Раздвоенный сопряженный винглет

Варианты винглета выполнены с возможностью крепления к крылу самолета. Винглет плавно проходит от конца крыла над плоскостью хорд крыла и может иметь подкрыльный стабилизатор, выступающий ниже плоскости хорд от нижней поверхности верхнего винглета. Верхний винглет может иметь переходный участок, который загнут вверх от конца крыла с переходом в по существу плоский участок. Верхняя и нижняя поверхности верхнего винглета могут быть ограничены передней и задней кромками, которые отклонены в направлении воздушного потока, параллельном плоскости хорд, и изогнуты в направлении воздушного потока, оканчиваясь в точке, дальней от конца крыла. Верхняя и нижняя поверхности подкрыльного стабилизатора могут быть ограничены передней и задней кромками, которые изогнуты в направлении воздушного потока и оканчиваются в точке, дальней от конца крыла. Варианты способа модификации винглета характеризуют процесс изготовления с использованием изогнутой лопасти. Группа изобретений направлена на снижение индуктивного сопротивления. 4 н. и 34 з.п. ф-лы, 16 ил.

 

ПРИОРИТЕТ

Настоящая заявка испрашивает приоритет и преимущество по заявке на патент США №14/452,424, поданной 5 августа 2014 г., которая является частичным продолжением заявки на патент США №12/488,488, поданной 19 июня 2009 г., которая испрашивает преимущество по предварительной заявке на патент США №61/074,395, поданной 20 июня 2008 г.;

и которая также является частичным продолжением заявки на патент США №13/493,843, поданной 11 июня 2012 г., которая испрашивает преимущество по предварительной заявке на патент США №61/495,236, поданной 9 июня 2011 г. Каждая из указанных выше заявок полностью включена в настоящую заявку путем ссылки.

ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

При движении в воздухе все крылья летательных аппаратов испытывают лобовое сопротивление. Испытываемое лобовое сопротивление можно разделить на три компонента: индуктивное сопротивление, паразитное сопротивление и сопротивление сжимаемости. Индуктивное сопротивление зависит от подъемной силы, создаваемой несущими поверхностями. Паразитное сопротивление возникает в результате контакта между движущейся поверхностью и текучей средой и включает такие факторы, как форма объекта, трение обшивки и коэффициенты интерференции. Сопротивление сжимаемости представляет собой сопротивление, связанное с более высокими значениями числа Маха, которое может включать вязкое и вихревое сопротивление, ударное волновое сопротивление и любое сопротивление вследствие волновых срывов потока, все из которых могут варьировать в зависимости от числа Маха. Из этих видов индуктивное сопротивление традиционно демонстрирует наибольший потенциал для улучшения за счет использования винглетов или других устройств концов крыла.

Как правило, для снижения эффектов сопротивления сжимаемости на высокоскоростных самолетах крыло может быть выполнено стреловидным. Стреловидное крыло по существу проектируется так, чтобы между корпусом летательного аппарата и крылом был косой угол, и в частности с отклонением крыла по направлению к хвостовой части. Углы стреловидности крыла по передней кромке и по задней кромке не обязательно должны быть одинаковыми. Для дополнительного снижения лобового сопротивления на крыло также может быть добавлено устройство конца крыла. В одном альтернативном варианте предложен скошенный конец крыла. Скошенный конец крыла традиционно имеет большую степень стреловидности, чем остальная часть крыла. Винглеты также являются альтернативным решением, которое по существу используется для повышения эффективного удлинения крыла с меньшим воздействием на конструкцию, чем при увеличении размаха крыла. Как правило, винглеты представляют собой близкие к вертикальному продолжения конца крыла. Устройства концов крыла могут увеличивать подъемную силу, генерируемую на конце крыла, и снижать индуктивное сопротивление, вызванное концевыми вихрями, что приводит к повышению аэродинамического коэффициента. Несмотря на то что винглеты снижают лобовое сопротивление, генерируемое концевыми вихрями, они создают подъемную силу, которая увеличивает изгибающий момент на крыле.

Различные устройства и геометрические формы для концов крыла описаны, например, в документах US 2007/0252031 (озаглавленный «Wing Tip Devices», опубликован 1 ноября 2007 г.), US 2007/0114327 (озаглавленный «Wing Load Alleviation Apparatus and Method», опубликован 24 мая 2007 г.), US 6,722,615 (озаглавленный «Wing Tip Extension for a Wing», выдан 20 апреля 2004 г.), US 6,827,314 (озаглавленный «Aircraft with Active Control of the Warping of Its Wings», выдан 7 декабря 2004 г. ), US 6,886,778 (озаглавленный «Efficient Wing Tip Devices and Methods for Incorporating such Devices into Existing Wing Designs», выдан 3 мая 2005 г.), US 6,484,968 (озаглавленный «Aircraft with Elliptical Winglets», выдан 26 ноября 2002 г.) и US 5,348,253 (озаглавленный «Blended Winglet», выдан 20 сентября 1994 г.), каждый из которых включен в настоящую заявку путем ссылки, как если бы он был полностью изложен в настоящем документе.

ИЗЛОЖЕНИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Описанные в настоящем документе варианты осуществления могут применяться к крылу или винглету, в который включено концевое устройство с изогнутой передней кромкой и изогнутой задней кромкой для сведения к минимуму индуктивного сопротивления для данной формы крыла. Изогнутая передняя кромка выполнена с возможностью достижения оптимальных результатов, таких как, например, поддержание безотрывного обтекания, сведение к минимуму срыва потока и сведение к минимуму преждевременного скручивания вихря. Изогнутая задняя кромка выполнена с возможностью достижения оптимальных результатов, таких как, например, соответствие распределения длин хорд эллиптическому распределению нагрузки по форме в плане. Изогнутый участок передней и задней концевых секций по существу может быть описан как параболический, а предпочтительно как суперэллиптический. Возможно включение конечного концевого сегмента с углом стреловидности, близким к углу стреловидности по задней кромке. Данная конечная секция может использоваться для улучшения стабилизации концевой завихренности и удержания положения вихря вблизи крайней точки конца крыла.

Аэродинамическая нагрузка может быть важна для достижения оптимальных эксплуатационных характеристик крыла, однако воздействию фактической нагрузки, возникающей на конце крыла в полете, обычно значения не придается. Невозможность достичь оптимального эллиптического распределения нагрузки, особенно вблизи конца крыла, может привести к преждевременному формированию концевого вихря и соответствующему увеличению индуктивного сопротивления. Данная характеристика может относиться также и к плоским крыльям, у которых преждевременное скручивание концевого вихря ближе к фюзеляжу от конца крыла зачастую наблюдается в полете в виде конденсационного следа.

Описанные в настоящем документе варианты осуществления могут применяться к концу плоского крыла или к винглету. Однако аспекты проекта могут применяться к несущим поверхностям в целом и к динамическим несущим поверхностям в частности. В альтернативном варианте осуществления аспекты проекта могут быть в равной степени полезны для различных воздухоплавательных движительных систем, в том числе, например, воздушных винтов и несущих винтов вертолетов, которые дополнительно рассматриваются в рамках объема изобретения. Описанные в настоящем документе варианты осуществления могут также использоваться в любых вариантах применения, в которых используются статические или динамические несущие поверхности, например в гребных винтах.

Описанные в настоящем документе варианты осуществления содержат концепцию инновационного винглета, включая раздвоенный винглет, который содержит отдельные удлинения над плоскостью хорд крыла и под ней. Раздвоенный винглет содержит направленный вверх наклонный элемент, аналогичный существующему винглету, и направленный вниз скошенный элемент (подкрыльный стабилизатор). Подкрыльный стабилизатор противодействует вихрям, которые генерируются в результате взаимодействий между концом крыла и нижней поверхностью крыла.

Раздвоенный винглет выполнен с возможностью снижения лобового сопротивления, но без создания повышенного изгибающего момента, который встречается в существующих конструкциях винглетов. Считается, что конструкция раздвоенного винглета улучшает расход топлива или снижает расход топлива приблизительно на 1,5%, снижает сопротивление до 9,5% по сравнению с крылом со стандартным концом и улучшает крейсерские характеристики более чем на 40% по сравнению с существующими частями сопряженных винглетов.

Описанные в настоящем документе варианты осуществления выполнены с возможностью адаптации к различным конструкциям крыла и концов. Варианты осуществления могут включать интегрированный раздвоенный сопряженный винглет, который крепится в виде единого элемента к концу крыла, и могут включать отдельный подкрыльный стабилизатор, выполненный с возможностью крепления к существующему сопряженному винглету.

В настоящем документе предусмотрено устройство для раздвоенного винглета, выполненного с возможностью крепления к концу крыла самолета. Раздвоенный винглет включает верхний винглет, проходящий от конца крыла над плоскостью хорд крыла, и подкрыльный стабилизатор, выступающий ниже плоскости хорд от нижней поверхности верхнего винглета. Как правило, верхний винглет дополнительно имеет переходный участок, который загнут вверх от конца крыла с переходом в по существу плоский участок. В одном варианте осуществления подкрыльный стабилизатор выступает ниже плоскости хорд крыла от по существу середины переходного участка или из точки вблизи нее. Верхняя поверхность и нижняя поверхность верхнего винглета являются соответствующими плавными продолжениями верхней поверхности и нижней поверхности конца крыла. Верхняя поверхность и нижняя поверхность верхнего винглета ограничены передней кромкой и задней кромкой. Передняя кромка и задняя кромка обычно представляют собой линейные участки, которые отклонены в направлении воздушного потока по существу параллельно плоскости хорд и сходятся в концевой части верхнего винглета. В одном варианте осуществления передняя и задняя кромки верхнего винглета являются непрерывными продолжениями соответственно передней кромки и задней кромки крыла. Концевая часть верхнего винглета включает переднюю и заднюю кромки, которые изогнуты в направлении воздушного потока и затем сходятся по существу к точке, дальней от конца крыла самолета. Аналогичным образом, подкрыльный стабилизатор имеет верхнюю поверхность и нижнюю поверхность, ограниченные передней кромкой и задней кромкой, сходящимися в концевой части подкрыльного стабилизатора, включающей переднюю и заднюю кромки, которые изогнуты в направлении воздушного потока и затем оканчиваются по существу в точке, дальней от конца крыла самолета. В одном варианте осуществления передняя кромка подкрыльного стабилизатора переходит в нижнюю поверхность верхнего винглета на удалении от передней кромки верхнего винглета, а задняя кромка подкрыльного стабилизатора переходит в заднюю кромку верхнего винглета. В другом варианте осуществления передняя кромка верхнего винглета и передняя кромка подкрыльного стабилизатора сливаются на переходном участке, так что передние кромки верхнего винглета и подкрыльного стабилизатора являются непрерывными продолжениями передней кромки крыла. Аналогичным образом, задняя кромка верхнего винглета и задняя кромка подкрыльного стабилизатора могут сливаться на переходном участке, так что задние кромки верхнего винглета и подкрыльного стабилизатора являются непрерывными продолжениями задней кромки крыла.

