuverability at low angles of attack due to the minimum damping moment coefficient.

Недостатком данной законцовки является невысокая поперечная устойчивость самолета на малых скоростях полета и больших углах атаки, вызванная невысоким уровнем демпфирования по крену, малой путевой устойчивостью и быстрым падением энергетики сходящего с закругленной законцовки концевого вихря по мере увеличения угла атаки. С одной стороны, низкий уровень демпфирования способствует возникновению в полете значительной разницы местных углов атаки, а с другой стороны, при выходе одного из концов крыла на субкритический угол атаки в результате падения энергии концевого вихря создаются предпосылки для формирования хаотичного низкоскоростного перетока значительных масс воздуха с нижней стороны крыла на верхнюю через законцовку крыла. Данный эффект неразрывно связан с путевой устойчивостью, поскольку при наличии скольжения на отстающей консоли крыла в результате перетока пограничного слоя в направлении законцовки происходит накопление пограничного слоя, его набухание и последующая потеря устойчивости, а поскольку в этот критический момент концевой вихрь теряет мощность, отсос пограничного слоя прекращается и развивается концевой срыв. Данный эффект частично иллюстрируется Фиг. 29 чертежей, где кривая а соответствует закругленной законцовке.The disadvantage of this tip is the low lateral stability of the aircraft at low flight speeds and large angles of attack, caused by a low level of roll damping, low track stability and a rapid drop in energy coming off the rounded tip of the end vortex as the angle of attack increases. On the one hand, a low level of damping contributes to the appearance of a significant difference in local attack angles in flight, and on the other hand, when one of the wing ends reaches a subcritical angle of attack as a result of a drop in the energy of the end vortex, prerequisites are created for the formation of a chaotic low-speed flow of significant air masses from the lower side of the wing to the upper through the wingtip. This effect is inextricably linked with directional stability, since in the presence of a glide on the lagging wing of the wing as a result of the overflow of the boundary layer in the direction of the tip, the boundary layer accumulates, swells and subsequently becomes unstable, and since the terminal vortex loses power at this critical moment, the suction of the boundary layer terminal breakdown stops and develops. This effect is partially illustrated in FIG. 29 drawings, where curve a corresponds to a rounded tip.

Недостатком данной законцовки является быстрое снижение значения К при падении скорости полета из-за активного роста индуктивного сопротивления крыла, что особенно заметно на крыльях относительно малого относительного удлинения.The disadvantage of this tip is the rapid decrease in the value of K when the flight speed drops due to the active growth of the inductive drag of the wing, which is especially noticeable on the wings with a relatively small elongation.

Из уровня техники также широко известна «скошенная» законцовка крыла, или законцовка Хорнера, описание которой приводится в сети Интернет по адресу https://aviation.stackexchange.com/questions/35069/how-do-hoerner-wingtips-work.The beveled wingtip or Horner tip, which is described on the Internet at https://aviation.stackexchange.com/questions/35069/how-do-hoerner-wingtips-work, is also widely known in the prior art.

Данная законцовка установлена на основной части аэродинамической поверхности, содержащей верхнюю и нижнюю стороны и образованной в продольном отношении, по меньшей мере, одним аэродинамическим профилем, при этом верхняя и нижняя стороны сопряжены между собой с образованием передней и задней кромок и содержащая наклонную торцевую поверхность, сопрягающуюся с верхней стороной аэродинамической поверхности под острым углом с образованием внешней кромки, выполненной с обращенным наружу изгибом. Вопреки распространенному мнению, основным преимуществом законцовки Хорнера является не столько увеличение аэродинамического качества крыла за счет увеличения его эффективного размаха, сколько более высокий уровень поперечного демпфирования и улучшенная поперечная устойчивость ЛА на малых скоростях полета за счет поддержания энергетики концевого вихря на субкритических углах атаки, что позволяет эффективно отсасывать пограничный слой даже при наличии его перетока в направлении к законцовке. Кроме того, к преимуществам законцовки Хорнера относится простота изготовления и хорошая совместимость с толстыми аэродинамическими профилями. Основным недостатком законцовки Хорнера является ее ограниченная аэродинамическая эффективность, так как смещение наружу оси концевого вихря обеспечивается в ней за счет создания на средних и больших углах атаки практически идеальных условий для перетока воздуха из зоны повышенного давления в концевой вихрь, что ведет к относительно быстрому падению значения К на скоростях ниже наивыгоднейшей. На Фиг. 29 законцовке Хорнера соответствует кривая b.This tip is mounted on the main part of the aerodynamic surface containing the upper and lower sides and formed in longitudinal relation by at least one aerodynamic profile, while the upper and lower sides are interconnected with the formation of the front and rear edges and containing an inclined end surface that mates with the upper side of the aerodynamic surface at an acute angle with the formation of an outer edge made with an outward bend. Contrary to popular belief, the main advantage of the ending of Horner is not so much an increase in the aerodynamic quality of the wing due to an increase in its effective span, as a higher level of lateral damping and improved lateral stability of the aircraft at low flight speeds by maintaining the energy of the end vortex at subcritical angles of attack, which allows effectively suck off the boundary layer even if there is a flow in the direction of the tip. In addition, the advantages of the Horner tip include ease of manufacture and good compatibility with thick aerodynamic profiles. The main disadvantage of the Horner tip is its limited aerodynamic efficiency, since the outward axis of the end vortex is offset by creating practically ideal conditions for medium and large angles of attack for the flow of air from the high pressure zone to the end vortex, which leads to a relatively rapid drop in the value K at speeds below the best. In FIG. 29, ending with Horner curve b.

Кроме того, недостатком законцовки Хорнера является несколько большая, чем у закругленной законцовки, величина профильного сопротивления на малых углах атаки, поэтому она редко применяется на скоростных самолетах. Естественно, что законцовка Хорнера подвергалась большому количеству различных модификаций, среди которых следует отметить законцовку крыла самолета РС-6 В2 Turbo-Porter, фотографии которой приводятся в сети Интернет по следующим адресам:In addition, the disadvantage of the Horner tip is a slightly larger value than the rounded tip, the profile resistance at small angles of attack, so it is rarely used on high-speed aircraft. Naturally, the ending of Horner was subjected to a large number of different modifications, among which the wingtip of the RS-6 B2 Turbo-Porter aircraft, the photographs of which are given on the Internet at the following addresses, should be noted:

https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/f/f6/Metrum Pilatus РС-6 В2-Н4 Turbo Porter YL-CCQ.jpg/1920px-Metrum Pilatus РС-6 B2-H4 Turbo Porter YL-CCQ.jpg?1572194757406;https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/f/f6/Metrum Pilatus PC-6 B2-H4 Turbo Porter YL-CCQ.jpg / 1920px-Metrum Pilatus PC-6 B2-H4 Turbo Porter YL- CCQ.jpg? 1572194757406;

https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/5/57/Pilatus PC-6 B2H4.jpg/1920px-Pilatus PC-6 B2H4.jpq?1572194824835;https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/5/57/Pilatus PC-6 B2H4.jpg / 1920px-Pilatus PC-6 B2H4.jpq? 1572194824835;

https://cdn.planespotters.net/photo/618000/oriqinal/d-fibe-private-pilatus-pc-6b2-h4-turbo-porter PlanespottersNet 618913 9bf2406030.jpg.https://cdn.planespotters.net/photo/618000/oriqinal/d-fibe-private-pilatus-pc-6b2-h4-turbo-porter PlanespottersNet 618913 9bf2406030.jpg.

Модификации законцовки заключаются в плавном переходе передней кромки во внешнюю кромку законцовки, в постепенном уменьшении радиуса притупления внешней кромки по направлению движения воздушного потока и в незначительном отгибе вверх внешнего ведущего угла законцовки. Можно предположить, что вышеупомянутые модификации были направлены не в последнюю очередь на улучшение поперечной устойчивости самолета на малых скоростях полета за счет повышения энергии концевого вихря на больших углах атаки в достаточном диапазоне углов скольжения.Modifications of the ending include a smooth transition of the leading edge to the outer edge of the ending, a gradual decrease in the radius of blunting of the outer edge in the direction of air flow, and a slight upward bending of the outer leading corner of the ending. It can be assumed that the above modifications were aimed not least at improving the lateral stability of the aircraft at low flight speeds by increasing the energy of the end vortex at large angles of attack in a sufficient range of slip angles.

Недостатком данной законцовки также можно считать повышенное индуктивное сопротивление крыла.The disadvantage of this tip can also be considered increased inductive drag of the wing.

Из уровня техники известна также отогнутая вниз законцовка крыла, примененная в частности на самом массовом легкомоторном самолете Cessna 172 Skyhawk. Преимуществом отогнутой вниз законцовки является «запирание» зоны повышенного давления под крылом, что делает менее выраженным рост индуктивного сопротивления крыла по мере роста угла атаки и существенно улучшает взлетно-посадочные характеристики самолета, в частности, качественно упрощает посадку с выключенным или задросселированным двигателем.Also known from the prior art is the wingtip bent downwards, which is used, in particular, on the most massive Cessna 172 Skyhawk light aircraft. The advantage of the tip bent down is the “locking” of the zone of increased pressure under the wing, which makes the increase in the inductive resistance of the wing less pronounced as the angle of attack increases and significantly improves the take-off and landing characteristics of the aircraft, in particular, qualitatively simplifies landing with the engine turned off or throttle.

Недостатком отогнутой вниз законцовки является падение энергии концевого вихря на больших углах атаки, что в ряде случаев может привести к потере несущих свойств обоих консолей крыла и переходу в неуправляемый плоский штопор, а также повышенное донное сопротивление законцовки из-за резкого падения давления за законцовкой.The disadvantage of the tip bent downward is the energy drop of the end vortex at large angles of attack, which in some cases can lead to loss of load-bearing properties of both wing consoles and transition to an uncontrollable flat corkscrew, as well as increased bottom resistance of the tip due to a sharp drop in pressure behind the tip.

Кроме того, все описанные выше законцовки, включая законцовку Хорнера, никак не повышают путевую устойчивость самолета, что отрицательно сказывается на устойчивости к сваливанию на крыло и облегчает непреднамеренный вход в штопор.In addition, all the endings described above, including the Horner tip, do not increase the directional stability of the aircraft, which negatively affects the resistance to stalling on the wing and facilitates an unintentional entry into a tailspin.

Как пример попытки усовершенствования отогнутой вниз законцовки крыла известна также законцовка крыла, использовавшаяся выдающимся ученым-аэродинамиком Александром Липпишем на одном из вариантов экспериментального реактивного самолета Р-12, набросок которого размещен в сети Интернет по адресу https://www.pinterest.ru/pin/70016969190417806/As an example of an attempt to improve the wingtip bent down, the wingtip is also known, which was used by the prominent aerodynamic scientist Alexander Lippisch on one of the variants of the experimental R-12 jet aircraft, a sketch of which is posted on the Internet at https://www.pinterest.ru/pin / 70016969190417806 /

Данная законцовка содержит аэродинамический гребень, примыкающий к нижней стороне и образованный внешней и внутренней поверхностями, сопрягаемыми между собой с образованием верхней и нижней кромок, при этом аэродинамический гребень выступает назад за габарит задней кромки на величину около 30-40% концевой хорды аэродинамической поверхности, верхняя кромка аэродинамического гребня примыкает к задней кромке аэродинамической поверхности, а нижняя кромка и внутренняя поверхность аэродинамического гребня примыкают к нижней стороне аэродинамической поверхности.This tip contains an aerodynamic ridge adjacent to the lower side and formed by external and internal surfaces mating with each other to form the upper and lower edges, while the aerodynamic ridge protrudes backward behind the dimension of the trailing edge by about 30-40% of the end chord of the aerodynamic surface, the upper the edge of the aerodynamic ridge is adjacent to the trailing edge of the aerodynamic surface, and the lower edge and the inner surface of the aerodynamic ridge are adjacent to the lower side of the aerodrome dynamical surface.

