Законцовка несущей поверхности летательного аппарата

 

Изобретение относится к авиации, конкретнее к конструкции несущих поверхностей. В поверхности гондолы выполнены заборные устройства в виде заборных створок и отверстий. Заборные устройства отбирают часть набегающего потока и направляют его внутрь гондолы с тангенциальной составляющей вектора для создания вихревого потока, направленного к задней кромке. Изобретение позволяет повысить несущие способности и аэродинамические качества поверхностей 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиации, более конкретно к конструкции несущих поверхностей, и может быть использовано для повышения их несущих способностей и аэродинамического качества.

Известно использование генераторов вихрей, установленных на законцовке несущей поверхности и создающих вихревой поток, закрученный в противоположную сторону вращения концевого вихря для его компенсации (патент США N 3997132, кл. 244-40 от 1976).

Недостатком такой конструкции является большое аэродинамическое сопротивление лопастного закручивающего аппарата, размещенного в гондоле, что приводит к снижению эффективности законцовки.

В основу изобретения положена задача создания законцовки несущей поверхности с генератором вихревого потока, обладающей меньшим аэродинамическим сопротивлением и за счет этого имеющей более высокую интенсивность.

Согласно изобретению поставленная задача достигается тем, что в законцовке несущей поверхности летательного аппарата, содержащей концевую часть крыла с установленным на ней генератором вихревого потока, противоположного по направлению вращения концевому вихрю, включающим гондолу с входным устройством и соплом, гондола снабжена на своей поверхности заборными устройствами, отбирающими часть потока и направляющими его внутрь гондолы с тангенциальной составляющей вектора скорости, закручивающей внутренний поток против вращения концевого вихря.

При этом заборные устройства выполнены в виде вырезов в гондоле, снабженных заборными створками, установленными на задней кромке вырезов под острым углом к набегающему потоку. Кроме того, заборные створки выполнены при виде в плане повернутыми на острый угол к оси гондолы навстречу потоку, создаваемому концевым вихрем.

Использование изобретения в конструкции несущих поверхностей позволит упростить их конструкцию при снижении аэродинамического сопротивления. Более того, такая законцовка допускает простую регулировку интенсивности создаваемого вихря, переналадку на другой режим работы. Все это вместе значительно повышает эффективность использования генератора вихря за счет большего увеличения несущих свойств аэродинамических поверхностей.

На фиг. 1 изображен вид в плане на законцовку левого крыла; на фиг. 2 - вид сбоку на законцовку левого крыла с частичным разрезом гондолы; на фиг. 3 - разрез А-А на фиг. 1.

Законцовка несущей поверхности летательного аппарата, выполненная согласно изобретению, содержит крыло 1 (фиг. 1-3), гондолу 2, установленную на концевой части крыла 1 с помощью балки 3. Гондола 2 содержит исходной устройство 4, выполненное в виде профилированного воздухозаборника, и сопло 5, направляющее создаваемый вихревой поток к задней кромке крыла 1.

Гондола 2 выполнена с расположенными на ее поверхности заборными устройствами 6, отбирающими часть набегающего потока и направляющими его внутрь гондолы с тангенциальной составляющей вектора скорости, закручивающей внутренний поток против вращения концевого вихря.

Заборные устройства выполнены в виде вырезов 7 в поверхности гондолы и заборных створок 8, установленных на задних кромках вырезов.

При этом при виде в плане на створки они выполнены повернутыми своими кромками на острый угол с продольной осью гондолы так, чтобы передняя кромка створки была развернута навстречу поперечному потоку, создаваемому концевым вихрем. При виде сбоку заборные створки выполнены установленными на острый угол 10. Вырезы 7 также выполнены повернутыми при виде в плане в соответствии с поворотом заборных створок 8 и спрофилированы так, что образуют вместе с заборными створками профилированный канал, забирающий часть набегающего потока 11 и направляющим его внутрь гондолы, образуя струи 12 с тангенциальной составляющей вектора скорости. Струи 12, воздействуя на часть набегающего потока 13, попадающего внутрь гондолы, образуют вихревой поток 14 направленный к задней кромке крыла и вращающийся против потока 15, образующего концевой вихрь крыла.

Балка 3 выполнена с ограничительной поверхностью 16 на верхней части и направляющей поверхностью 17 в нижней своей части, обеспечивающей взаимодействие создаваемого вихревого потока 14 с концевым вихрем, ослабляя его интенсивность и вредное влияние на крыло.

Заборные сворки 8 могут быть выполнены либо как неподвижные заборные ковши, либо могут быть выполнены с регулировкой угла установки 10 за счет фиксации в крепежном приспособлении (не показано).

Испытания законцовки на модели крыла типа Ту-204 в аэродинамической трубе на скорости потока M 0,3 и C_y 0,3 - 0,4 показали, что при равном аэродинамическом качестве крыло с генератором вихря имеет более высокие несущие способности на 7 - 10% больше исходного крыла.

Формула изобретения

1. Законцовка несущей поверхности летательного аппарата, например крыла, содержащая концевую часть крыла с установленным на ней генератором вихревого потока, противоположного по направлению вращения концевому вихрю, имеющий гондолу с входным устройством и соплом, отличающаяся тем, что гондола снабжена на своей поверхности заборными устройствами для отбирания набегающего потока и направления его внутрь гондолы с тангенциальной составляющей вектора скорости для закручивания внутреннего потока против вращения концевого вихря.

2. Законцовка по п.1, отличающаяся тем, что заборные устройства выполнены в виде вырезов в гондоле и заборных створок, установленных на задней кромке вырезов под острым углом к набегающему потоку, при этом заборные створки выполнены повернутыми на острый угол к продольной оси гондолы навстречу потоку, создаваемому концевым вихрем.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3