В одном примере осуществления раздвоенный винглет, выполненный с возможностью крепления к концу крыла самолета, имеет верхний винглет, проходящий от конца крыла над плоскостью хорд крыла. Верхний винглет имеет верхнюю поверхность и нижнюю поверхность, которые ограничены передней кромкой и задней кромкой, причем передняя кромка и задняя кромка сходятся в концевой части верхнего винглета. Подкрыльный стабилизатор, выступающий от нижней поверхности верхнего винглета, имеет верхнюю поверхность и нижнюю поверхность, которые ограничены передней кромкой и задней кромкой, проходящими ниже плоскости хорд. Передняя кромка и задняя кромка сходятся в концевой части подкрыльного стабилизатора. Верхняя поверхность и нижняя поверхность верхнего винглета сливаются соответственно с верхней поверхностью и нижней поверхностью крыла.

В другом примере осуществления передняя кромка и задняя кромка верхнего винглета имеют по существу линейные участки, которые отклонены в направлении воздушного потока по существу параллельно плоскости хорд и затем сходятся в концевой части верхнего винглета. В другом примере осуществления концевая часть верхнего винглета включает переднюю кромку и заднюю кромку, которые изогнуты в направлении воздушного потока и затем сходятся по существу к точке, дальней от конца крыла самолета. В другом примере осуществления концевая часть верхнего винглета включает изогнутый участок передней кромки, имеющий первый радиус, и изогнутый участок задней кромки, имеющий второй радиус, причем первый радиус и второй радиус задают ориентацию передней и задней кромок в направлении воздушного потока с обеспечением их схождения по существу к точке, дальней от конца крыла самолета.

В другом примере осуществления передняя кромка и задняя кромка подкрыльного стабилизатора имеют по существу линейные участки, которые отклонены в направлении воздушного потока по существу параллельно плоскости хорд и затем сходятся в концевой части подкрыльного стабилизатора. В другом примере осуществления концевая часть подкрыльного стабилизатора включает переднюю кромку и заднюю кромку, которые изогнуты в направлении воздушного потока и затем сходятся по существу к точке, дальней от конца крыла самолета.

В другом примере осуществления верхний винглет дополнительно имеет переходный участок, который загнут вверх от конца крыла с переходом в по существу плоский участок, так что верхняя поверхность и нижняя поверхность верхнего винглета являются плавными продолжениями соответственно верхней и нижней поверхностей конца крыла и так что передняя и задняя кромки верхнего винглета являются непрерывными продолжениями соответственно передней кромки и задней кромки крыла. В другом примере осуществления переходный участок имеет по существу постоянный радиус кривизны между концом крыла и плоским участком. В другом примере осуществления переходный участок имеет один или несколько радиусов кривизны по своей длине между концом крыла и плоским участком. В другом примере осуществления переходный участок включает по существу нелинейную кривизну по своей длине между концом крыла и плоским участком. В другом примере осуществления подкрыльный стабилизатор выступает от нижней поверхности переходного участка и проходит ниже плоскости хорд. В другом примере осуществления передняя кромка подкрыльного стабилизатора переходит в нижнюю поверхность верхнего винглета на удалении от передней кромки верхнего винглета. В другом примере осуществления задняя кромка подкрыльного стабилизатора переходит в заднюю кромку верхнего винглета. В другом примере осуществления передняя кромка верхнего винглета и передняя кромка подкрыльного стабилизатора сливаются на переходном участке, так что передняя кромка верхнего винглета и передняя кромка подкрыльного стабилизатора являются непрерывными продолжениями передней кромки крыла. В другом примере осуществления задняя кромка верхнего винглета и задняя кромка подкрыльного стабилизатора сливаются на переходном участке, так что задняя кромка верхнего винглета и задняя кромка подкрыльного стабилизатора являются непрерывными продолжениями задней кромки крыла.

В одном примере осуществления конец крыла самолета имеет верхний винглет, проходящий от конца крыла над плоскостью хорд крыла и сходящийся в верхней концевой части, включающей изогнутый участок верхнего винглета, изогнутый в направлении воздушного потока, по существу параллельном плоскости хорд. Подкрыльный стабилизатор выступает ниже плоскости хорд от верхнего винглета и сходится в верхней концевой части, включающей изогнутый участок подкрыльного стабилизатора, изогнутый в направлении воздушного потока.

В другом примере осуществления верхний винглет имеет верхнюю поверхность и нижнюю поверхность, проксимально ограниченные передней кромкой и дистально ограниченные задней кромкой, причем передняя и задняя кромки отклонены в направлении воздушного потока, при этом верхняя поверхность и нижняя поверхность являются плавными продолжениями верхней поверхности и нижней поверхности крыла. В другом примере осуществления верхний винглет дополнительно имеет изогнутый переходный участок, который проходит от крыла с переходом в по существу плоский участок, сходящийся в верхней концевой части, и причем подкрыльный стабилизатор выступает ниже плоскости хорд от по существу середины изогнутого переходного участка или из точки вблизи нее. В другом примере осуществления подкрыльный стабилизатор имеет верхнюю поверхность и нижнюю поверхность, проксимально ограниченные передней кромкой и дистально ограниченные задней кромкой, причем передняя и задняя кромки отклонены в направлении воздушного потока и сходятся в концевой части подкрыльного стабилизатора.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Чертежи относятся к вариантам осуществления настоящего изобретения, на

которых:

на Фиг. 1 представлен вид в перспективе примера самолета, имеющего геометрию конца крыла в соответствии с вариантами осуществления, описанными в настоящем документе;

на Фиг. 2А представлен увеличенный вид сверху примера осуществления конца крыла в соответствии с аспектами вариантов осуществления, описанных в настоящем документе;

на Фиг. 2В представлен вид в поперечном сечении конца крыла, показанного на Фиг. 2А, вдоль линии Р-Р;

на Фиг. 3 представлен увеличенный вид со стороны задней кромки примера осуществления конца крыла, имеющего кривизну по размаху, в соответствии с вариантами осуществления, описанными в настоящем документе;

на Фиг. 4А представлен увеличенный вид сверху примера осуществления конца крыла в соответствии с аспектами вариантов осуществления, описанных в настоящем документе;

на Фиг. 4В представлен вид в поперечном сечении конца крыла, показанного на Фиг. 4А, вдоль линии М-М;

на Фиг. 5 представлен увеличенный вид со стороны задней кромки примера осуществления конца крыла, имеющего кривизну по размаху, в соответствии с вариантами осуществления, описанными в настоящем документе;

на Фиг. 6А представлен вид в перспективе типичного крыла с концевой секцией винглета в соответствии с вариантами осуществления, описанными в настоящем документе;

на Фиг. 6В представлен вид со стороны задней кромки винглета, показанного на Фиг. 6А, на котором показана кривизна винглета по размаху в соответствии с аспектами настоящего изобретения;

на Фиг. 7 представлен вид в перспективе самолета, содержащего пример осуществления воздушного винта, в соответствии с настоящим изобретением;

на Фиг. 7А представлен увеличенный вид в разрезе геометрии конца воздушного винта в примере воздушного винта, показанном на Фиг. 7;

на Фиг. 8 представлен вид в перспективе вертолета, содержащего пример осуществления несущего винта в соответствии с настоящим изобретением;

на Фиг. 8А представлен увеличенный вид в разрезе геометрии конца несущего винта в примере несущего винта, показанном на Фиг. 8;

на Фиг. 9А представлен вид в профиль спереди примера осуществления раздвоенного винглета в соответствии с настоящим изобретением;

на Фиг. 9В представлен вид снизу варианта осуществления раздвоенного винглета, показанного на Фиг. 9А;

на Фиг. 9С представлен вид сбоку варианта осуществления раздвоенного винглета, показанного на Фиг. 9А-9В;

на Фиг. 10 представлен пример распределения нагрузки вдоль крыла, которое включает пример осуществления раздвоенного винглета, показанного на Фиг. 9А-9С;

на Фиг. 11А представлен вид в профиль спереди примера осуществления интегрированного раздвоенного винглета в соответствии с настоящим изобретением;

на Фиг. 11В представлен вид сбоку варианта осуществления интегрированного раздвоенного винглета, показанного на Фиг. 11А;

на Фиг. 12 представлен самолет, содержащий пример осуществления раздвоенного винглета в соответствии с настоящим изобретением;

на Фиг. 13 представлен пример осуществления раздвоенного винглета, включающий концевую часть в соответствии с вариантами осуществления настоящего изобретения;

на Фиг. 14 представлен пример условий эксплуатации, в котором самолет содержит раздвоенный винглет, включающий концевую часть в виде изогнутой лопасти в соответствии с одним вариантом осуществления настоящего изобретения;

на Фиг. 15А представлен вид в профиль спереди примера осуществления раздвоенного винглета, включающего концевую часть в виде изогнутой лопасти в соответствии с настоящим изобретением;

на Фиг. 15В представлен вид снизу варианта осуществления раздвоенного винглета, показанного на Фиг. 15А;

на Фиг. 15С представлен вид сбоку варианта осуществления раздвоенного винглета, показанного на Фиг. 15А-15В;

на Фиг. 16А представлен увеличенный вид в разрезе концевого обтекателя верхнего винглета, показанного на Фиг. 9С;

и

на Фиг. 16В представлен увеличенный вид в разрезе обтекателя в виде изогнутой лопасти, устанавливаемого на верхний винглет, показанный на Фиг. 16А.