Преимуществом данной конструкции законцовки крыла является возможность существенного ослабления энергетики концевого вихря на средних и больших углах атаки за счет эффективного «запирания» части проходящего под крылом уплотненного потока при помощи выступающей за габарит задней кромки крыла части аэродинамического гребня, при этом эффективно снижается донное сопротивление законцовки и индуктивное сопротивление крыла, а само крыло становится более «эластичным» по аэродинамическому качеству. Данное свойство законцовки очевидно представлялось важным, учитывая то, что Липпиш использовал ее на дельтавидном крыле, отличающимся малым относительным удлинением и невысоким значением К.The advantage of this wingtip design is the possibility of significantly attenuating the energy of the end vortex at medium and large angles of attack due to the effective "locking" of a part of the compressed flow passing under the wing with the help of the part of the aerodynamic ridge protruding beyond the rear edge of the wing, while effectively reducing the bottom drag of the tip and inductive drag of the wing, and the wing itself becomes more “elastic” in aerodynamic quality. This property of the tip apparently seemed important, given the fact that Lippisch used it on the deltoid wing, characterized by a small elongation and low K.

Кроме того, преимуществом данной законцовки является лучшая путевая устойчивость, так как вынесенная назад за габарит задней кромки часть аэродинамического гребня создает восстанавливающий момент относительно оси OY.In addition, the advantage of this tip is the better directional stability, since the part of the aerodynamic ridge that is extended back beyond the rear edge dimension creates a restoring moment relative to the OY axis.

Недостатком данной законцовки можно считать отсутствие конструктивных элементов, обеспечивающих сохранение достаточной энергетики концевого вихря на предельных углах атаки, поэтому формирующийся снаружи от аэродинамического гребня основной концевой вихрь пространственно неустойчив и имеет тенденцию к разрушению до достижения крылом пикового значения Су.The disadvantage of this ending can be considered the lack of structural elements that ensure sufficient energy of the end vortex at extreme angles of attack, therefore, the main end vortex formed outside the aerodynamic ridge is spatially unstable and tends to collapse until the wing reaches its peak value Su.

Из уровня техники известна также экспериментальная законцовка крыла, изначально примененная на самолете Р-51 Mustang, модифицированного для участия в воздушных гонках в Рино, штат Невада, а затем повторенная авиамоделистом из Атланты, штат Джорджия, фотографии которой приводятся в сети Интернет по адресу: http://www.rcuniverse.com/forum/aerodvnamics-76/5067587-hoerner-vortex-retarder-wingtips.html#&gid=1&pid=2;Also known from the prior art is an experimental wingtip, originally used on a P-51 Mustang aircraft, modified to participate in air races in Reno, Nevada, and then repeated by an aircraft modeller from Atlanta, Georgia, photographs of which are available on the Internet at: http : //www.rcuniverse.com/forum/aerodvnamics-76/5067587-hoerner-vortex-retarder-wingtips.html#&gid=1&pid=2;

http://www.rcuniverse.com/forum/aerodynamics-76/5067587-hoerner-vortex-retarder-wing-tips.html#&gid=1&pid=3;http://www.rcuniverse.com/forum/aerodynamics-76/5067587-hoerner-vortex-retarder-wing-tips.html#&gid=1&pid=3;

http://www.rcuniverse.com/forum/aerodvnamics-76/5067587-hoerner-vortex-retarder-wing-tips.html#&gid=1&pid=5.http://www.rcuniverse.com/forum/aerodvnamics-76/5067587-hoerner-vortex-retarder-wing-tips.html#&gid=1&pid=5.

Данная законцовка по своему техническому решению наиболее близка к предложенному изобретению и содержит установленную на основной части аэродинамической поверхности, содержащей верхнюю и нижнюю стороны и образованной в продольном отношении, по меньшей мере, одним аэродинамическим профилем, при этом верхняя и нижняя стороны сопряжены между собой с образованием передней и задней кромок и содержащей наклонную торцевую поверхность и аэродинамический гребень, при этом наклонная торцевая поверхность сопрягается с верхней стороной аэродинамической поверхности под острым углом с образованием внешней кромки, выполненной с обращенной наружу изгибом, а аэродинамический гребень образован внешней и внутренней поверхностями, сопрягаемыми между собой с образованием нижней кромки, выступает вниз относительно концевой хорды основной части на величину от 5 до 25 процентов концевой хорды основной части и установлен на нижней стороне вблизи сопряжения наклонной торцевой поверхности с нижней стороной с возможностью спрямления и подпора проходящего под нижней стороной воздушного потока.This ending in its technical solution is closest to the proposed invention and contains installed on the main part of the aerodynamic surface containing the upper and lower sides and formed in longitudinal relation by at least one aerodynamic profile, while the upper and lower sides are interconnected to form leading and trailing edges and containing an inclined end surface and an aerodynamic ridge, while the inclined end surface mates with the upper side of the aerodynamic of the surface at an acute angle with the formation of an outer edge made with the bend facing outward, and the aerodynamic ridge is formed by the outer and inner surfaces mating with each other with the formation of the lower edge, protrudes downward from the end chord of the main part by 5 to 25 percent of the end chord of the main parts and is installed on the lower side near the interface of the inclined end surface with the lower side with the possibility of straightening and backwater passing under the lower side of the air otok.

Недостатками данной законцовки являются невысокая путевая устойчивость, а также ограниченная аэродинамическая эффективность, вызванная повышенным донным сопротивлением, ограниченным эффектом от подпора, проходящего под крылом потока, что, в свою очередь, увеличивает индуктивное сопротивление на малых скоростях полета и больших углах атаки. Второй недостаток иллюстрируется кривой а на Фиг. 30.The disadvantages of this ending are low track stability, as well as limited aerodynamic efficiency caused by increased bottom drag, limited effect of backwater passing under the wing of the stream, which, in turn, increases inductive drag at low flight speeds and large angles of attack. A second disadvantage is illustrated by curve a in FIG. thirty.

Из уровня техники известен также щелевой флапперон, примененный, в частности, на верхнем крыле бипланной коробки самолета Ан-2. Преимуществом щелевого флапперона является возможность изменения аэродинамического профиля по всему размаху крыла, что при большом относительном удлинении и правильном выборе профиля крыла обеспечивает большой диапазон скоростей и хорошую «эластичность» по аэродинамическому качеству, а недостатком - ограниченная аэродинамическая эффективность и снижение показателей безопасности, возникающие из-за потерь избыточного давления на нижней стороне крыла вблизи его законцовки, что особенно выражено при суммарном (синхронном и дифференциальном) отклонении щелевого флапперона вниз.The slot flapperon is also known from the prior art, used, in particular, on the upper wing of the biplane box of the An-2 aircraft. The advantage of slotted flapper is the ability to change the aerodynamic profile over the entire span of the wing, which with a large elongation and the correct choice of the wing profile provides a large speed range and good “elasticity” in aerodynamic quality, and the disadvantage is the limited aerodynamic efficiency and reduced safety performance arising from for losses of excess pressure on the lower side of the wing near its tip, which is especially pronounced with the total (synchronous and differential ial) deviation of the slit flapperon down.

Из-за огибания внешнего конца отклоненного на значительный угол флапперона ничем не сдерживаемым воздушным потоком снижается местное значение К для концевой части крыла, а значит на максимально отклоненном вниз флаппероне уменьшается полезный момент крена и увеличивается вредный момент рыскания. Кроме того, скорость потока в щели быстро уменьшается по мере приближения к законцовке, что в свою очередь создает условия для потери энергии и отрыва пограничного слоя на верхней поверхности концевой части крыла. Данный процесс иллюстрирован графиком давления на Фиг. 31.Due to the bending of the outer end of the flapperon deflected by a significant angle by an unrestricted air flow, the local value of K for the wing end portion decreases, which means that the useful moment of heel decreases and the harmful yaw moment increases. In addition, the flow velocity in the gap decreases rapidly as it approaches the tip, which in turn creates conditions for energy loss and separation of the boundary layer on the upper surface of the wing end part. This process is illustrated by the pressure graph in FIG. 31.

Таким образом, при разработке предложенной законцовки аэродинамической поверхности была поставлена основная задача расширения диапазона углов атаки и скоростей обтекания, в котором сохраняется высокое значение аэродинамического качества аэродинамической поверхности небольшого относительного удлинения за счет уменьшения донного сопротивления известной законцовки.Thus, when developing the proposed ending of the aerodynamic surface, the main task was to expand the range of angles of attack and flow velocities, in which the high value of the aerodynamic quality of the aerodynamic surface of small relative elongation is maintained by reducing the bottom drag of the known ending.

Применительно к крылу самолета или планера была поставлена задача минимизации вероятности развития концевого срыва из-за недостаточной путевой устойчивости и преждевременного разрушения концевого вихря при выходе аэродинамической поверхности на субкритический угол атаки за счет выноса части аэродинамического гребня назад и максимального удлинения внешней кромки, поддерживающей энергию концевого вихря.In relation to the wing of an airplane or a glider, the task was set to minimize the likelihood of an end stall due to insufficient track stability and premature destruction of the end vortex when the aerodynamic surface reaches the subcritical angle of attack due to the removal of part of the aerodynamic ridge back and the maximum extension of the outer edge supporting the energy of the end vortex .

Применительно к крылу самолета и планерам также была поставлена задача расширения диапазона скоростей и улучшения низкоскоростной маневренности благодаря повышению эффективности работы щелевых или подвесных флапперонов за счет синергетического эффекта, возникающего от работы законцовки в паре с щелевым или подвесным флаппероном.In relation to the wing of the aircraft and gliders, the task was also to expand the speed range and improve low-speed maneuverability by increasing the efficiency of slotted or suspended flappers due to the synergistic effect arising from the work of the wingtip paired with slotted or suspended flapper.

Применительно к воздушным винтам была поставлена задача увеличения КПД, а также снижения аэродинамического шума и габаритов авторотирующих и приводных воздушных винтов, применяемых в различных летательных аппаратах, ветрогенераторах, промышленной и бытовой технике, в том числе за счет уменьшения циркуляционного сопротивления законцовки.In relation to propellers, the task was to increase the efficiency, as well as reduce the aerodynamic noise and dimensions of the autorotating and driving propellers used in various aircraft, wind generators, industrial and household appliances, including by reducing the circulating resistance of the tip.

Применительно к крылу планера была поставлена задача увеличения значения К при движении планера по спиральной траектории за счет уменьшения циркуляционного сопротивления законцовки.In relation to the wing of the airframe, the task was to increase the value of K when the airframe moves along a spiral trajectory by reducing the circulation resistance of the tip.

Цель изобретения - комплексное улучшение аэродинамических характеристик аэродинамической поверхности конечного размаха за счет рациональной организации воздушных потоков в ее концевой части в различных условиях обтекания.The purpose of the invention is a comprehensive improvement of the aerodynamic characteristics of the aerodynamic surface of a finite magnitude due to the rational organization of air flows in its end part under various flow conditions.

Указанная цель достигается за счет того, что в известную конструкцию законцовки, установленную на основной части аэродинамической поверхности, содержащей верхнюю и нижнюю стороны и образованной в продольном отношении, по меньшей мере, одним аэродинамическим профилем, при этом верхняя и нижняя стороны сопряжены между собой с образованием передней и задней кромок и содержащая наклонную торцевую поверхность и аэродинамический гребень, при этом наклонная торцевая поверхность сопрягается с верхней стороной аэродинамической поверхности под острым углом с образованием внешней кромки, выполненной с обращенным наружу изгибом, а аэродинамический гребень образован внешней и внутренней поверхностями, сопрягаемыми между собой с образованием нижней кромки и расположен на нижней стороне основной части вблизи сопряжения нижней стороны с наклонной торцевой поверхностью с возможностью спрямления и подпора проходящего под нижней стороной воздушного потока, были включены следующие конструктивные изменения: аэродинамический гребень выступает назад за габарит задней кромки на величину от 10 до 50 процентов концевой хорды основной части и включает в себя верхнюю кромку или поверхность, сопрягающуюся с внешней кромкой законцовки и верхней стороной основной части.This goal is achieved due to the fact that in the known design of the tip installed on the main part of the aerodynamic surface containing the upper and lower sides and formed in longitudinal relation by at least one aerodynamic profile, while the upper and lower sides are interconnected to form leading and trailing edges and containing an inclined end surface and an aerodynamic ridge, while the inclined end surface mates with the upper side of the aerodynamic surface at an acute angle with the formation of an outer edge made with an outward bending, and the aerodynamic ridge is formed by the outer and inner surfaces mating with each other with the formation of the lower edge and is located on the lower side of the main part near the interface of the lower side with the inclined end surface with the possibility of straightening and support passing under the lower side of the air flow, the following structural changes were included: the aerodynamic ridge protrudes back beyond the rear edge of the it is from 10 to 50 percent of the end chord of the main part and includes the upper edge or surface mating with the outer edge of the tip and the upper side of the main part.

Кроме того, аэродинамический гребень установлен непосредственно на линии сопряжения нижней стороны с наклонной торцевой поверхностью, при этом внешняя кромка законцовки, наклонная торцевая поверхность, задняя кромка основной части и верхняя кромка аэродинамического гребня сходятся в одной точке.In addition, the aerodynamic ridge is installed directly on the line connecting the lower side with the inclined end surface, while the outer edge of the tip, the inclined end surface, the rear edge of the main part and the upper edge of the aerodynamic ridge converge at one point.

Кроме того, законцовка аэродинамической поверхности дополнительно содержит плоский или объемный зализ, содержащий верхнюю поверхность, имеющую треугольную форму и сопрягающуюся с верхней стороной основной части, при этом внешний край верхней поверхности зализа образует продолжение внешней кромки, внутренний край верхней поверхности зализа образует внутреннюю кромку, внешняя и внутренняя кромки, соединяясь вместе, переходят в верхнюю кромку аэродинамического гребня, а единая кромка образована последовательным плавным переходом друг в друга внешней кромки законцовки, ее продолжения в виде внешнего края верхней поверхности зализа и верхней кромки аэродинамического гребня.In addition, the tip of the aerodynamic surface further comprises a flat or volumetric runway containing an upper surface having a triangular shape and mating with the upper side of the main part, while the outer edge of the upper runway surface forms a continuation of the outer edge, the inner edge of the upper runway surface forms an inner edge, the outer and the inner edges, connecting together, go to the upper edge of the aerodynamic ridge, and a single edge is formed by a sequential smooth transition another outer edge tip, its extension in the form of the outer edge of the upper surface of the aerodynamic fairing and the upper edge of the crest.

Кроме того, зализ выполнен в виде треугольной пластины, примыкающей к верхней кромке аэродинамического гребня, при этом верхняя сторона треугольной пластины образует верхнюю поверхность зализа.In addition, the run is made in the form of a triangular plate adjacent to the upper edge of the aerodynamic ridge, while the upper side of the triangular plate forms the upper surface of the groove.

Кроме того, аэродинамический гребень расположен непосредственно на кромке, образованной сопряжением наклонной торцевой поверхности и нижней стороны основной части, при этом одна из сторон треугольной пластины примыкает к внешней кромке законцовки.In addition, the aerodynamic ridge is located directly on the edge formed by mating the inclined end surface and the lower side of the main part, while one of the sides of the triangular plate is adjacent to the outer edge of the tip.

Кроме того, аэродинамический гребень установлен на расстоянии от кромки, образованной сопряжением наклонной торцевой поверхности с нижней стороной, при этом часть задней кромки основной части расположена снаружи от аэродинамического гребня, а одна из сторон треугольной пластины примыкает к задней кромке основной части.In addition, the aerodynamic ridge is installed at a distance from the edge formed by the conjugation of the inclined end surface with the lower side, while part of the trailing edge of the main part is located outside the aerodynamic ridge, and one side of the triangular plate is adjacent to the trailing edge of the main part.

Кроме того, зализ выполнен в виде наплыва треугольного поперечного сечения, образованного верхней поверхностью и, по меньшей мере, одним скосом, один скос наплыва является продолжением наклонной торцевой поверхности и плавно сопрягается с внешней поверхностью аэродинамического гребня, при этом при виде сверху или сбоку наплыв имеет веретенообразную форму, а верхняя поверхность наплыва образует верхнюю поверхность зализа.In addition, the run-in is made in the form of an influx of a triangular cross section formed by the upper surface and at least one bevel, one bevel of the influx is a continuation of the inclined end surface and smoothly mates with the outer surface of the aerodynamic ridge, while when viewed from above or from the side, the influx has spindle-shaped, and the upper surface of the influx forms the upper surface of the groove.

Кроме того, наплыв образован одним скосом, примыкающим к наружной поверхности аэродинамического гребня, при этом внутренняя кромка образована сопряжением верхней поверхности наплыва с внутренней поверхностью аэродинамического гребня, а внутренняя поверхность аэродинамического гребня примыкает непосредственно к нижней стороне основной части.In addition, the influx is formed by one bevel adjacent to the outer surface of the aerodynamic ridge, while the inner edge is formed by mating the upper surface of the ridge with the inner surface of the aerodynamic ridge, and the inner surface of the aerodynamic ridge adjoins directly to the lower side of the main part.

Кроме того, наплыв выполнен с двумя скосами и обращенной вниз гранью, при этом аэродинамический гребень расположен на обращенной вниз грани наплыва, внутренний скос наплыва примыкает к нижней стороне основной части, а также к внутреннему краю верхней поверхности наплыва с образованием внутренней кромки, а внутренняя кромка соединяет заднюю кромку основной части с верхней кромкой аэродинамического гребня.In addition, the influx is made with two bevels and a face downward, while the aerodynamic ridge is located on the downward facing face, the inner bevel is adjacent to the lower side of the main part, as well as to the inner edge of the upper surface of the influx with the formation of an inner edge, and the inner edge connects the rear edge of the main part with the upper edge of the aerodynamic ridge.

Кроме того, единая кромка плавно перетекает в переднюю кромку основной части и в нижнюю кромку аэродинамического гребня, при этом радиус притупления единой кромки уменьшается по направлению набегающего потока.In addition, a single edge smoothly flows into the front edge of the main part and into the lower edge of the aerodynamic ridge, while the blunting radius of a single edge decreases in the direction of the incoming flow.

Кроме того, законцовка аэродинамической поверхности выполнена в виде единого конструктивного элемента, сопрягается с основной частью при помощи разъема, ориентированного в вертикальной плоскости, и включает в себя аэродинамический гребень, наклонную торцевую поверхность, зализ, а также часть передней кромки и верхней стороны с сужающимся участком.In addition, the tip of the aerodynamic surface is made in the form of a single structural element, mates with the main part using a connector oriented in a vertical plane, and includes an aerodynamic ridge, an inclined end surface, a groove, as well as part of the leading edge and upper side with a tapering section .

Кроме того, законцовка аэродинамической поверхности состоит из двух конструктивных элементов, при этом наклонная торцевая поверхность входит в состав основной части, аэродинамический гребень выполнен в виде отдельного конструктивного элемента и установлен на нижней стороне основной части, а наплыв выполнен как часть аэродинамического гребня.In addition, the tip of the aerodynamic surface consists of two structural elements, while the inclined end surface is part of the main part, the aerodynamic ridge is made as a separate structural element and is installed on the lower side of the main part, and the influx is made as part of the aerodynamic ridge.

Кроме того, законцовка аэродинамической поверхности состоит из трех конструктивных элементов, при этом наклонная торцевая поверхность входит в состав основной части, аэродинамический гребень выполнен в виде отдельного конструктивного элемента и установлен на нижней стороне основной части, а зализ выполнен в виде треугольной пластины, являющейся отдельным конструктивным элементом и установленным на основной части и аэродинамическом гребне.In addition, the tip of the aerodynamic surface consists of three structural elements, while the inclined end surface is part of the main part, the aerodynamic ridge is made as a separate structural element and installed on the lower side of the main part, and the run is made in the form of a triangular plate, which is a separate structural element and mounted on the main part and the aerodynamic ridge.

Кроме того, верхняя сторона аэродинамической поверхности дополнительно содержит выпуклый и вогнутый участки, расположенные с возможностью спрямления боковой проекции единой кромки и примыкающие к единой кромке, при этом выпуклый участок расположен в зоне обращенного наружу изгиба внешней кромки, а вогнутый занимает, по меньшей мере, 50% верхней поверхности наплыва.In addition, the upper side of the aerodynamic surface further comprises a convex and concave sections arranged to straighten the side projection of a single edge and adjacent to a single edge, while the convex section is located in the area of the outward bending of the outer edge, and the concave takes at least 50 % of the upper surface of the influx.

Кроме того, аэродинамический гребень расположен под углом от 0,5 до 5 градусов относительно направления набегающего потока, при этом задняя часть аэродинамического гребня смещена наружу относительно передней.In addition, the aerodynamic ridge is located at an angle of 0.5 to 5 degrees relative to the direction of the incoming flow, while the rear of the aerodynamic ridge is shifted outward relative to the front.

Кроме того, аэродинамический гребень расположен с развалом наружу, таким образом, что внутренняя поверхность аэродинамического гребня и нижняя сторона аэродинамической поверхности расположены под углом от 95 до 120 градусов друг к другу.In addition, the aerodynamic ridge is located with the collapse outward, so that the inner surface of the aerodynamic ridge and the lower side of the aerodynamic surface are at an angle of 95 to 120 degrees to each other.

Кроме того, аэродинамический гребень выполнен с участком постоянной высоты, переходящим в расширенный участок, при этом участок постоянной высоты расположен в пределах нижней стороны аэродинамической поверхности, а нижняя кромка аэродинамического гребня имеет вогнутый участок в зоне перехода от участка постоянной высоты к расширенному участку.In addition, the aerodynamic ridge is made with a section of constant height, turning into an expanded section, while the section of constant height is located within the lower side of the aerodynamic surface, and the lower edge of the aerodynamic ridge has a concave section in the transition zone from the section of constant height to the expanded section.