Хотя настоящее изобретение предполагает возможность внесения различных модификаций и использования альтернативных форм, в качестве примеров на чертежах продемонстрированы конкретные варианты осуществления, подробно описанные в настоящем документе. Следует понимать, что изобретение не ограничено конкретными описанными формами. Напротив, намерение заключается в том, чтобы охватить все модификации, эквиваленты и альтернативные варианты в рамках сущности и объема настоящего изобретения.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ

В представленном ниже описании множество конкретных деталей приведено для того, чтобы обеспечить полное понимание настоящего изобретения. Однако специалисту в данной области будет очевидно, что настоящее изобретение можно реализовать на практике без этих конкретных деталей. В других случаях могут даваться конкретные числовые ссылки, например «первый винглет». Однако конкретная числовая ссылка не должна пониматься как буквальный последовательный порядок, а толковаться так, что «первый винглет» отличается от «второго винглета». Таким образом, конкретные детали изложены только в качестве примеров. Возможно изменение конкретных деталей, однако они по-прежнему находятся в рамках сущности и объема настоящего изобретения. Термин «связанный» определяется как соединенный либо непосредственно с данным компонентом, либо опосредованно через другой компонент. Кроме того, в настоящем документе термин «приблизительно» или «по существу» в отношении любых числовых значений или диапазонов указывает на приемлемый допуск на размер, который позволяет детали или совокупности компонентов выполнять функцию, предусмотренную для них в настоящем документе.

Как правило, предусмотрено устройство для раздвоенного винглета, выполненного с возможностью крепления к концу крыла самолета. Раздвоенный винглет включает верхний винглет, плавно проходящий от конца крыла над плоскостью хорд крыла, и подкрыльный стабилизатор, выступающий ниже плоскости хорд от нижней поверхности верхнего винглета. Как правило, верхний винглет дополнительно имеет переходный участок, который загнут вверх от конца крыла с переходом в по существу плоский участок. В одном варианте осуществления подкрыльный стабилизатор выступает ниже плоскости хорд крыла от по существу середины переходного участка. Верхний винглет имеет переходный участок, который загнут вверх от конца крыла с переходом в по существу плоский участок. Верхняя и нижняя поверхности верхнего винглета ограничены передней и задней кромками, которые отклонены в направлении воздушного потока параллельно плоскости хорд и изогнуты в направлении воздушного потока, оканчиваясь в точке, дальней от конца крыла. В одном варианте осуществления передняя и задняя кромки верхнего винглета являются непрерывными продолжениями соответственно передней кромки и задней кромки крыла. Аналогичным образом, верхняя и нижняя поверхности подкрыльного стабилизатора ограничены передней и задней кромками, которые изогнуты в направлении воздушного потока и оканчиваются в точке, дальней от конца крыла.

Приведенное ниже описание следует толковать с учетом чертежей, причем одинаковые элементы на разных чертежах представлены под идентичными номерами. Чертежи, необязательно выполненные в масштабе, показывают избранные варианты осуществления и не призваны ограничить объем настоящего изобретения. Например, кромки, кажущиеся на чертежах заостренными, в действительности могут быть закругленными (например, кромки на Фиг. 2В, Фиг. 3, Фиг. 4В и Фиг. 5). В описании принципы изобретения показаны с помощью не имеющих ограничительного характера примеров. Данное описание явно позволит специалисту в данной области реализовать и применять изобретение, и в нем описано несколько вариантов осуществления, адаптаций, вариаций, альтернатив и вариантов применения изобретения, в том числе те, которые в настоящее время считаются наилучшими вариантами осуществления изобретения.

Описанные в настоящем документе варианты осуществления включают оптимальную геометрию концов крыльев. Описанная геометрия может снижать индуктивное сопротивление, связанное с преждевременным образованием концевого вихря вследствие субоптимальной аэродинамической нагрузки. Варианты осуществления геометрии конструкции концов могут сохранять эллиптическое распределение нагрузки на конец крыла. Кроме того, аэродинамические профили могут иметь такие кривизну и крутку, чтобы предотвращать срыв потока вдоль передних кромок с высокой стреловидностью, поддерживая таким образом эллиптическое распределение нагрузки на крайней точке конца. Также можно предусмотреть кривизну несущих поверхностей по размаху для обеспечения прилипания потока и предотвращения преждевременного скручивания концевой завихренности.

На основе аэродинамического анализа вариантов осуществления, включающих в себя аспекты настоящего изобретения, было отмечено, что можно ожидать значительного снижения индуктивного сопротивления по сравнению с сопротивлением, которое встречается в типичных имеющихся конструкциях концов крыла. Эти результаты могут зависеть от правильного выбора параметров, которые определяют геометрию конца и описаны ниже. Можно ожидать потенциальные преимущества в диапазоне от приблизительно -1% до приблизительно -3% снижения индуктивного сопротивления относительно стандартного винглета для конфигурации коммерческого транспортного самолета. Снижение индуктивного сопротивления может соответствовать повышению топливной эффективности в диапазоне от приблизительно 0,7% до приблизительно 2% при нормальных крейсерских скоростях полета. Дополнительные преимущества можно ожидать и при эксплуатации на низких скоростях.

Хотя варианты осуществления изобретения, как правило, описаны относительно устройств концов крыльев или винглетов, настоящее изобретение этим не ограничено. Аспекты изобретения могут применяться к несущим поверхностям в целом и к крыльям в частности, а в большей частности к летательному аппарату, имеющему плоские крылья без использования винглетов. Аспекты изобретения могут быть в равной степени полезны для различных воздухоплавательных движительных систем, включая, например, воздушные винты и несущие винты вертолетов, которые дополнительно рассматриваются в рамках объема изобретения. Варианты осуществления настоящего изобретения могут также применяться в любых вариантах применения, в которых используются статические или динамические несущие поверхности, например в несущих винтах вертолетов, гребных винтах и т.п. Наконец, к другим вариантам применения, в которых аспекты изобретения могут приносить пользу, относятся устройства, предназначенные для перемещения воздуха или текучей среды, такие как, в качестве не имеющего ограничительного характера примера, вентиляторы.

Оси координат используются по существу для задания ориентации при описании, как известно в данной области, и поэтому включают систему координат для примера самолета в целом, систему координат для крыла самолета и систему координат для конца крыла. Как показано на Фиг. 1, система координат самолета используется для ориентации описания относительно летательного аппарата. Ось x проходит вдоль продольной оси самолета от носа до хвоста. Ось у перпендикулярна оси x и ориентирована горизонтально относительно самолета. Наконец, ось z ортогональна как оси x, так и оси у, и ориентирована в вертикальном направлении. Также может использоваться система координат крыла, которая по существу отличается от системы координат самолета, так как она лежит в базовой плоскости крыла. Таким образом, как показано на Фиг. 3 и 5, система координат крыла по существу поворачивается на угол атаки, угол поперечного V крыла и угол стреловидности. Наконец, для описанных в настоящем документе вариантов осуществления, как показано на Фиг. 2 и 4, начало системы координат для геометрии конца крыла совпадает с началом геометрии конца крыла и лежит по существу в плоскости крыла, на конце крыла. Однако это отношение может по существу изменяться по сравнению с системой координат крыла в вариантах применения винглетов (например, как показано на Фиг. 6). Как правило, начало системы координат конца крыла находится в начале изогнутой передней кромки конца крыла или изогнутой задней кромки в зависимости от того, какая из них ближе к самолету. Тогда ось х'-у' находится в плоскости крыла в начале конца крыла. Таким образом, геометрию конца крыла можно поворачивать от системы координат самолета на угол стреловидности, угол поперечного V крыла, угол атаки и угол винглета и смещать от системы координат самолета на длину крыла к концу крыла.

На Фиг. 1 показан пример самолета 102, включающего концевую секцию крыла 100 в соответствии с вариантами осуществления, описанными в настоящем документе. Концевая секция крыла 100 может быть выполнена с возможностью сведения к минимуму индуктивного сопротивления путем сохранения эллиптического распределения нагрузки. Передняя кромка 104 концевой секции крыла 100 может быть изогнута для предотвращения срыва потока. Задняя кромка 106 концевой секции крыла 100 может быть изогнута для обеспечения требуемого изменения хорды. Концевой сегмент задней кромки 108 может иметь малый, но конечный размер и стреловидность. Концевой сегмент задней кромки 108 может иметь приблизительно такой же угол стреловидности, что и угол стреловидности по задней кромке, или близкий к нему угол. Концевой сегмент 108 может содействовать стабилизации завихренности на конце и поддерживать положение у задней кромки.

Крыло 110 имеет переднюю кромку 112 и заднюю кромку 114. Передняя кромка 112 может быть по существу прямой и может переходить в изогнутую переднюю кромку 104 концевой секции крыла 100. Задняя кромка 114 может быть по существу прямой до перехода в изогнутую заднюю кромку 106 концевой секции крыла 100. Передняя кромка 112 и задняя кромка 114 также могут отклоняться. Однако передняя кромка 112 и задняя кромка 114 могут отклоняться под разными углами. Например, передняя кромка 112 может иметь больший угол стреловидности, чем угол стреловидности задней кромки 114.