Кроме того, внутренняя поверхность аэродинамического гребня выполнена с местной вогнутостью, занимающей от 25 до 70% площади внутренней поверхности аэродинамического гребня.In addition, the inner surface of the aerodynamic ridge is made with local concavity, occupying from 25 to 70% of the area of the inner surface of the aerodynamic ridge.

Кроме того, законцовка аэродинамической поверхности установлена на аэродинамической поверхности, на основной части которой установлен отклоняемый аэродинамический элемент, образованный, в том числе, внешней торцевой поверхностью, выполненный с аэродинамическим профилем и шарнирно установленный на основной части при помощи, по меньшей мере, двух узлов навески с образованием профилированной щели, при этом конструктивное исполнение законцовки обеспечивает возможность поддержания минимального гарантированного зазора между внешней торцевой поверхностью и внутренней поверхностью аэродинамического гребня,In addition, the tip of the aerodynamic surface is mounted on the aerodynamic surface, on the main part of which there is a deflectable aerodynamic element formed, including, by the external end surface, made with an aerodynamic profile and pivotally mounted on the main part using at least two hitch nodes with the formation of a profiled gap, while the design of the tip provides the ability to maintain a minimum guaranteed gap between the outer the front surface and the inner surface of the aerodynamic ridge,

Кроме того, внешняя торцевая поверхность и участок внутренней поверхности аэродинамического гребя, примыкающий к внешней торцевой поверхности перпендикулярны оси поворота отклоняемого аэродинамического элемента.In addition, the outer end surface and the portion of the inner surface of the aerodynamic rowing adjacent to the outer end surface are perpendicular to the axis of rotation of the deflected aerodynamic element.

Кроме того, один из узлов навески отклоняемого аэродинамического элемента установлен на аэродинамическом гребне.In addition, one of the nodes of the sample of the deflected aerodynamic element is mounted on the aerodynamic ridge.

Кроме того, основная часть аэродинамической поверхности выполнена в виде консоли крыла самолета или планера, содержащего, в том числе, систему путевого управления с рулем направления, при этом аэродинамический гребень выполнен в виде неподвижной части и отклоняемого хвостовика, установленного на неподвижной части при помощи петли и кинематически связанного с системой путевого управления самолета или планера с возможностью отклонения от нейтрального положения в фазе с рулем направления с возможностью снижения циркуляционного сопротивления.In addition, the main part of the aerodynamic surface is made in the form of a console of an airplane wing or a glider, including, among other things, a directional control system with a rudder, while the aerodynamic ridge is made in the form of a fixed part and a deflectable shank mounted on the fixed part with a loop and kinematically connected with the directional control system of an airplane or glider with the possibility of deviation from the neutral position in phase with the rudder with the possibility of reducing circulating drag phenomena.

Кроме того, аэродинамическая поверхность выполнена в виде лопасти авторотирующего или приводного воздушного винта, установленной на втулке с возможностью перемещения по спиральной траектории относительно воздушного потока, при этом конструктивные элементы законцовки выполнены с искривлением наружу по радиусу, близкому к расстоянию от законцовки до оси вращения втулки с возможностью снижения циркуляционного сопротивления.In addition, the aerodynamic surface is made in the form of a blade of an autorotating or driving propeller mounted on the sleeve with the possibility of moving along a spiral path relative to the air flow, while the structural elements of the ending are curved outward along a radius close to the distance from the ending to the axis of rotation of the sleeve with the possibility of reducing circulating resistance.

Таким образом, благодаря введенным конструктивным признакам уменьшается индуктивное сопротивление аэродинамической поверхности при минимальном увеличении профильного сопротивления и одновременном уменьшении склонности к концевому срыву потока с аэродинамической поверхности, в том числе при отклонении вниз отклоняемого аэродинамического элемента.Thus, due to the introduced design features, the inductive resistance of the aerodynamic surface decreases with a minimum increase in the profile drag and at the same time the tendency to end stall the flow from the aerodynamic surface, including when the deflected aerodynamic element is deflected downward.

Устройство, согласно изобретению, иллюстрируется фигурами чертежей, на которых обозначено:The device according to the invention is illustrated by the figures of the drawings, on which is indicated:

1. Вид снизу законцовки по П. 1.1. The bottom view of the ending according to paragraph 1.

2. Вид сверху законцовки с зализом по П. 6.2. Top view of the tip with the runway according to Clause 6.

3. Вид снизу законцовки с зализом по П. 6.3. The bottom view of the ending with the runway according to Clause 6.

4. Вид сверху законцовки с зализом по П. 7.4. Top view of the tip with the runway according to Clause 7.

5. Вид снизу законцовки с зализом по П. 7.5. The bottom view of the ending with the runway according to Clause 7.

6. Вид сбоку законцовки с зализом по П. 8.6. Side view of the ending with a runway according to Clause 8.

7. Вид снизу законцовки с зализом по П. 8.7. Bottom view of the ending with a runway according to Clause 8.

8. Вид сзади законцовки с зализом по П. 8.8. Rear view of the tip with the runway according to Clause 8.

9. Вид снизу законцовки с зализом по П. 9.9. Bottom view of the ending with a runway according to Clause 9.

10. Вид сзади законцовки с зализом по П. 9.10. Rear view of the wingtip with a spike according to Clause 9.

11. Схема установки законцовки по П. 11.11. The installation scheme of the ending according to Clause 11.

12. Схема установки законцовки по П. 12.12. The installation scheme of the ending according to Clause 12.

13. Схема установки законцовки по П. 13.13. The installation scheme of the ending according to Clause 13.

14. Вид сверху законцовки по П. 14.14. Top view of the ending according to paragraph 14.

15. Схема кромок законцовки по П. 4 и 10.15. The scheme of the edges of the ending according to paragraphs 4 and 10.

16. Вид снизу законцовки с аэродинамическим гребнем по П. 15.16. The bottom view of the ending with the aerodynamic ridge according to P. 15.

17. Вид спереди законцовки по П. 4 с аэродинамическим гребнем по П. 16.17. Front view of the ending according to P. 4 with an aerodynamic ridge according to P. 16.

18. Вид сбоку изнутри законцовки с аэродинамическим гребнем по П. 17.18. A side view from the inside of the ending with an aerodynamic ridge according to P. 17.

19. Вид сбоку изнутри законцовки с аэродинамическим гребнем по П. 18.19. A side view from the inside of the ending with an aerodynamic ridge according to P. 18.

20. Поперечное сечение законцовки с аэродинамическим гребнем по П. 18.20. The cross section of the ending with the aerodynamic ridge according to P. 18.

21. Разрез варианта сочетания законцовки с щелевым элероном по П. 19.21. A section of a variant of the combination of the ending with a slotted aileron according to P. 19.

22. Разрез варианта сочетания законцовки с подвесным элероном по П. 19.22. Sectional view of the combination of the ending with the suspended aileron according to P. 19.

23. Вид снизу сочетания законцовки по П. 20 и 21 с подвесным элероном.23. Bottom view of the combination of the tip according to P. 20 and 21 with the suspended aileron.

24. Общий вид лопасти винта с законцовкой по П. 23.24. General view of the propeller blade with the tip according to paragraph 23.

25. Вид сбоку законцовки по П. 22.25. A side view of the ending according to Clause 22.

26. Вид сверху планера с законцовками по П. 22 в правом развороте.26. Top view of the airframe with the tips in paragraph 22 in the right U-turn.

27. Схема обтекания сочетания законцовки с подвесным элероном по П. 19 на малых углах атаки.27. Flow pattern for the combination of the ending with the suspended aileron according to item 19 at small angles of attack.

28. Схема обтекания сочетания законцовки с подвесным элероном по П. 19 на субкритических углах атаки.28. Flow pattern for the combination of the ending with the suspended aileron according to P. 19 at subcritical angles of attack.

29. Упрощенный график зависимости энергии концевого вихря (вихрей) для разных типов законцовки и Су крыла.29. A simplified graph of the dependence of the energy of the end vortex (vortices) for different types of tip and wing.

30. Упрощенные графики распределения давления на нижней стороне крыла вблизи законцовки.30. Simplified graphs of the pressure distribution on the underside of the wing near the tip.

31. Упрощенный график распределения скорости потока в профилированной щели на крыле с известной законцовкой Хорнера.31. A simplified graph of the distribution of flow velocity in a profiled slit on the wing with the well-known ending of Horner.

32. Упрощенный график распределения скорости потока в профилированной щели на крыле с предложенной законцовкой.32. A simplified graph of the distribution of flow velocity in a profiled slit on the wing with the proposed tip.

Законцовка по П. 1 и рассматривается применительно к консоли крыла самолета, основная часть которого выполнена с аэродинамическим профилем и образована верхней стороной (1) и нижней стороной (2), сопрягаемыми между собой с образованием передней кромки (3) и задней кромки (4).The tip is according to Clause 1 and is considered with reference to the wing console of the aircraft, the main part of which is made with an aerodynamic profile and is formed by the upper side (1) and the lower side (2), mating with each other with the formation of the leading edge (3) and trailing edge (4) .

Собственно законцовка состоит из наклонной торцевой поверхности (5), являющейся элементом основной части и сопряженной с верхней стороной (1) с образованием внешней кромки (6) и аэродинамического гребня (7), установленного на нижней стороне (2). При этом аэродинамический гребень образован внешней поверхностью (8) и внутренней поверхностью (9), сопряжение которых между собой образует верхнюю кромку (10) и нижнюю кромку (11), при этом верхняя кромка (10), задняя кромка (4) и внешняя кромка (6) сопрягаются в одной точке. Данный вариант конструктивного исполнения законцовки, изображенный на Фиг. 1 наиболее прост технологически, но не обеспечивает наилучших аэродинамических характеристик.The ending itself consists of an inclined end surface (5), which is an element of the main part and mated with the upper side (1) with the formation of the outer edge (6) and the aerodynamic ridge (7) mounted on the lower side (2). In this case, the aerodynamic ridge is formed by the outer surface (8) and the inner surface (9), the conjugation of which together forms the upper edge (10) and the lower edge (11), while the upper edge (10), the trailing edge (4) and the outer edge (6) mate at one point. This embodiment of the ending shown in FIG. 1 is the simplest technologically, but does not provide the best aerodynamic characteristics.

Для улучшения аэродинамических характеристик законцовка дополнительно содержит зализ, который может быть реализован в четырех вариантах конструктивного исполнения, в каждом из которых содержит верхнюю поверхность (12), внешний край которой является продолжением внешней кромки (13), а внутренний - внутренней кромкой (14), при этом продолжение внешней кромки (13) и внутренняя кромка (14), соединяясь вместе, переходят в верхнюю кромку (10) аэродинамического гребня (7), а внешняя кромка (6), продолжение внешней кромки (13) и верхняя кромка (10) плавно сопрягаясь между собой, образуют единую кромку (15).To improve aerodynamic characteristics, the tip additionally contains a gap, which can be implemented in four design options, each of which contains a top surface (12), the outer edge of which is a continuation of the outer edge (13), and the inner edge is the inner edge (14), wherein the continuation of the outer edge (13) and the inner edge (14), joining together, go to the upper edge (10) of the aerodynamic ridge (7), and the outer edge (6), the continuation of the outer edge (13) and the upper edge (10) seamlessly mated being interconnected, form a single edge (15).

Рассмотрим варианты конструктивного исполнения зализа. В первых двух вариантах, зализ выполнен в виде треугольной пластины (16). В варианте согласно П. 5 формулы аэродинамический гребень (7) установлен непосредственно на линии сопряжения нижней стороны (2) с наклонной торцевой поверхностью (5), при этом одна из сторон треугольной пластины (16) примыкает к внешней кромке (6), а другая - к верхней кромке (10). При этом внешний край треугольной пластины (16), являясь продолжением внешней кромки (13) плавно сопрягает между собой внешнюю кромку (6) с верхней кромкой (10), образуя тем самым единую кромку (15). Данный вариант исполнения зализа изображен на Фиг. 2 и 3.Consider the options for the design of the run. In the first two variants, the run is made in the form of a triangular plate (16). In the variant according to Clause 5 of the formula, the aerodynamic ridge (7) is mounted directly on the interface line between the lower side (2) and the inclined end surface (5), while one of the sides of the triangular plate (16) is adjacent to the outer edge (6), and the other - to the upper edge (10). In this case, the outer edge of the triangular plate (16), being a continuation of the outer edge (13), smoothly mates the outer edge (6) with the upper edge (10), thereby forming a single edge (15). This embodiment of the run is shown in FIG. 2 and 3.

Вариант исполнения зализа по П. 6 формулы отличается тем, что аэродинамический гребень (7) расположен на некотором расстоянии от линии сопряжения нижней стороны (2) с наклонной боковой поверхностью (5), а треугольная пластина (16) примыкает к задней кромке (4). Данный вариант исполнения зализа изображен на Фиг. 4 и 5.The embodiment according to claim 6 of the formula is characterized in that the aerodynamic ridge (7) is located at some distance from the interface line of the lower side (2) with the inclined side surface (5), and the triangular plate (16) is adjacent to the trailing edge (4) . This embodiment of the run is shown in FIG. 4 and 5.

В обоих случаях внутренняя кромка (14) образована сопряжением верхней поверхности (12) с внутренней поверхностью (9) аэродинамического гребня (7).In both cases, the inner edge (14) is formed by mating the upper surface (12) with the inner surface (9) of the aerodynamic ridge (7).

Кроме того, в соответствии с П. 8 формулы зализ может быть также реализован в виде наплыва (17), образованного скосом (18) и верхней поверхностью (12), при этом скос (18) является продолжением наклонной торцевой поверхности (5), а верхняя поверхность (12) имеет треугольную форму, плавно сопрягается с верхней стороной (2) с образованием S-образного профиля и переходит в верхнюю кромку (10). Данный вариант исполнения зализа изображен на Фиг. 6-8.In addition, in accordance with Clause 8 of the formula, the run can also be implemented in the form of an influx (17) formed by a bevel (18) and an upper surface (12), while the bevel (18) is a continuation of the inclined end surface (5), and the upper surface (12) has a triangular shape, smoothly mates with the upper side (2) with the formation of an S-shaped profile and passes into the upper edge (10). This embodiment of the run is shown in FIG. 6-8.

Вариант исполнения наплыва (15) по П. 9 формулы отличается тем, что наплыв (17) выполнен с двумя скосами (18) и обращенной вниз гранью (19), при этом дополнительный, второй скос (18) наплыва (17) примыкает к нижней стороне (2) и внутреннему краю верхней поверхности (12) с образованием внутренней кромки (14), аэродинамический гребень (7) расположен на обращенной вниз грани (18), а внутренняя кромка (14) соединяет между собой заднюю кромку (4) и верхнюю кромку (10) аэродинамического гребня (7). Данный вариант исполнения зализа изображен на Фиг. 9 и 10.An embodiment of the influx (15) according to claim 9 of the formula is characterized in that the influx (17) is made with two bevels (18) and a facet facing down (19), while the additional, second bevel (18) of the influx (17) is adjacent to the lower side (2) and the inner edge of the upper surface (12) with the formation of the inner edge (14), the aerodynamic ridge (7) is located on the downward facing face (18), and the inner edge (14) connects the rear edge (4) and the upper the edge (10) of the aerodynamic ridge (7). This embodiment of the run is shown in FIG. 9 and 10.

Кроме того, по П. 10 формулы единая кромка (15) может плавно перетекать в переднюю кромку (4) и нижнюю кромку (11), при этом радиус притупления единой кромки (15) уменьшается по направлению движения воздушного потока. Данный вариант конструктивного исполнения показан на Фиг. 14, 15 и 17.In addition, according to claim 10 of the formula, a single edge (15) can smoothly flow into the leading edge (4) and the lower edge (11), while the blunting radius of a single edge (15) decreases in the direction of air flow. This embodiment is shown in FIG. 14, 15 and 17.

Кроме того, в соответствии с П. 11 формулы законцовка может быть выполнена в виде единого конструктивного элемента, изготовленного из композиционного материала и соединенная с основной частью при помощи разъема (20), ориентированного в вертикальной плоскости. Такой вариант конструктивного исполнения совместим с наличием в составе законцовки наплыва (17) реализованного по П. 8 или 9 и может быть выгоден как при изготовлении нового крыла, так и при замене имеющейся законцовки на находящемся в эксплуатации самолете или планере и изображен на Фиг. 11.In addition, in accordance with Clause 11 of the formula, the ending can be made in the form of a single structural element made of composite material and connected to the main part using a connector (20) oriented in the vertical plane. This design option is compatible with the presence of an influx (17) in the tip structure implemented in accordance with Clause 8 or 9 and can be beneficial both in the manufacture of a new wing and in replacing the existing tip in an aircraft or glider in operation and is shown in FIG. eleven.

Из соображений технологического характера, либо при использовании предложенной законцовки на самолете или планере, уже оснащенном законцовкой Хорнера, наклонная торцевая поверхность (5) которой может входить в состав предложенной законцовки, законцовка, согласно П. 11 и 12 формулы может дополнительно содержать один или два конструктивных элемента, что изображено на Фиг. 12 и 13 чертежей.For technological reasons, or when using the proposed tip on an airplane or glider already equipped with a Horner tip, the inclined end surface (5) of which can be part of the proposed tip, the tip, according to paragraphs 11 and 12 of the formula, may additionally contain one or two structural element shown in FIG. 12 and 13 of the drawings.

Если зализ выполнен в виде треугольной пластины (16) по П. 4 формулы, то дополнительными конструктивными элементами являются аэродинамический гребень (7) и треугольная пластина (16).If the run is made in the form of a triangular plate (16) according to Clause 4 of the formula, then the additional structural elements are the aerodynamic ridge (7) and the triangular plate (16).

Если зализ выполнен в виде наплыва (17) по П. 7 формулы, то дополнительным конструктивным элементом является аэродинамический гребень (7), выполненный как одно целое с наплывом (17).If the run-in is made in the form of an influx (17) according to claim 7 of the formula, then the aerodynamic ridge (7), made as a unit with the influx (17), is an additional structural element.

Кроме того, в соответствии с П. 14 формулы, законцовка может включать в себя выпуклый участок (21) и вогнутый участок (22) примыкающие к верхней стороне (1) и единой кромке (15), при этом выпуклый участок является частью верхней стороны (1) и расположен напротив обращенного наружу изгиба внешней кромки (6), то вогнутый занимает не менее 50% площади верхней поверхности (12) наплыва (17) и, кроме того, также может частично распространяться на верхнюю сторону (1). Данный вариант конструктивного исполнения законцовки изображен на Фиг. 14.In addition, in accordance with paragraph 14 of the formula, the tip may include a convex section (21) and a concave section (22) adjacent to the upper side (1) and a single edge (15), while the convex section is part of the upper side ( 1) and is located opposite the outward bending of the outer edge (6), the concave one occupies at least 50% of the area of the upper surface (12) of the influx (17) and, in addition, can also partially extend to the upper side (1). This embodiment of the ending is depicted in FIG. 14.

Кроме того, аэродинамический гребень (7) и его установка могут быть оптимизированы применительно к различным режимам полета.In addition, the aerodynamic ridge (7) and its installation can be optimized for various flight modes.

При исполнении аэродинамического гребня (7), по П. 15 формулы и Фиг. 16, аэродинамический гребень (7) расположен под углом от 0,5 до 5 градусов, при этом при виде снизу задняя часть аэродинамического гребня (7) смещена наружу относительно передней.When performing the aerodynamic ridge (7), according to paragraph 15 of the formula and FIG. 16, the aerodynamic ridge (7) is located at an angle of 0.5 to 5 degrees, while the bottom of the aerodynamic ridge (7) is shifted outward relative to the front when viewed from below.

При исполнении аэродинамического гребня (7) по П. 16 формулы и Фиг. 17, аэродинамический гребень (7) расположен с развалом наружу, таким образом, что внутренняя поверхность аэродинамического гребня (7) и нижняя сторона (2) аэродинамической поверхности расположены под углом от 95 до 120 градусов друг к другу.When performing the aerodynamic ridge (7) according to claim 16 of the formula and FIG. 17, the aerodynamic ridge (7) is collapsed outward, so that the inner surface of the aerodynamic ridge (7) and the lower side (2) of the aerodynamic surface are at an angle of 95 to 120 degrees to each other.

При исполнении аэродинамического гребня (7) по П. 17. формулы, аэродинамический гребень (7) выполнен с участком постоянной высоты (23), переходящим в расширенный участок (24), при этом участок постоянной высоты расположен в пределах нижней стороны (2) аэродинамической поверхности, а нижняя кромка (11) аэродинамического гребня (7) имеет вогнутый участок в зоне перехода от участка постоянной высоты (23) к расширенному участку (24). Данный вариант реализации аэродинамического гребня изображен на Фиг. 18 и 19.When performing the aerodynamic ridge (7) according to Clause 17. of the formula, the aerodynamic ridge (7) is made with a section of constant height (23) turning into an expanded section (24), while the section of constant height is located within the lower side (2) of the aerodynamic surface, and the lower edge (11) of the aerodynamic ridge (7) has a concave section in the transition zone from the section of constant height (23) to the extended section (24). This embodiment of the aerodynamic ridge is shown in FIG. 18 and 19.

При исполнении аэродинамического гребня П. 18, внутренняя поверхность (9) аэродинамического гребня (7) выполнена с местной вогнутостью (25), занимающей от 25 до 70% площади внутренней поверхности (9) аэродинамического гребня (7). Данный вариант изображен на Фиг. 19 и 20.When performing the aerodynamic ridge P. 18, the inner surface (9) of the aerodynamic ridge (7) is made with local concavity (25), occupying from 25 to 70% of the area of the inner surface (9) of the aerodynamic ridge (7). This embodiment is depicted in FIG. 19 and 20.

При использовании предложенной законцовки на крыле самолета, основная часть которого включает в себя отклоняемый аэродинамический элемент, выполненный в виде щелевого (Фиг. 21) или подвесного (Фиг. 22) флапперона (27) с внешней торцевой поверхностью (28) навешенного на основной части при помощи узлов навески (29) с образованием профилированной щели (30) и конструктивно связанного с системой управления самолета или планера. При этом конструктивное исполнение законцовки в соответствии с П. 19 формулы обеспечивает перпендикулярность внутренней поверхности (9) и оси вращения щелевого или подвесного флапперона (27).When using the proposed wingtip, the main part of which includes a deflectable aerodynamic element made in the form of a slotted (Fig. 21) or suspended (Fig. 22) flapper (27) with an external end surface (28) hung on the main part with the help of hitch nodes (29) with the formation of a profiled slit (30) and structurally associated with the control system of an airplane or glider. Moreover, the design of the ending in accordance with Clause 19 of the formula ensures the perpendicularity of the inner surface (9) and the axis of rotation of the slotted or suspended flapper (27).