На Фиг. 2А представлен увеличенный вид сверху примера осуществления геометрии 200 конца крыла в соответствии с аспектами вариантов осуществления, описанных в настоящем документе. Система координат х'-у' для геометрии 200 конца крыла может быть создана линией 202, параллельной, и другой линией 204, перпендикулярной продольной оси фюзеляжа самолета. Базовая плоскость х'-у', образованная линиями 202,204, находится в плоскости крыла 210. В некоторых вариантах осуществления крыло 210 не перпендикулярно фюзеляжу, а отклонено дистально в сторону хвостовой части самолета. Крыло 210 также можно поворачивать вверх на угол поперечного V или наклонять по оси тангажа самолета для создания угла атаки. В варианте осуществления, показанном на Фиг. 2А, передняя кромка 212 крыла 210 отклонена на угол ΛLE 214 относительно оси координат y' 204, а задняя кромка 216 отклонена на угол ΛTE 218 относительно оси координат y' 204. Углы стреловидности передней кромки 214 и задней кромки 218 могут быть одинаковыми или разными. Предпочтительно угол стреловидности передней кромки 214 больше угла стреловидности задней кромки 218.

В одном варианте осуществления конец крыла 210 имеет геометрию 200 конца крыла, которое изогнуто дистально по направлению к хвостовой части самолета. Геометрия 200 конца крыла начинается по передней кромке в точке 224 и по задней кромке в точке 226. Точки 224, 226 не обязательно должны быть расположены на одинаковом расстоянии от фюзеляжа самолета. Например, в некоторых вариантах осуществления точка 224 может находиться ближе к фюзеляжу самолета, чем точка 226. Изогнутая передняя кромка 220 и изогнутая задняя кромка 222 начинаются по касательной от передней кромки 212 и задней кромки 216 соответственно, а затем изгибаются дистально по направлению к хвостовой части самолета. Изогнутая передняя кромка 220 и изогнутая задняя кромка 222 плавно переходят из по существу прямых передней и задней кромок 212 и 216 соответственно, затем отклоняются дистально по существу по параболической кривой, приближаясь к направлению скорости свободного потока U 230, и после этого оканчиваются на концевом сегменте 234 BD. Как показано на Фиг. 2А, изогнутая передняя кромка 220 оканчивается на конце 228 передней кромки, а изогнутая задняя кромка 222 оканчивается на конце 232 задней кромки. Предпочтительно изогнутая передняя кромка 220 в большей степени согласуется с направлением скорости свободного потока U 230, чем изогнутая задняя кромка 222, так что конец 228 передней кромки является дальним относительно конца 232 задней кромки.

В варианте осуществления, показанном на Фиг. 2А, концевой сегмент 234 BD между концом 228 передней кромки и концом 232 задней кромки расположен на удалении от изогнутой задней кромки 222. В некоторых вариантах осуществления концевой сегмент 234 BD может иметь заданную длину и может быть отклонен на угол, по существу равный углу ΛTE 218 задней кромки 216. Базовая длина h 252 соответствует высоте конца передней кромки 228 над точкой 226 по задней кромке крыла 210 и поэтому может использоваться в качестве меры высоты концевого сегмента 234 BD над точкой 226. Предпочтительное отношение концевого сегмента 234 BD к длине h находится в диапазоне 0,15<BD/h<0,20, причем отношение имеет тенденцию к увеличению при более высоких значениях коэффициентов подъемной силы. Наблюдения показывают, что концевой сегмент 234 с конфигурацией показанного варианта осуществления преимущественно стабилизирует концевой вихрь.

Следует понимать, что концевая секция 200 крыла может быть применена к традиционным плоским крыльям, где изогнутая передняя кромка 220 и изогнутая задняя кромка 222 лежат в базовой плоскости крыла (т.е. в плоскости х'-у'). В таком варианте осуществления все крыло, исходящее из фюзеляжа самолета и оканчивающееся концевым сегментом 234, расположено по существу в одной и той же плоскости. В альтернативном варианте осуществления концевая секция 200 крыла может быть применена к традиционному винглету, где конец крыла выступает из базовой плоскости х'-у' в направлении z'. Кроме того, концевая секция 200 крыла может быть образована как единое целое с остальной частью крыла 210 или же может иметь отдельный узел, который крепится или присоединяется к концу крыла. Концевая секция 200 крыла может крепиться болтами, сваркой или любым другим способом крепления сегментов крыла.

На Фиг. 2 В представлен вид в поперечном сечении концевой секции 200 крыла по линии Р-Р на Фиг. 2A. Хорда, представленная пунктирной линией 236, проходит от изогнутой передней кромки 220 до изогнутой задней кромки 222 и ориентирована под углом относительно базовой линии x' 202. Распределение хорд согласуется с оптимальной аэродинамической нагрузкой на поверхность крыла. В одном варианте осуществления изогнутая задняя кромка 222 выполнена с возможностью поддержания требуемого распределения хорд для достижения эллиптического распределения нагрузки. В других вариантах осуществления секции аэродинамических профилей также могут быть включены в конкретные места, соответствующие линии местной хорды и распределению угла крутки.

Эти конструктивные особенности могут быть альтернативно описаны в математических терминах, где все размеры могут быть нормализованы относительно длины протяженности конца g 250. Длина g 250 протяженности конца представляет собой расстояние по прямой линии, на которое проходит задняя кромка после точки начала задней кромки 226 в геометрии 200 конца крыла. Как показано на Фиг. 2А, длина протяженности конца 250 представляет собой расстояние по направлению х' между точкой начала 226 конца крыла по задней кромке 222 и концом передней кромки 228. Как указано выше, базовая длина h 252 соответствует высоте длины протяженности конца и, таким образом, представляет собой расстояние у' от начала изогнутой концевой секции 200 крыла по задней кромке, точки 226, до конца передней кромки 228. Точки А, В, С, D и Е добавлены для определения базовых точек. Точка А 224 представляет собой точку, где передняя кромка 212 переходит в изогнутую переднюю кромку 220 и отклоняется от линии касательной к передней кромке 212. Базовая точка С 226 представляет собой соответствующую точку по задней кромке 216. Точка В 228 является концом изогнутой передней кромки 220, а точка D 232 является концом изогнутой задней кромки 222. Сегмент BD представляет собой концевой сегмент 234.

В некоторых вариантах осуществления изогнутую переднюю кромку 220 от точки А до точки В можно определить по формуле:

.

В одном варианте осуществления параметры М1 и m1, М2 и m2 изогнутой передней кромки выбирают с возможностью определения формы в плане, которая может обеспечить поддержание безотрывного обтекания и предотвратить отрыв потока. Таким образом, параметры выбирают так, чтобы создать плавный параболический переход от по существу прямой передней кромки 212 к требуемому концевому уклону в точке В 228. Требуемый уклон передней кромки dy/dx в точке В приближается к направлению свободного потока U 230 и может находиться в диапазоне от приблизительно 0,0 до приблизительно 0,1, а предпочтительно в диапазоне от приблизительно 0,03 до приблизительно 0,07. В одном варианте осуществления требуемый уклон передней кромки приближается к значению приблизительно 0,05. Для обеспечения оптимальных эксплуатационных характеристик, когда заданы хА, уА, g и ΛLE, M1 находится в диапазоне от приблизительно 0,4 до приблизительно 0,6, М2 находится в диапазоне от приблизительно 0,08 до приблизительно 0,12, m1 находится в диапазоне от приблизительно 3,6 до приблизительно 5,4, а m2 находится в диапазоне от приблизительно 5,2 до приблизительно 7,7. Предпочтительно М1 составляет приблизительно 0,5, М2 составляет приблизительно 0,1, m1 составляет приблизительно 4,5, а тг составляет приблизительно 6,5. Добавление двух степенных членов уравнения предпочтительно для обеспечения достаточного контроля наклона передней кромки dy/dx в точке В и для соответствия оптимальной форме кривизны передней кромки. Расчет включает по меньшей мере один степенной член для создания плавного параболического перехода от передней кромки к концевой точке В 228. Однако в других вариантах осуществления степенные члены можно удалять или добавлять для дальнейшего приближения к оптимальным эксплуатационным характеристикам.

Изогнутую заднюю кромку 222 от точки С до точки D можно определить по формуле:

.

В одном варианте осуществления параметры N1 и n1, N2 и n2 изогнутой задней кромки выбирают так, чтобы обеспечить надлежащее изменение хорды и контроль наклона задней кромки dy/dx при приближении к точке D. Параметры выбирают так, чтобы обеспечить плавный параболический переход от по существу прямой задней кромки 216 к изогнутой задней кромке 222 для достижения эллиптического распределения нагрузки на концевой 200 секции крыла. Кроме того, параметры могут выбирать так, чтобы контролировать сближение наклона задней кромки в точке D к направлению свободного потока 230. Например, в некоторых вариантах осуществления наклон задней кромки в точке D может находиться в диапазоне от приблизительно 0,0 до приблизительно 2,0. В одном варианте осуществления наклон задней кромки при приближении к точке D находится в диапазоне от приблизительно 0,06 до приблизительно 0,15 и составляет предпочтительно приблизительно 0,10. Для обеспечения оптимальных эксплуатационных характеристик, когда даны xC, yC, сегмент BD, h и ΛTE, N1 находится в диапазоне от приблизительно 0,08 до приблизительно 0,12, N2 находится в диапазоне от приблизительно 0,16 до приблизительно 0,24, n1 находится в диапазоне от приблизительно 2,8 до приблизительно 4,2, а n2 находится в диапазоне от приблизительно 3,6 до приблизительно 5,4. В частности, N1 составляет приблизительно 0,1, N2 составляет приблизительно 0,2, n1 составляет приблизительно 3,5, а n2 составляет приблизительно 4,5. Добавление двух степенных членов уравнения предпочтительно для обеспечения достаточного контроля нагрузки на концевую 200 секцию крыла и обеспечения надлежащего изменения хорды. Однако меньшее или большее число степенных членов можно удалять или добавлять для более тщательного контроля этих конструктивных особенностей. Следует понимать, что необходимо оставить по меньшей мере один степенной член для достижения параболического перехода от задней кромки к концу.