Кроме того, при исполнении законцовки аэродинамической поверхности по П. 20 формулы, один из узлов навески (29), выполнен в виде шипа (31), расположенного на аэродинамическом гребне (7) и гнезда (32), расположенного на внешней торцевой поверхности (28). Данный вариант изображен на Фиг. 23.In addition, when performing the ending of the aerodynamic surface according to Clause 20 of the formula, one of the hitch assemblies (29) is made in the form of a spike (31) located on the aerodynamic ridge (7) and a socket (32) located on the outer end surface (28 ) This embodiment is depicted in FIG. 23.

Кроме того, при установке предложенной законцовки на консоли крыла планера аэродинамический гребень (7) может включать в себя отклоняемый хвостовик (33), установленный на неподвижной части при помощи петли (34) и кинематически связанного с системой путевого управления планера с возможностью отклонения от нейтрального положения в фазе с рулем направления (35). Данный вариант изображен на Фиг. 25 и 26.In addition, when installing the proposed tip on the console of the wing of the airframe, the aerodynamic ridge (7) may include a deflectable shank (33) mounted on the fixed part using a loop (34) and kinematically connected with the directional control system of the airframe with the possibility of deviation from the neutral position in phase with the rudder (35). This embodiment is depicted in FIG. 25 and 26.

При использовании предложенной законцовки на лопасти воздушного винта, установленной на втулке (26), все элементы законцовки, включая аэродинамический гребень (7) и внешнюю торцевую поверхность (5), в соответствии с П. 23 формулы, выполнены с искривлением по радиусу, приблизительно равному расстоянию от законцовки до оси вращения втулки (26). Данный вариант изображен на Фиг. 24.When using the proposed tip on the propeller blades mounted on the sleeve (26), all the components of the tip, including the aerodynamic ridge (7) and the outer end surface (5), in accordance with Clause 23 of the formula, are made with a radius of approximately equal to a curvature the distance from the tip to the axis of rotation of the sleeve (26). This embodiment is depicted in FIG. 24.

Законцовка согласно П. 1 формулы, работает следующим образом:The tip according to paragraph 1 of the formula works as follows:

При обтекании предложенной законцовки на малых и средних углах атаки технический результат, заключающийся в уменьшении индуктивного сопротивления крыла, достигается, в том числе за счет деления свободного концевого вихря на несколько вихрей меньшей мощности.When flowing around the proposed tip at small and medium angles of attack, the technical result, which consists in reducing the inductive resistance of the wing, is achieved, including by dividing the free end vortex into several vortices of lower power.

Так, на обращенном наружу изгибе внешней кромки (6) образуется свободный концевой вихрь пониженной интенсивности (36), при этом не вовлеченный в данный концевой вихрь и не поджатый аэродинамическим гребнем (7) поток, выйдя из-под скошенной торцевой поверхности (5), стремится преодолеть верхнюю кромку (10) вблизи ее сопряжения с внешней кромкой (6) и задней кромкой (4), образуя при этом еще один свободный концевой вихрь (37). Одновременно с этим, выходящий из под задней кромки (4) поджатый аэродинамическим гребнем (7) воздушный поток частично растекается по внутренней поверхности (9) и его часть также стремится преодолеть верхнюю кромку (10) аэродинамического гребня (7) в направлении, обратном направлению вращения индуктивного вихря, что приводит к интерференции вышеуказанных потоков в районе верхней кромки (10) а также к существенному снижению интенсивности формирующегося на верхней кромке (10) свободного вихря (37).So, on the outward bending of the outer edge (6), a free end vortex of reduced intensity (36) is formed, while the stream not being drawn into this end vortex and not pressed by the aerodynamic ridge (7), coming out from under the beveled end surface (5), tends to overcome the upper edge (10) near its interface with the outer edge (6) and the trailing edge (4), thus forming another free end vortex (37). At the same time, the air flow coming out from under the trailing edge (4), compressed by the aerodynamic ridge (7), partially flows along the inner surface (9) and its part also tends to overcome the upper edge (10) of the aerodynamic ridge (7) in the direction opposite to the direction of rotation inductive vortex, which leads to interference of the above flows in the region of the upper edge (10) and also to a significant decrease in the intensity of the free vortex formed on the upper edge (10) (37).

Кроме того, в результате растекания поджатого под крылом потока по внутренней поверхности (9) аэродинамического гребня (7) с нижней кромки (11) аэродинамического гребня (7) также сходит свободный концевой вихрь (38). Данный режим обтекания законцовки схематически изображен на Фиг. 27.In addition, as a result of the spreading of a stream pressed under the wing along the inner surface (9) of the aerodynamic ridge (7), a free end vortex (38) also leaves the lower edge (11) of the aerodynamic ridge (7). This mode of flow around the tip is shown schematically in FIG. 27.

Кроме того, технический результат, заключающийся в увеличении путевой устойчивости достигается за счет выноса части площади аэродинамического гребня назад относительно центра давления.In addition, the technical result, which consists in increasing directional stability, is achieved by moving part of the area of the aerodynamic ridge back relative to the center of pressure.

Кроме того, технический результат, заключающийся в снижении донного сопротивления законцовки достигается за счет того, что выступающий за габарит задней кромки (4) аэродинамический гребень (7) способствует более плавному снижению давления в выходящем из под крыла потоке. Данный эффект иллюстрируется Фиг. 30 чертежей, где кривая «а» соответствует известной, а кривая «с» - предложенной законцовке.In addition, the technical result, which consists in reducing the bottom resistance of the tip, is achieved due to the fact that the aerodynamic ridge (7) protruding beyond the dimension of the trailing edge (4) contributes to a more gradual decrease in pressure in the flow exiting from under the wing. This effect is illustrated in FIG. 30 drawings, where the curve "a" corresponds to the known, and the curve "c" to the proposed ending.

Кроме того, аэродинамические характеристики законцовки могут быть существенно улучшены за счет образования на законцовке единой кромки (15), что становится возможным за счет применения зализа, реализованного в виде треугольной пластины (16) или наплыва (17) и включающего в себя продолжение внешней кромки (13).In addition, the aerodynamic characteristics of the tip can be significantly improved due to the formation of a single edge (15) at the tip, which becomes possible due to the use of a groove implemented in the form of a triangular plate (16) or an influx (17) and including the continuation of the outer edge ( thirteen).

Общим техническим результатом, достигаемым за счет введения в состав законцовки зализа и единой кромки (15) является повышение стабильности вихрегенерации на субкритических углах атаки. Например, при исполнении зализа по П. 9, при повышении угла атаки до 13-14 градусов, наличие более протяженной, чем внешняя кромка (6) единой кромки (15), а также плавность сопряжения внешней поверхности (8) с продолжением наклонной торцевой поверхности (5), обеспечивает большую устойчивость вихрегенерации, при этом по мере увеличения угла атаки основной свободный вихрь начинает сходить не с вершины обращенного наружу изгиба внешней кромки (6), что соответствует известной законцовке Хорнера, а с задней части единой кромки (15) образованной продолжением внешней кромки (13) и верхней кромкой (10) аэродинамического гребня (7). Такой характер вихреобразования в сочетании с наличием в составе наплыва верхней поверхности (12) способствует сохранению безотрывного обтекания внешнего заднего угла верхней стороны (1) на субкритических углах атаки и показан на Фиг. 28. Кроме того, данному характеру вихреобразования соответствует кривая «с» на Фиг. 29, пик которой на оси ОХ располагается правее пика кривой Су.The overall technical result achieved by introducing into the tip of the runway and a single edge (15) is to increase the stability of vortex generation at subcritical angles of attack. For example, when performing a run according to Clause 9, with an increase in the angle of attack to 13-14 degrees, the presence of a longer edge than the outer edge (6) of a single edge (15), as well as the smoothness of the conjugation of the outer surface (8) with the continuation of the inclined end surface (5), provides greater stability of the vortex generation, and as the angle of attack increases, the main free vortex does not begin to descend from the top of the outward-facing bend of the outer edge (6), which corresponds to the well-known ending of Horner, but continues from the back of a single edge (15) formed it outer edge (13) and the upper edge (10) of aerodynamic ridge (7). This type of vortex formation in combination with the presence of an upper surface (12) in the influx contributes to maintaining a continuous flow around the external rear corner of the upper side (1) at subcritical angles of attack and is shown in FIG. 28. In addition, the curve “c” in FIG. 29, whose peak on the OX axis is located to the right of the peak of the curve Su.

Работа законцовки с наплывом (17) по П. 10 формулы, отличается меньшей величиной профильного сопротивления на больших скоростях полета, так как обращенный внутрь скос (18) наплыва (17) способствует минимизации торможения потока в месте сопряжения нижней стороны (2) с внутренней поверхностью (9) аэродинамического гребня (7). При этом внутренняя кромка (14) также обеспечивает уменьшение добавочного профильного сопротивления благодаря более плавному смыканию верхнего и нижнего потоков, разделяющихся при огибании передней кромки (3).The work of the tip with the influx (17) according to Clause 10 of the formula is characterized by a lower profile resistance at high flight speeds, since the inward bevel (18) of the influx (17) helps to minimize flow inhibition at the interface between the lower side (2) and the inner surface (9) aerodynamic ridge (7). In this case, the inner edge (14) also provides a decrease in the additional profile resistance due to a smoother closure of the upper and lower flows, which separate when the front edge (3) is bent around.

Аэродинамические характеристики законцовок с зализом по П. 5 и 6 формулы, незначительно отличаются от описанной выше схемы, с той лишь разницей, что исполнение зализа в виде треугольной пластины (16) дополнительно увеличивает энергетику формируемого единой кромкой (15) свободного концевого вихря (37), а расположение аэродинамического гребня (7) на некотором расстоянии от линии сопряжения нижней стороны (2) с наклонной торцевой поверхностью (5) также увеличивает энергетику свободного концевого вихря (36), сходящего с обращенного наружу изгиба внешней кромки (6), поскольку в концевой вихрь может свободно перетекать воздух с большей площади нижней стороны (2).The aerodynamic characteristics of the wingtips according to Clauses 5 and 6 of the formula do not differ significantly from the scheme described above, with the only difference being that the filling in the form of a triangular plate (16) additionally increases the energy of the free end vortex formed by a single edge (15) (37) and the location of the aerodynamic ridge (7) at some distance from the interface line of the lower side (2) with the inclined end surface (5) also increases the energy of the free end vortex (36) coming from the outward bending of the outer edges (6), since air can flow freely from the larger area of the lower side (2) into the end vortex.