Концевой сегмент BD может иметь малый, но конечный размер, и может быть отклонен под углом, близким к углу задней кромки ΛTE 218. Данный концевой сегмент BD может способствовать стабилизации концевой завихренности и поддерживать положение вихря очень близко от конца 228 передней кромки, в точке В. Следует понимать, что длину сегмента BD можно определить с помощью других параметров, описанных выше в настоящем документе.

Кроме того, секции аэродинамических профилей могут иметь такие изгиб или крутку, чтобы поддерживать эллиптическое распределение нагрузки на концевой секции 200 крыла и предотвращать распределение потока по изогнутой передней кромке 220. Хорда крыла, представленная пунктирной линией 236, может быть выполнена в соответствии с приведенными выше параметрами для обеспечения требуемого распределения длин хорд. В некоторых вариантах осуществления аэродинамический профиль может дополнительно иметь крутку на угол , при этом хорда оказывается под углом относительно направления свободного потока 230. Крутка аэродинамического профиля может определяться углом поворота хорды профиля вокруг концевой задней кромки CDB относительно базовой плоскости крыла, т.е. плоскости х'-у'. В других вариантах осуществления формы аэродинамических профилей могут представлять собой модифицированные варианты аэродинамического профиля винглета, описанного в настоящем документе, без отступления от настоящего изобретения.

На Фиг. 3 представлен увеличенный вид со стороны задней кромки примера осуществления концевой секции 300 крыла 310, которая имеет кривизну по размаху, в соответствии с настоящим изобретением. Кривизна по размаху может быть определена изогнутым участком в направлении z' изогнутой задней кромки 322 концевой секции крыла 300 от базовой плоскости крыла х'-у'. В одном варианте осуществления изогнутый участок в направлении z', лежащий в плоскости y'-z', начинается по касательной от задней кромки крыла 316 в точке 326, затем отклоняется по параболе и оканчивается в конечной точке 332 задней кромки. Таким образом, в показанном варианте осуществления конец концевой секции крыла 300 является изогнутым и выходит из базовой плоскости x'-у', создавая таким образом поверхность конца крыла, которая является по существу цилиндрической до окончания задней кромки в точке 332. В другом варианте осуществления кривизна по размаху создает часть цилиндрической поверхности, которая может быть увеличена за счет суперпозиции кривизны и крутки аэродинамического профиля.

Типичный профиль крыла в соответствии с аспектами вариантов осуществления, описанных в настоящем документе, в том числе кривизной по размаху, может быть альтернативно описан в математических терминах. В некоторых вариантах осуществления крыло 310 может иметь небольшой уклон , угол поперечного V 350, от горизонтали 352, когда крыло приближается к концевой секции крыла 300. В некоторых вариантах осуществления концевая секция крыла 300 может также или альтернативно иметь такую кривизну по размаху, чтобы поддерживать прилипания потока, уменьшения срыва потока и сведения к минимуму преждевременного скручивания вихря вдоль внешней кромки концевой секции крыла 300.

Кривизну можно определить в отношении вертикального отклонения z изогнутой задней кромки CD от прямого продолжения задней кромки 316 крыла вдоль оси у' и можно определить по формуле:

, где .

В одном варианте осуществления параметры Р и р выбирают в комбинации с уклоном и круткой крыла так, чтобы определять несущую поверхность между определенными ранее изогнутой передней и изогнутой задней кромками. В одном примере осуществления, характеризующемся оптимальными эксплуатационными характеристиками, где даны xC, yC, сегмент BD, h и ΛTE, Р находится в диапазоне от приблизительно 0,12 до приблизительно 0,18, а p находится в диапазоне от приблизительно 2,0 до приблизительно 3,0. Предпочтительно P составляет приблизительно 0,15, а p составляет приблизительно 2,5. В других вариантах осуществления концевая секция крыла 300 может быть изогнута в противоположном направлении, или в положительном направлении z, в соответствии с теми же принципами, которые описаны в настоящем документе. Более того, в некоторых вариантах осуществления описанная выше комбинация параметров может быть определена в отношении формы крыла в плане (т.е. стреловидность и сужение) и аэродинамической нагрузки так, чтобы поддерживать эллиптическое распределение нагрузки и безотрывное обтекание на концевой секции крыла 300. Следует понимать, что описанные выше параметры конструкции могут устанавливаться в определенных пределах для обеспечения оптимальных эксплуатационных характеристик.

На Фиг. 4А представлен увеличенный вид сверху примера осуществления концевой секции 400 крыла 410 в соответствии с аспектами вариантов осуществления, описанных в настоящем документе. Крыло 410 имеет по существу прямую переднюю кромку 412, отклоненную в направлении хвостовой части под углом Λ1 414, и заднюю кромку 416, которая также является по существу прямой и отклонена в направлении хвостовой части под углом Λ2 418. В одном варианте осуществления концевая секция крыла 400 начинается в точке 424 по передней кромке 412 и в точке 426 по задней кромке 416. Точки 424 и 426 могут быть расположены на одинаковом расстоянии от фюзеляжа самолета, как в показанном варианте осуществления, или же могут быть расположены на разных расстояниях от фюзеляжа самолета. Например, в одном варианте осуществления точка 424 может быть расположена так, как показано, но точка 426 по задней кромке 416 может быть расположена дальше от фюзеляжа самолета. В показанном варианте осуществления концевая секция крыла 400 имеет изогнутую переднюю кромку 420 и изогнутую заднюю кромку 422. Изогнутая передняя кромка 420 отходит от линии, касательной к передней кромке 412, и плавно переходит по эллиптической кривой к конечной точке 428. Наклон изогнутой передней кромки 420 вблизи точки 428 приближается к направлению свободного потока U. Аналогичным образом, изогнутая задняя кромка 422 исходит по касательной от задней кромки 416 и изгибается в направлении хвостовой части по эллиптической кривой к конечной точке 432, где наклон изогнутой задней кромки 422 вблизи точки 432 приближается к направлению свободного потока U. Следует понимать, что наклон в направлении конца крыла по изогнутой передней кромке 420 и по изогнутой задней кромке 422 не обязательно является одинаковым.

В одном варианте осуществления концевой сегмент 434 между концом передней кромки 428 и концом задней кромки 432 может быть расположен на удалении от изогнутой задней кромки 422. В некоторых вариантах осуществления концевой сегмент 434 может иметь определенную длину и может быть отклонен на угол, по существу равный углу стреловидности по задней кромке 418. Предпочтительно концевой сегмент 434 имеет длину в диапазоне 015<CE/h<0,20, где отношение имеет тенденцию к увеличению при более высоких значениях коэффициентов подъемной силы. Наблюдения показывают, что концевой сегмент, такой как СЕ 434, преимущественно стабилизирует концевой вихрь.

Вариант осуществления, показанный на Фиг. 4А, можно также описать в математических терминах так, чтобы определить оптимальную конструкцию, которая обеспечивает поддержание безотрывного обтекания и предотвращает преждевременное скручивание вихря. Точки А, В, С, D и Е вместе с длинами C1, С2, h добавлены для ссылки. Как описано выше, точка А 424 и точка D 426 являются соответствующими точками начала изогнутой концевой части 400 крыла на передней кромке 412 и задней кромке 416. Точки С 428 и £432 являются соответствующими точками окончания изогнутой передней кромки 420 и изогнутой задней кромки 422 соответственно. Точка В представляет собой точку на изогнутой передней кромке 420, соответствующую такому же расстоянию по оси у', что и точка Е на изогнутой задней кромке 422. Базовая длина С1 представляет собой расстояние вдоль оси х' между базовыми точками А и D, а базовая длина С2 представляет собой расстояние вдоль оси х' между точками В и Е. Базовая высота h представляет собой расстояние по направлению оси у' от точки начала на задней кромке, точки D, до крайней конечной точки изогнутой концевой части, точки С. Базовое расстояние g представляет собой расстояние по направлению оси х' от точки D до конечной точки С изогнутой передней кромки.

Изогнутую переднюю кромку 420 от точки А до точки С можно определить по формуле:

.

В одном варианте осуществления параметры геометрии изогнутой передней кромки а1, b1, m1 и n1 выбирают так, чтобы определить такую форму в плане, которая обеспечивает поддержание безотрывного обтекания и уменьшает срыв потока, сводя к минимуму преждевременное скручивание вихря. Следует понимать, что добавления этих четырех параметров достаточно для обеспечения контроля кривизны передней кромки вблизи точки А и наклона контура в точке С, чтобы определить оптимальный контур передней кромки. В других вариантах осуществления дополнительные члены можно добавлять или убирать для дополнительного уточнения оптимальных параметров.

Параметры для определения размеров (g/C1), (h/C1), (dy/dx)C и 21) относятся к общим пропорциям формы в плане и задают рамки для оптимизации контуров как для передней кромки 420, так и для задней кромки 422. В одном примере осуществления, характеризующемся приемлемыми эксплуатационными характеристиками, (g/C1) находится в диапазоне от приблизительно 0,50 до приблизительно 0,80, (h/C1) находится в диапазоне от приблизительно 0,60 до приблизительно 1,00, (g/C1), (dy/dx)C находится в диапазоне от приблизительно 0,03 до приблизительно 0,07, а 21) находится в диапазоне от приблизительно 0,60 до приблизительно 0,70. В одном варианте осуществления (g/C1) составляет приблизительно 0,60, (h/C1) составляет приблизительно 0,70, (dy/dx)C составляет приблизительно 0,05, а 21) составляет приблизительно 0,65.