Работа законцовки, единая кромка (15) которой плавно переходит в переднюю кромку (3) и в нижнюю кромку (11), что соответствует П. 10 формулы, отличается пониженным добавочным профильным сопротивлением, так как, с одной стороны плавный переход передней кромки (3) во внешнюю кромку (6) устраняет паразитные завихрения при выходе воздушного потока на внешнюю торцевую поверхность (5), а плавный переход верхней кромки (10) в нижнюю кромку (11) уменьшает донное сопротивление аэродинамического гребня (7).The work of the ending, a single edge (15) of which smoothly passes into the leading edge (3) and the lower edge (11), which corresponds to Clause 10 of the formula, is characterized by a reduced additional profile resistance, since, on the one hand, a smooth transition of the leading edge (3 ) to the outer edge (6) eliminates spurious turbulence when the airflow exits to the outer end surface (5), and a smooth transition of the upper edge (10) to the lower edge (11) reduces the bottom drag of the aerodynamic ridge (7).

С другой стороны, уменьшение радиуса притупления единой кромки (15) по направлению движения потока на больших углах атаки смещает пик вихреобразования назад ближе к верхней кромке (10), что положительно сказывается на безотрывности обтекания внешнего заднего угла верхней стороны (1) на больших углах атаки.On the other hand, a decrease in the blunting radius of a single edge (15) in the direction of flow at large angles of attack shifts the vortex peak back closer to the upper edge (10), which positively affects the continuity of the flow around the outer rear corner of the upper side (1) at large angles of attack .

Работа законцовки по П. 14 формулы, также отличается пониженным профильным сопротивлением на малых углах атаки, обусловленным спрямлением единой кромки (14).The work of the ending according to Clause 14 of the formula also has a reduced profile resistance at small angles of attack due to the straightening of a single edge (14).

Работа законцовки по П. 15 и 16 формулы, также отличается пониженным профильным сопротивлением, поскольку отклонение задней части аэродинамического гребня (7) наружу под углом от 0,5 до 4 градусов позволяет достичь околонулевого перепада давления между внешней и внутренней поверхностями аэродинамического гребня (7) на максимальной скорости полета.The work of the ending according to paragraphs 15 and 16 of the formula also has a reduced profile resistance, since deflecting the rear of the aerodynamic ridge (7) outward at an angle of 0.5 to 4 degrees allows you to achieve a near-zero pressure drop between the outer and inner surfaces of the aerodynamic ridge (7) at maximum flight speed.

Кроме того, установка аэродинамического гребня (7) с развалом наружу также уменьшает профильное сопротивление аэродинамической поверхности за счет меньшего торможения потока в сопряжении нижней стороны (2) с внутренней поверхностью (9).In addition, the installation of an aerodynamic ridge (7) with an outward collapse also reduces the profile drag of the aerodynamic surface due to less drag in the interface between the lower side (2) and the inner surface (9).

Работа законцовки по П. 17 и 18 формулы, напротив, отличается улучшенными низкоскоростными характеристиками крыла, при некотором росте добавочного профильного сопротивления, поскольку выполнение аэродинамического гребня (7) с участком постоянной высоты (23) переходящим в расширенный участок (24) равно как и выполнение внутренней поверхности (9) с местной вогнутостью (25) уменьшает потери давления на нижней стороне (2), что особенно полезно на углах атаки, несколько превышающих наивыгоднейший и способствует улучшению «эластичности» крыла по аэродинамическому качеству.The work of the ending according to paragraphs 17 and 18 of the formula, on the contrary, is characterized by improved low-speed wing characteristics, with a slight increase in the additional profile resistance, since the implementation of the aerodynamic ridge (7) with a section of constant height (23) turning into an expanded section (24) is the same as the inner surface (9) with local concavity (25) reduces pressure loss on the underside (2), which is especially useful at angles of attack slightly higher than the most favorable and helps to improve the “elasticity” of the wing by aero dynamic quality.

Работа предложенной законцовки по П. 19 формулы, связана с взаимодействием предложенной законцовки с крылом, оснащенном отклоняемым аэродинамическим элементом, выполненным в виде щелевого или подвесного флапперона (27), характеризуется повышением эффективности работы профилированной щели (30) вблизи внешней торцевой поверхности (29). При увеличении угла атаки на крыле с предложенной законцовкой имеет место существенное уменьшение потери повышенного давления на нижней стороне (2) вблизи законцовки, достигаемое за счет применения вынесенного за габарит задней кромки (4) аэродинамического гребня (7) и относительно плотного примыкания внешней торцевой поверхности (29) к внутренней поверхности (9) аэродинамического гребня (7), которое может быть обеспечено как за счет перпендикулярности внутренней поверхности (9) и оси поворота флапперона (27), что соответствует П. 20 формулы, так и за счет размещения на аэродинамическом гребне (7) одного из узлов навески (29), что соответствует П. 21 формулы.The work of the proposed ending according to claim 19 of the formula is associated with the interaction of the proposed ending with a wing equipped with a deflectable aerodynamic element made in the form of a slotted or suspended flapper (27), characterized by an increase in the efficiency of the profiled slit (30) near the outer end surface (29). With an increase in the angle of attack on the wing with the proposed tip, there is a significant decrease in the loss of increased pressure on the lower side (2) near the tip, achieved through the use of the aerodynamic ridge (7), which is taken out of the rear edge (4), and relatively tightly adjoins the outer end surface ( 29) to the inner surface (9) of the aerodynamic ridge (7), which can be provided both due to the perpendicularity of the inner surface (9) and the axis of rotation of the flapperon (27), which corresponds to Section 20 of the formula, and due to the placement on the aerodynamic ridge (7) of one of the nodes of the sample (29), which corresponds to paragraph 21 of the formula.

При этом повышение эффективности работы профилированной щели (30) приводит к увеличению скорости потока на выходе из профилированной щели (30) вблизи законцовки и, соответственно, энергии пограничного слоя в критически важной с точки зрения сохранения поперечной устойчивости и управляемости зоне верхней стороны (1), большая часть которой образована верхней поверхностью щелевого флапперона (27). Данный эффект показан на графике на Фиг. 32 Чертежей.In this case, an increase in the operating efficiency of the profiled gap (30) leads to an increase in the flow velocity at the exit from the profiled gap (30) near the tip and, accordingly, the energy of the boundary layer in the upper side zone, which is critical from the point of view of maintaining lateral stability and controllability most of which is formed by the upper surface of the slotted flapper (27). This effect is shown in the graph in FIG. 32 drawings.

Таким образом техническим результатом, возникающим при использовании предложенной законцовки на крыле с щелевым или подвесным флаппероном (27), является улучшение поперечной устойчивости и управляемости на больших углах атаки.Thus, the technical result that arises when using the proposed wingtip with a slotted or suspended flapper (27) is to improve lateral stability and controllability at large angles of attack.

Кроме того, техническим результатом, достигаемым при использовании предложенной законцовки на крыле с щелевым или подвесным флаппероном, является повышение аэродинамического качества и Су крыла при синхронном отклонении флапперонов (27).In addition, the technical result achieved by using the proposed wingtip with slotted or suspended flapper is to increase the aerodynamic quality and Cy wing with synchronous deflection of flappers (27).

Работа законцовки по П. 22 отличается пониженным циркуляционным сопротивлением законцовок крыла, связанным с синхронизацией отклонения руля направления (35) и отклоняемых хвостовиков (33), входящих с состав аэродинамических гребней (7). При этом технический результат применительно к планеру заключается в улучшении значения К при наборе высоты с использованием восходящих потоков.The work of the tip according to item 22 is characterized by a lower circulation resistance of the wingtips, associated with the synchronization of the deviation of the rudder (35) and the deflected shanks (33), which are part of the aerodynamic ridges (7). Moreover, the technical result as applied to the glider is to improve the value of K during climb using upward flows.

Работа варианта предложенной законцовки по П. 23 формулы, адаптированной для использования на лопасти авторотирующего или приводного воздушного винта, в целом полностью аналогична описанному выше варианту, при этом циркуляционное сопротивление законцовки снижается за счет выполнения всех элементов законцовки изогнутым по радиусу, приблизительно равному расстоянию от законцовки до оси вращения втулки (26), при этом основным техническим результатом применительно к приводному или авторотирующему воздушному винту является повышение КПД и снижение аэродинамического шума относительно тихоходных винтов, имеющих меньшее относительное удлинение лопастей и больший коэффициент заполнения. При использовании известных вариантов исполнения законцовки лопастей именно такие воздушные винты имеют наименьший КПД и высокий уровень аэродинамического шума, что вынуждает в ущерб габаритным размерам и другим качествам уменьшать коэффициент заполнения и увеличивать частоту вращения винтов.The work of the variant of the proposed ending according to paragraph 23 of the formula adapted for use on the blades of an autorotating or driving propeller is generally similar to the variant described above, while the circulation resistance of the ending is reduced due to the completion of all the elements of the ending curved in radius, approximately equal to the distance from the ending to the axis of rotation of the sleeve (26), while the main technical result in relation to the drive or autorotating propeller is to increase the efficiency reduction of aerodynamic noise of relatively slow moving propellers having blades minimal elongation and a higher fill factor. When using the known blade tip versions, it is precisely such propellers that have the lowest efficiency and high level of aerodynamic noise, which, to the detriment of overall dimensions and other qualities, reduces the fill factor and increase the rotational speed of the screws.

Для предварительной практической оценки влияния предложенных законцовок на индуктивное сопротивление крыла, а также для оценки взаимодействия предложенной законцовки с щелевыми элеронами и флапперонами, был проведен эксперимент с опытным БПЛА массой 5,3 кг и размахом 2 м, на одной из пар консолей крыла которого были смонтированы предложенные законцовки. Тестовые полеты проводились в одинаковых условиях, близких к стандартной атмосфере и заключались в определении средней минимальной скорости снижения в планирующем полете с выключенным двигателем на дистанции 250 м при помощи бортовых средств измерения. В результате обработки полученных данных средняя скорость снижения с крылом имеющем предложенную законцовку составила 0,9 м/с при средней скорости 65 км/ч, а с контрольным крылом с закругленной законцовкой - 1,35 м/с при средней скорости 60 км/ч, что соответствует существенному приросту аэродинамического качества опытного БПЛА.For a preliminary practical assessment of the impact of the proposed wingtips on the inductive drag of the wing, as well as for assessing the interaction of the proposed wingtip with slotted ailerons and flapperons, an experiment was conducted with an experimental UAV weighing 5.3 kg and a span of 2 m, on one of which pairs of wing consoles were mounted proposed endings. Test flights were carried out under identical conditions, close to the standard atmosphere and consisted of determining the average minimum speed of descent in a planning flight with the engine turned off at a distance of 250 m using on-board measuring instruments. As a result of processing the obtained data, the average speed of descent with a wing having the proposed tip was 0.9 m / s at an average speed of 65 km / h, and with a control wing with a rounded tip - 1.35 m / s at an average speed of 60 km / h, which corresponds to a significant increase in the aerodynamic quality of an experienced UAV.

С целью проверки влияния предложенной законцовки крыла на устойчивость и управляемость самолета на больших углах атаки, была выполнена серия полетов на выявление склонности крыла к концевому срыву потока. При выполнении полетов было установлено, что оснащенный предложенной законцовкой опытный БПЛА с размахом 2 м и массой 5,3 кг при центровке 34% САХ позволяет без каких-либо признаков развития концевого срыва выполнять форсированные развороты с парированием крена внутрь разворота, возникающего вследствие отклонения руля направления до упора, за счет отклонения флапперонов, в том числе в ходе имитации форсированного разворота для возврата на полосу после отказа двигателя.In order to verify the effect of the proposed wing tip on the stability and controllability of the aircraft at large angles of attack, a series of flights was performed to identify the wing’s tendency to end stall. During flights, it was found that an experienced UAV equipped with the proposed tip with a span of 2 m and a mass of 5.3 kg with a centering of 34% of the SAX allows without any signs of development of an end stall to perform forced turns with a roll counter to the inside of the turn resulting from a deviation of the rudder to the stop, due to deviation of flappers, including during the simulation of a forced turn to return to the lane after engine failure.