Параметры контура передней кромки (a1/C1), (b1/C1), m1 и n1 определяют контур передней кромки в установленных рамках для определения размеров. В одном примере осуществления, характеризующемся приемлемыми эксплуатационными характеристиками, (a1/C1) находится в диапазоне от приблизительно 1,50 до приблизительно 2,50, (b1/C1) находится в диапазоне от приблизительно 0,60 до приблизительно 0,90, m1 находится в диапазоне от приблизительно 2,0 до приблизительно 4,0, а n1 находится в диапазоне от приблизительно 1,50 до приблизительно 3,0. В одном варианте осуществления (a1/C1) составляет приблизительно 2,0, (b1/C1) составляет приблизительно 0,70, m1 составляет приблизительно 3,0, а n1 составляет приблизительно 2,0.

Изогнутую заднюю кромку 422 от точки D до точки Е можно определить по формуле:

В одном варианте осуществления кривизна передней кромки вблизи точки D и наклон контура вблизи точки Е определяют так, чтобы достичь распределения хорд по длине в соответствии с эллиптическим распределением нагрузки по форме в плане, чтобы свести к минимуму лобовое сопротивление, обеспечив оптимальные эксплуатационные характеристики.

Параметры для определения размеров (g/C1), (h/C1), (dy/dx)E и 21) относятся к общим пропорциям формы в плане и задают рамки для оптимизации контуров как для передней кромки 420, так и для задней кромки 422. Эти параметры для определения размеров, за исключением (dy/dx)E, были выбраны ранее, как описано выше для геометрии изогнутой передней кромки. Параметр для определения размеров (dy/dx)E является допустимым в диапазоне от приблизительно 0,06 до приблизительно 0,15 и предпочтительно составляет приблизительно 0,10. Таким образом, параметры контура (a2/C1), (b1/C1), m1 и n1 еще предстоит выбрать. Параметры контура задней кромки (a2/C1), (b2/C1), m2 и n2 определяют контур задней кромки в установленных рамках для определения размеров. В одном примере осуществления, характеризующемся приемлемыми эксплуатационными характеристиками, (a1/C1) находится в диапазоне от приблизительно 0,80 до приблизительно 1,50, (b2/C1) находится в диапазоне от приблизительно 0,30 до приблизительно 0,60, m2 находится в диапазоне от приблизительно 1,50 до приблизительно 2,50, а n2 находится в диапазоне от приблизительно 1,50 до приблизительно 2,50. В одном варианте осуществления (a2/C1) составляет приблизительно 1,0, (b2/C1) составляет приблизительно 0,40, m2 составляет приблизительно 2,0, а n2 составляет приблизительно 2,0.

В одном варианте осуществления концевой сегмент 434, сегмент СЕ, имеет малый, но конечный размер, и может быть отклонен под углом задней кромки Λ2. Концевой сегмент 434 может способствовать стабилизации концевой завихренности и поддерживать положение вихря вблизи от крайней конечной точки, точки Е. Специалистам в данной области будет понятно, что длина сегмента СЕ определяется описанными выше параметрами для определения размеров и контура.

На Фиг. 4В представлен вид в поперечном сечении секции аэродинамического профиля конца крыла 400, показанной на Фиг. 4А по линии М-М. Секция аэродинамического профиля может иметь кривизну и крутку для поддержания эллиптического распределения нагрузки на крайней точке и для предотвращения срыва потока на изогнутой передней кромке 420 с большим углом стреловидности. Крутку аэродинамического профиля можно определить по углу поворота хорды аэродинамического профиля вокруг концевой задней кромки CED относительно базовой плоскости крыла х'-у'. В других вариантах осуществления формы аэродинамических профилей могут представлять собой модифицированные варианты аэродинамического профиля винглета, описанного в настоящем документе, без отступления от настоящего изобретения.

На Фиг. 5 представлен увеличенный вид со стороны задней кромки примера осуществления изогнутой концевой секции 500 крыла 510, которая включает кривизну по размаху в соответствии с вариантами осуществления, описанными в настоящем документе. В некоторых вариантах осуществления крыло 510 может включать небольшой уклон, угол поперечного V 550, от горизонтали 552, когда крыло приближается к изогнутой концевой секции 500. В некоторых вариантах осуществления геометрия изогнутой концевой секции 500 может также или альтернативно включать кривизну несущей поверхности по размаху для поддержания прилипания потока, уменьшения срыва потока и сведения к минимуму преждевременного скручивания вихря вдоль внешней кромки изогнутой концевой секции 500.

Кривизну можно определить в терминах бокового отклонения z изогнутой задней кромки 522, CD, от прямого продолжения задней кромки 516 крыла, и можно определить по формуле:

,

где C1 представляет собой расстояние между точкой А 424 и точкой D 426, описанное выше в отношении Фиг. 4А. В одном варианте осуществления параметры Р и р выбирают в комбинации с уклоном и круткой аэродинамического профиля крыла и определяют несущую поверхность между определенными ранее изогнутой передней и изогнутой задней кромками. В одном примере осуществления, характеризующемся оптимальными эксплуатационными характеристиками, где даны параметры для определения размеров в соответствии с описанием выше, Р находится в диапазоне от приблизительно 0,10 до приблизительно 0,25 и р находится в диапазоне от приблизительно 2,0 до приблизительно 4,0. В частности, Р составляет приблизительно 0,15, а р составляет приблизительно 2,5. В других вариантах осуществления кривизна по размаху может альтернативно формироваться в противоположном, или положительном z, направлении. Описанная выше комбинация параметров может быть определена в отношении формы крыла в плане (т.е. стреловидность и сужение) и аэродинамической нагрузки с целью поддержания эллиптического распределения нагрузки и безотрывного обтекания на изогнутой концевой секции 500. Следует понимать, что параметры конструкции могут устанавливаться в определенных пределах для обеспечения оптимальных эксплуатационных характеристик.

На Фиг. 6А представлен вид в перспективе типичного крыла 610 с концевой секцией крыла 600 в соответствии с вариантами осуществления, описанными в настоящем документе, применительно к винглету 660. Конец крыла может быть завернут кверху в форме винглета 660, как более полно показано на Фиг. 6В. В некоторых вариантах осуществления винглет 660 может крепиться к концу крыла 610 и может иметь любую традиционную конструкцию. Например, в показанном варианте осуществления винглет 660 включает переходный участок 662 из плоскости крыла 610 в вертикальном направлении. Переходный участок 662 может представлять собой непрерывный переход, как показано, например, по постоянному радиусу, по параболической или эллиптической кривой. В некоторых вариантах осуществления переходный участок 662 может иметь прерывистую секцию. В варианте осуществления, показанном на Фиг. 6А-6В, конец винглета 660 после переходного участка 662 является по существу плоским. Кроме того, крыло 610 может находиться под углом 650 от горизонтали 652. Передняя кромка 612 и задняя кромка 616 являются по существу прямыми в пределах плоскости крыла 610 и через переходный участок 662 до перехода в концевую секцию крыла 600. В показанном варианте осуществления передняя кромка 612 и задняя кромка 616 просто переходят в вертикальное направление, таким образом формируя винглет 660.

Как и в варианте осуществления, показанном на Фиг. 6А, винглет 660 может включать изогнутую переднюю кромку 620, изогнутую заднюю кромку 622 и концевой сегмент 634. Изогнутая передняя кромка 620 обычно отклоняется от повернутой вверх касательной к передней кромке 612, а изогнутая задняя кромка 622 отклоняется от повернутой вверх касательной к задней кромке 616. Изогнутая передняя кромка 620 и изогнутая задняя кромка 622 могут иметь параболическую или эллиптическую форму. Следует понимать, что концевой сегмент 634 может быть преимущественно выполнен в соответствии с вариантами осуществления, описанными в настоящем документе. Кроме того, винглет 660 может включать в себя аспекты кривизны по размаху, как показано на Фиг. 6В. В показанном варианте осуществления изогнутая концевая секция крыла 600 включает только часть винглета 660 и предпочтительно расположена в конце винглета после переходного участка 662.

На Фиг. 7 представлен вид в перспективе самолета 700, содержащего пример осуществления воздушного винта 702, в соответствии с настоящим изобретением. Как показано на Фиг. 7А, геометрия конца воздушного винта включает изогнутую переднюю кромку 704, изогнутую заднюю кромку 706 и концевой сегмент 708. Изогнутые кромки 704, 706 плавно переходят от корпуса 710 лопасти воздушного винта. В некоторых вариант осуществления изогнутая передняя кромка 704 может быть выполнена в соответствии с вариантами осуществления, описанными в настоящем документе. Изогнутая передняя кромка 704 может иметь параболическую или эллиптическую форму и может быть выполнена с возможностью поддержания безотрывного обтекания воздухом и уменьшения срыва потока. Дополнительно изогнутая задняя кромка 706 также может быть выполнена в соответствии с вариантами осуществления, описанными в настоящем документе, и иметь параболический или эллиптический контур так, чтобы обеспечивать надлежащее изменение хорды и контроль за наклоном задней кромки на конце воздушного винта 702. Как показано на Фиг. 7-7А, концевой сегмент 708 соединяет конец изогнутой передней кромки 704 и конец изогнутой задней кромки 706. Концевой сегмент 708 обычно имеет конечный размер и отклонен под углом так, чтобы стабилизировать концевую завихренность и поддерживать положение сбегающего вихря на конце воздушного винта 702. Следует понимать, что параметры конструкции для воздушного винта 702 являются по существу такими же, что и для различных вариантов осуществления, описанных выше. Более того, в других вариантах осуществления различные варианты осуществления, описанные в настоящем документе, могут применяться к летательному аппарату с двумя воздушными винтами, в которых воздушные винты могут крепиться к крыльям летательного аппарата.

На Фиг. 8 представлен вид в перспективе вертолета 800, содержащий пример осуществления несущего винта 802 в соответствии с настоящим изобретением. Как показано на Фиг. 8А, геометрия конца лопасти несущего винта может включать изогнутую переднюю кромку 804, изогнутую заднюю кромку 806 и концевой сегмент 808. Изогнутые кромки 804, 806 плавно переходят из корпуса лопасти несущего винта 810. В некоторых вариантах осуществления изогнутая передняя кромка 804 может иметь параболическую или эллиптическую форму и выполнена в соответствии с аспектами описанных выше вариантов осуществления так, чтобы поддерживать безотрывное обтекание и уменьшение срыва потока. Дополнительно изогнутая задняя кромка 806 также может быть выполнена параболической или эллиптической, но может быть выполнена с различными параметрами в соответствии с аспектами настоящего изобретения так, чтобы поддерживать надлежащее изменение хорды и контролировать наклон задней кромки на конце несущего винта 802. Концевой сегмент 808 обычно соединяет конец изогнутой передней кромки 804 и конец изогнутой задней кромки 806, как показано на Фиг. 8А. Как правило, концевой сегмент 808 имеет конечный размер и отклонен под углом так, чтобы стабилизировать концевую завихренность и поддерживать положение сбегающего вихря на конце лопасти несущего винта 802. Следует понимать, что параметры конструкции для несущего винта 802 являются по существу такими же, что и для различных вариантов осуществления, описанных выше.

Специалистам в данной области будет понятно, что в некоторых вариантах осуществления сопряженный, или раздвоенный, винглет может использоваться для очень значительного уменьшения лобового сопротивления и достижения улучшений в других аспектах эксплуатационных характеристик самолета. Кроме того, описанные в настоящем документе варианты осуществления раздвоенного винглета обеспечивают дополнительные преимущества в характеристиках по существу без необходимости каких-либо изменений в несущей конструкции помимо требуемых базовой конструкцией сопряженного винглета. Как правило, описанные ниже варианты осуществления раздвоенного винглета предусматривают включение дополнительной поверхности, или подкрыльного стабилизатора, под плоскостью хорд крыла. В одном варианте осуществления подкрыльный стабилизатор выполнен как единое целое с изогнутым винглетом. В другом варианте осуществления подкрыльный стабилизатор является дополнительным компонентом к существующему винглету.

На Фиг. 9А-9С представлен пример осуществления раздвоенного винглета 900. На Фиг. 9А представлен вид спереди раздвоенного винглета 900, включающего подкрыльный стабилизатор 902 и верхний винглет 906. На Фиг. 9В представлен вид снизу раздвоенного винглета 900 и нижней поверхности подкрыльного стабилизатора 902, показанных на Фиг. 9А. На Фиг. 9С представлен вид сбоку раздвоенного винглета 900 и верхней поверхности подкрыльного стабилизатора 902. В варианте осуществления, показанном на Фиг. 9А-9С, раздвоенный винглет 900 включает основную поверхность, прикрепленную к крылу 904 в точке А, и дополнительно включает почти плоскую внешнюю поверхность В, концевую часть С и переходный участок А-В между крылом 904 и внешней панелью винглета 900. Подкрыльный стабилизатор 902 выступает ниже плоскости хорд крыла 904 и включает нижнюю поверхность D.

В одном примере осуществления параметры, влияющие на геометрию раздвоенного винглета 900, могут варьировать в пределах типичных диапазонов (т.е. размер (h1), наклон 1), стреловидность 1), кривизна (ε) и крутка (θ)) без значительного ущерба для оптимизации нижней поверхности D или общих характеристик раздвоенного винглета 900. Концевая часть С и геометрия каждой поверхности могут быть выполнены по отдельности так, чтобы обеспечивать эллиптическое распределение нагрузки на конце в соответствии с нагрузкой на каждой поверхности раздвоенного винглета 900.

Внешняя панель В выполнена с возможностью несения большей части нагрузки во время работы раздвоенного винглета 900. В варианте осуществления, показанном на Фиг. 9А, внешняя панель В является по существу плоской и выступает вверх от конца крыла 904 под углом наклона ф1. Передняя кромка 910 внешней панели В отклонена в направлении хвостовой части под углом Λ1. Внешняя панель В проходит на высоту h1 над плоскостью крыла 904. Переходный участок А-В между крылом 904 и внешней панелью В выполнен с возможностью сведения к минимуму аэродинамической интерференции. В одном примере осуществления переходный участок А-В включает почти радиальную кривую, имеющую радиус кривизны r. В дополнительном примере осуществления концевая часть С оптимизирована для обеспечения эллиптического распределения нагрузки на конце, как упомянуто выше.

Нижняя поверхность D имеет размеры и ориентацию, соответствующие определенным физическим ограничениям, и оптимизирована для обеспечения нагрузки, соответствующей максимальной выгоде при минимальном воздействии на изгибающий момент крыла. Как показано на Фиг. 9А и 9С, подкрыльный стабилизатор 902 выступает от переходного участка А-В раздвоенного винглета 900 с углом наклона ф2 и проходит ниже плоскости крыла 904 на расстояние h2.

Во время работы раздвоенного винглета 900 преимуществом является то, что лобовое сопротивление снижается по сравнению с сопряженным винглетом, имеющим основную поверхность такого же размера, что и основная поверхность В. В некоторых вариантах осуществления, в которых нижняя поверхность D имеет высоту, равную приблизительно 0,4 высоты основной поверхности В (т.е. h2=0,4×h1), лобовое сопротивление можно снизить по существу на 2% или более. Другие аэродинамические характеристики улучшаются аналогичным образом, что дает в результате большие высоты крейсерского полета, меньшее время набора высоты, улучшенный запас по бафтингу, меньший шум и более высокие пределы веса на втором этапе взлета без каких-либо неблагоприятных последствий для управляемости самолета и его пилотажных качеств.

Специалистам в данной области будет понятно, что любое улучшение характеристик жесткости конструкции крыла 904 создает дополнительные преимущества в плане лобового сопротивления, соответствующие уменьшению аэроупругого закручивания крыла. Таким образом, преимущества в плане лобового сопротивления можно увеличить, если крыло 904 имеет конструктивный запас прочности или если крыло 904 можно конструктивно модифицировать, чтобы обеспечить увеличенный изгибающий момент. Следует понимать, что компромисс между модификацией крыла и снижением лобового сопротивления может быть благоприятным для незначительного увеличения изгибающего момента сверх того, который создается одним винглетом.

В некоторых вариантах осуществления подкрыльный стабилизатор 902 может быть выполнен исходящим от плоскости крыла 904 по существу из той же точки по размаху крыла, что и верхний винглет 906. В других вариантах осуществления подкрыльный стабилизатор 902 может быть выполнен с возможностью исходить из других точек на винглете 900, в том числе из точек на переходном участке А-В или нижней поверхности внешней панели В. В одном примере осуществления подкрыльный стабилизатор 902 может быть выполнен с возможностью исходить из общей середины переходного участка А-В.

В некоторых вариантах осуществления верхний винглет 906 может непрерывно переходить из крыла 904. В одном примере осуществления, показанном на Фиг. 9С, верхний винглет 906 включает переходный участок 914, который плавно проходит от верхней и нижней поверхностей крыла 904 по передней и задней кромкам крыла 904, так что верхний винглет 906 плавно сливается с поверхностями и кромками крыла 904. Переходный участок 914 верхнего винглета 906 непрерывно и плавно изгибается в направлении вертикали, образуя неразрывный переход от профиля крыла 904 к по существу плоскому профилю верхнего винглета 906, как показано на Фиг. 9А. Верхний винглет 906 проходит в плоскости от переходного участка 914 под углом ф1 относительно вертикали и оканчивается на концевой части винглета 916. Как наилучшим образом показано на Фиг. 9С, передняя кромка 910 включает по существу линейный участок 912, отклоненный под углом Λ1. Как показано на Фиг. 9С, передняя кромка 910 непрерывно и плавно переходит от передней кромки крыла 904 вдоль переходного участка 914 до по существу линейного участка 912. На верхнем конце линейного участка 912 передняя кромка 910 продолжается по кривой траектории, переходя в концевую часть винглета 916, так что передняя кромка 910 изогнута в направлении воздушного потока 918, который по существу параллелен фюзеляжу самолета 102, как показано на Фиг. 1. Как показано на Фиг. 9В-9С, задняя кромка 920 является по существу линейной и переходит в кривую, направленную по траектории вверх, так что задняя кромка 920 непрерывно переходит от задней кромки крыла 904 в концевую часть винглета 916. Однако в других вариантах осуществления верхний винглет 906 может иметь большую стреловидность и сужение, чем крыло 904.

Как показано на Фиг. 9А-9С, подкрыльный стабилизатор 902 по существу представляет собой плоский выступ под верхним винглетом 906, который проходит ниже плоскости крыла 904 под углом ф2 относительно вертикали. Как наилучшим образом показано на Фиг. 9С, подкрыльный стабилизатор 902 по существу имеет форму крыла, так что подкрыльный стабилизатор 902 имеет стреловидность и сужение. Подкрыльный стабилизатор 902 дополнительно включает переднюю кромку 922, которая проходит по существу линейно от верхнего винглета 906, затем проходит по непрерывной кривой в направлении воздушного потока 918 и после этого оканчивается на конце 928 подкрыльного стабилизатора. В других вариантах осуществления передняя кромка 922 может быть изогнута для уменьшения каких-либо нарушений непрерывности между поверхностями крыла 904 и подкрыльного стабилизатора 902. Таким образом, в некоторых вариантах осуществления передняя кромка 922 может быть расположена ближе к передней кромке 910 верхнего винглета 906, затем может проходить от верхнего винглета 906 и после этого оканчиваться на конце 928 подкрыльного стабилизатора.

В варианте осуществления, показанном на Фиг. 9В-9С, задняя кромка 924 подкрыльного стабилизатора 902 является по существу линейной, проходит непосредственно от верхнего винглета 906 и оканчивается на конце 928 подкрыльного стабилизатора. В некоторых вариантах осуществления задняя кромка 924 может быть изогнута, как описано выше в связи с передней кромкой 922. Следует понимать, что придание задней кромке 924 формы кривой служит для уменьшения каких-либо нарушений непрерывности между задней кромкой 920 верхнего винглета 906 и задней кромкой 924 подкрыльного стабилизатора 902. Кроме того, длина хорды подкрыльного стабилизатора 902 в точке крепления к верхнему винглету 906 может быть равна длине хорды верхнего винглета 906 в точке крепления или может быть меньше этой длины. Как показано на Фиг. 9В-9С, длина хорды подкрыльного стабилизатора 902 меньше длины хорды верхнего винглета 906 в точке крепления. Задняя кромка 924 подкрыльного стабилизатора 902 исходит из точки на задней кромке 920 верхнего винглета 906, а передняя кромка 922 подкрыльного стабилизатора 902 исходит из нижней поверхности верхнего винглета 906.