При выполнении описанного выше упражнения с контрольными консолями крыла, оснащенными классическими закругленными законцовками, тот же опытный БПЛА неизменно входил в штопорное вращение с ростом вертикальной скорости до 12-15 м/с.When performing the exercise described above with control wing consoles equipped with classic rounded wingtips, the same experienced UAV invariably went into spin rotation with an increase in vertical speed to 12-15 m / s.

Дополнительным техническим результатом применения предложенных законцовок на опытном БПЛА стало, отмеченное всеми присутствующими на испытаниях, существенное снижение аэродинамического шума, что также свидетельствует о лучших аэродинамических свойствах крыла с предложенной законцовкой и перспективности использования данной законцовки для снижения аэродинамического шума авторотирующих и приводных воздушных винтов.An additional technical result of the application of the proposed endings in an experimental UAV was, noted by all those present at the tests, a significant reduction in aerodynamic noise, which also indicates the best aerodynamic properties of the wing with the proposed tip and the prospects for using this tip to reduce the aerodynamic noise of autorotating and driving propellers.

Дополнительным техническим результатом стало также уменьшение кабрирующего момента крыла по мере роста угла атаки, что также положительно сказалось на продольной устойчивости опытного БПЛА, не позволяя ему выходить за конструктивно заданные ограничения по предельном углу атаки. Данное изменение было вызвано перераспределением давления на нижней поверхности крыла на субкритических углах атаки, вызванным установкой предложенных законцовок.An additional technical result was also a decrease in the wing momentum with an increase in the angle of attack, which also positively affected the longitudinal stability of the experimental UAV, not allowing it to go beyond the design limits for the maximum angle of attack. This change was caused by the redistribution of pressure on the lower surface of the wing at subcritical angles of attack, caused by the installation of the proposed endings.

Таким образом, благодаря введению в известную законцовку аэродинамической поверхности новых конструктивных признаков, уменьшается индуктивное сопротивление аэродинамической поверхности, повышается «эластичность» по аэродинамическому качеству и при минимальном добавочном профильном сопротивлении, снижается уровень создаваемого законцовкой аэродинамического шума.Thus, due to the introduction of new design features into the known ending of the aerodynamic surface, the inductive resistance of the aerodynamic surface is reduced, the “elasticity” in aerodynamic quality is increased, and the level of aerodynamic noise created by the ending is reduced with minimal additional profile resistance.

Кроме того, благодаря эффективному взаимодействию с предложенной законцовкой, повышается аэродинамическая эффективность известных щелевых и подвесных элеронов (флапперонов).In addition, due to the effective interaction with the proposed tip, the aerodynamic efficiency of the known slotted and suspended ailerons (flappers) is increased.

Кроме того, благодаря введению в известную конструкцию отклоняемого аэродинамического элемента новых конструктивных признаков, предположительно увеличивается стабильность обтекания внешнего заднего угла верхней стороны аэродинамической поверхности на больших углах атаки при минимальном добавочном профильном сопротивлении.In addition, due to the introduction of new design features into the known design of the deflectable aerodynamic element, the stability of flow around the outer rear corner of the upper side of the aerodynamic surface at large angles of attack with minimal additional profile resistance is supposedly increased.

Claims

1. The ending of the aerodynamic surface mounted on the main part of the aerodynamic surface containing the upper and lower sides and formed in longitudinal relation by at least one aerodynamic profile, while the upper and lower sides are interconnected with the formation of the front and rear edges, and containing the inclined end surface and the aerodynamic ridge, while the inclined end surface mates with the upper side of the aerodynamic surface at an acute angle to form an external an edge made with an outward bending, and the aerodynamic ridge is formed by external and internal surfaces, mating with each other with the formation of the lower edge and is located on the lower side of the main part near the interface of the lower side with the inclined end surface with the possibility of straightening and backwater passing under the lower side of the air flow, characterized in that the aerodynamic ridge protrudes back beyond the dimension of the trailing edge by 10 to 50 percent of the end chord of the main part, including t includes an upper edge or a surface mating with the outer edge of the tip and the upper side of the main part.

2. The tip of the aerodynamic surface according to claim 1, characterized in that the aerodynamic ridge is installed directly on the interface line of the lower side with the inclined end surface, while the outer edge of the tip, the inclined end surface, the rear edge of the main part and the upper edge of the aerodynamic ridge converge at one point .

3. The tip of the aerodynamic surface according to claim 1, characterized in that it further comprises a flat or volumetric runway, comprising an upper surface having a triangular shape and mating with the upper side of the main part, while the outer edge of the upper surface of the runway forms a continuation of the outer edge, inner edge the upper edge of the runway forms an inner edge, the outer and inner edges, joining together, go to the upper edge of the aerodynamic ridge, and a single edge is formed by a sequential by passing to each other by an outer edge tip, its extension in the form of the outer edge of the upper surface of the aerodynamic fairing and the upper edge of the crest.

4. The ending of the aerodynamic surface according to claim 3, characterized in that the run is made in the form of a triangular plate adjacent to the upper edge of the aerodynamic ridge, while the upper side of the triangular plate forms the upper surface of the groove.

5. The tip of the aerodynamic surface according to claim 4, characterized in that the aerodynamic ridge is located directly on the edge formed by pairing the inclined end surface and the lower side of the main part, while one of the sides of the triangular plate is adjacent to the outer edge of the tip.

6. The tip of the aerodynamic surface according to claim 4, characterized in that the aerodynamic ridge is installed at a distance from the edge formed by mating the inclined end surface with the lower side, while part of the rear edge of the main part is located outside the aerodynamic ridge, and one of the sides of the triangular plate adjacent to the trailing edge of the main part.

7. The tip of the aerodynamic surface according to claim 3, characterized in that the run is made in the form of an influx of a triangular cross section formed by the upper surface and at least one bevel, one bevel of the influx is a continuation of the inclined end surface and smoothly mates with the outer surface of the aerodynamic ridge, while viewed from above or from the side, the influx has a fusiform shape, and the upper surface of the influx forms the upper surface of the groove.

8. The tip of the aerodynamic surface according to claim 7, characterized in that the influx is formed by one bevel adjacent to the outer surface of the aerodynamic ridge, while the inner edge is formed by mating the upper surface of the ridge with the inner surface of the aerodynamic ridge, and the inner surface of the aerodynamic ridge adjacent directly to the lower side of the main part.

9. The tip of the aerodynamic surface according to claim 7, characterized in that the influx is made with two bevels and a face downward, while the aerodynamic ridge is located on the downward facing face, the inner bevel is adjacent to the lower side of the main part, as well as to the inner edge the upper surface of the influx with the formation of the inner edge, and the inner edge connects the trailing edge of the main part with the upper edge of the aerodynamic ridge.

10. The tip of the aerodynamic surface according to claim 3, characterized in that the single edge smoothly flows into the front edge of the main part and into the lower edge of the aerodynamic ridge, while the dulling radius of the single edge decreases in the direction of the incident flow.

11. The tip of the aerodynamic surface according to claim 8 or 9, characterized in that it is made in the form of a single structural element, mates with the main part using a connector oriented in a vertical plane, and includes an aerodynamic ridge, an inclined end surface, a run, and also part of the leading edge and upper side with a tapering portion.

12. The tip of the aerodynamic surface according to claim 8 or 9, characterized in that the tip consists of two structural elements, while the inclined end surface is part of the main part, the aerodynamic ridge is made as a separate structural element and is installed on the lower side of the main part, and the influx is made as part of the aerodynamic ridge.

13. The tip of the aerodynamic surface according to claim 5 or 6, characterized in that the tip consists of three structural elements, while the inclined end surface is part of the main part, the aerodynamic ridge is made in the form of a separate structural element and is installed on the lower side of the main part, and the run is made in the form of a triangular plate, which is a separate structural element mounted on the main part and the aerodynamic ridge.

14. The tip of the aerodynamic surface according to claim 3, characterized in that the upper side of the aerodynamic surface further comprises convex and concave sections arranged to straighten the side projection of a single edge and adjacent to a single edge, while the convex section is located in the area of the external bend of the outer edges, and concave occupies at least 50% of the upper surface of the influx.

15. The tip of the aerodynamic surface according to claim 1, characterized in that the aerodynamic ridge is located at an angle of 0.5 to 5 degrees relative to the direction of the incoming flow, while the rear of the aerodynamic ridge is shifted outward relative to the front.

16. The tip of the aerodynamic surface according to claim 1, characterized in that the aerodynamic ridge is located with the collapse outward, so that the inner surface of the aerodynamic ridge and the lower side of the aerodynamic surface are at an angle from 95 to 120 degrees to each other.

17. The tip of the aerodynamic surface, according to claim 1, characterized in that the aerodynamic ridge is made with a section of constant height, turning into an expanded section, while the section of constant height is located within the lower side of the aerodynamic surface, and the lower edge of the aerodynamic ridge has a concave section in the transition zone from a section of constant height to an extended section.

18. The tip of the aerodynamic surface according to claim 17, characterized in that the inner surface of the aerodynamic ridge is made with local concavity, occupying from 25 to 70% of the area of the inner surface of the aerodynamic ridge.

19. The tip of the aerodynamic surface according to claim 1, characterized in that it is installed on the aerodynamic surface, on the main part of which there is a deflectable aerodynamic element formed, including, by the external end surface, made with an aerodynamic profile and pivotally mounted on the main part with at least two nodes of the hinge with the formation of a profiled gap, while the design of the tip provides the ability to maintain a minimum guaranteed gap ra between the outer end surface and the inner surface of the aerodynamic ridge.

20. The ending of the aerodynamic surface according to claim 19, characterized in that the outer end surface and the portion of the inner surface of the aerodynamic ridge adjacent to the outer end surface are perpendicular to the axis of rotation of the deflected aerodynamic element.

21. The tip of the aerodynamic surface according to claim 19, characterized in that one of the nodes of the hitch of the deflected aerodynamic element is mounted on the aerodynamic ridge.

22. The ending of the aerodynamic surface according to claim 1, characterized in that the main part of the aerodynamic surface is made in the form of an airplane wing console or a glider, including, among other things, a track control system with a rudder, while the aerodynamic ridge is made in the form of a fixed part and deflectable shank mounted on the fixed part by means of a loop and kinematically connected with the directional control system of the aircraft or glider with the possibility of deviation from the neutral position in phase with the steering wheel The direction with the possibility of reducing the circulation resistance.

23. The tip of the aerodynamic surface according to claim 1, characterized in that the aerodynamic surface is made in the form of a blade of an autorotating or driving propeller mounted on a sleeve with the ability to move along a spiral path relative to the air flow, while the structural elements of the tip are made with a curvature outward along the radius close to the distance from the tip to the axis of rotation of the sleeve with the possibility of reducing circulation resistance.