В одном примере осуществления раздвоенный винглет 900 интегрирован таким образом, что верхний винглет 906 и подкрыльный стабилизатор 902 образуют непрерывную конструкцию конца крыла. Таким образом, верхний винглет 906 включает выступающую направленную вверх поверхность, а подкрыльный стабилизатор 902 включает нижнюю выступающую поверхность. В некоторых вариантах осуществления подкрыльный стабилизатор 902 может выступать от нижней поверхности верхнего винглета 906 с практически линейным профилем, как показано на Фиг. 9А. Пересечение верхнего винглета 906 и подкрыльного стабилизатора 902 может быть непрерывным так, чтобы формировать сопряженное пересечение, таким образом сводя к минимуму аэродинамическую интерференцию и формируя оптимальную нагрузку. В других вариантах осуществления верхний винглет 906 и подкрыльный стабилизатор 902 могут исходить из одной и той же точки по размаху крыла 904.

В некоторых вариантах осуществления подкрыльный стабилизатор 902 может представлять собой компонент, отдельный от верхнего винглета 906, и крепиться либо к крылу 904, либо к верхнему винглету 906. Подкрыльный стабилизатор 902 может крепиться к концу крыла 904 болтами или другими способами. Подкрыльный стабилизатор 902 может дополнительно иметь нижнюю поверхность D, которая является по существу линейной. В некоторых вариантах осуществления подкрыльный стабилизатор 902 может крепиться к верхнему винглету 906 вблизи середины переходного участка А-В, так чтобы подкрыльный стабилизатор 902 проходил под крылом 904.

На Фиг. 10 показан пример распределения нагрузок 1000 для крыла 1004, которое включает раздвоенный винглет 1006, в соответствии с геометрией и конструкторскими решениями, описанными выше в отношении Фиг. 9А-9С. Раздвоенный винглет 1006 содержит верхний винглет 1008 и подкрыльный стабилизатор 1010. Следует понимать, что раздвоенный винглет 1006 по существу аналогичен раздвоенному винглету 900, и поэтому верхний винглет 1008 имеет основную поверхность В, а подкрыльный стабилизатор 1010 имеет нижнюю поверхность D. Как показано на Фиг. 10, распределение нагрузок 1000 оптимизировано таким образом, что нагрузка на основную поверхность В направлена к борту самолета, а нагрузка на нижнюю поверхность D направлена от борта. Следует понимать, что распределение нагрузок 1000 обеспечивает по существу максимальное преимущество в плане лобового сопротивления для любой комбинации размеров основной и нижней поверхностей, для которой нагрузки не превышают конструктивную прочность крыла 1004. Распределение нагрузки на основную поверхность В и нагрузки на нижнюю поверхность D является по существу эллиптическим. Как показано на Фиг. 10, нагрузка в конце основной поверхности В и нижней поверхности D, обозначенная соответственно и , является наибольшей в начале каждой поверхности и приближается к нулю на конце каждой поверхности. Нагрузка на каждую поверхность на конце крыла 1004, обозначенная , по существу равна сумме нагрузок в начале основной поверхности В и нижней поверхности D (т.е.).

На Фиг. 11А-11В показан пример осуществления интегрированного раздвоенного винглета 1100 в соответствии с настоящим изобретением. На Фиг. 11А показан пример вида спереди винглета 1100, а на Фиг. 11В показан пример вида сбоку. Пример интегрированного раздвоенного винглета 1100 считается единым узлом, который может крепиться непосредственно к концу крыла в точке А. Однако специалистам в данной области будет понятно, что интегрированный раздвоенный винглет легко разделяется на две или более частей, в том числе первый, верхний элемент 1102, который очень похож на сопряженный винглет, и второй, нижний элемент 1103, подкрыльный стабилизатор, который можно прикреплять к верхнему элементу 1102 на переходном участке между концом крыла и верхним элементом винглета 1102 (т.е. на переходном участке ВС).

Как правило, верхний элемент 1102 включает соединительный участок (АВ), переходный участок (ВС) и участок лопасти (CD). Соединительный участок АВ выполнен с возможностью установки раздвоенного винглета на существующий конец крыла и обычно соответствует поверхности крыла, проходящей от точки А. На виде сверху соединительный участок АВ является по существу трапециевидным. Переходный участок ВС обеспечивает непрерывную переходную поверхность между продолжением поверхности крыла в точке В и участком лопасти в точке С. В варианте осуществления, показанном на Фиг. 11А, переходный участок ВС имеет радиус кривизны R. В некоторых вариантах осуществления кривизна переходного участка ВС может изменяться. Участок лопасти CD является по существу плоским и выполнен с возможностью несения большей части нагрузки. Различные секции верхнего элемента 1102 соединены последовательно, так что верхний элемент 1102 имеет непрерывные кривые верхней кромки и задней кромки, которые ограничивают верхнюю и нижнюю поверхности верхнего элемента 1102 так, что образуют сплошной корпус с поперечным сечением аэродинамического профиля.

Как упомянуто выше, в некоторых вариантах осуществления переходный участок ВС может иметь переменный радиус по своей длине. Таким образом, переходный участок ВС можно описать в понятиях среднего радиуса RA и минимального радиуса RM в любой точке вдоль этого перехода. Переходный участок ВС верхнего элемента 1102 может иметь средний радиус кривизны RA главной образующей по размаху и минимальный радиус кривизны в любой точке RM, который отвечает следующим критериям:

,

где KA предпочтительно находится в диапазоне от 0,25 до 0,7, а более предпочтительно - в диапазоне от 0,25 до 0,35. Отношение минимального радиуса к среднему радиусу RM/RA предпочтительно находится в диапазоне от 0,3 до 1,0, а более предпочтительно - в диапазоне от 0,5 до 1,0.

Геометрия аэродинамического профиля переходного участка ВС вблизи передней кромки ограничена следующими отношениями между углом стреловидности передней кромки Λ, кривизной носовой части аэродинамического профиля η и протяженностью кривизны носовой части по хорде ξT:

Нижний элемент 1103 обычно содержит подкрыльный стабилизатор EF. Нижний элемент 1103 обычно имеет часть в виде крыла, прикрепленного к верхнему элементу 1102. Нижний элемент 1103 может крепиться к верхнему элементу 1102 на переходном участке ВС по существу под углом 90°, что облегчает регулировку нижнего элемента 1103 относительно местного вектора крыла.

Общая геометрия как верхнего элемента 1102 (обозначен нижним индексом 1), так и нижнего элемента 1103 (обозначен нижним индексом 2) определяется высотой от плоскости крыла (h1 и h2);

углом наклона (ф1, ф2);

углом атаки (i1, i2);

углом стреловидности (Λ1; Λ2) и сужением лопасти (λ1, λ2). Следует понимать, что геометрия определяет аэродинамическую нагрузку, которая крайне важна для улучшения летно-технических характеристик самолета. Как правило, геометрические параметры выбирают так, чтобы свести к минимуму лобовое сопротивление без каких-либо конструктивных изменений или изменений веса, которые могли бы нейтрализовать или уменьшить преимущества в отношении лобового сопротивления или же негативно повлиять на другие характеристики. Результатом процесса оптимизации является оптимальная комбинация независимых геометрических параметров с соблюдением ограничений, налагаемых на зависимые расчетные параметры, выбранные для данного варианта применения. Определенные выше параметры представляют собой преимущественно независимые параметры, хотя в некоторых вариантах применения они могут рассматриваться как зависимые. Дополнительные зависимые параметры могут включать коэффициент разделения нагрузки, допустимый изгибающий момент крыла, степень конструктивной модификации, размер винглета, эксплуатационные ограничения самолета, экономические и бизнес-требования, а также адаптируемость. Как правило, проектные ограничения по оптимизации раздвоенного сопряженного винглета 1100 являются более сложными, чем для технологии традиционного сопряженного винглета.

Каждый из верхнего и нижнего элементов 1102, 1103 ориентирован под углом наклона относительно нормали крыла. Угол наклона верхнего элемента 1102 обычно находится в диапазоне от нуля до пятидесяти градусов (т.е. 0°<ф1<50°), а угол наклона нижнего элемента 1103 находится в диапазоне от девяноста до ста восьмидесяти градусов (т.е. 90°<ф2<180°).

Каждый из первого и второго элементов 1102, 1103 включает практически плоский сужающийся участок. Эти секции имеют коэффициент сужения в диапазоне от приблизительно 0,28 до 0,33 для первого элемента (т.е. 0,28<λ1<0,33) и от приблизительно 0,33 до 0,4 для второго элемента (т.е. 0,33<λ2<0,4). Раздвоенный винглет имеет площадь поверхности, соответствующую расчетному коэффициенту подъемной силы СL в диапазоне от приблизительно 0,6 до 0,7 (т.е. 0,6<CL<0,7), и относительную толщину, соответствующую коэффициенту подъемной силы секции, которая отвечает следующим критериям при проектных условиях эксплуатации:

Передняя кромка и кривые каждого из как верхнего, так и нижнего элементов 1102, 1103 монотонно изменяются в зависимости от угла стреловидности передней кромки (Λ1; Λ2) до 65°. Кривые передней кромки и углы стреловидности коррелируют с кривизной носовой части аэродинамического профиля, так чтобы по существу предотвращать или уменьшать образование вихрей на передней кромке. Элементы 1102, 1103 могут иметь ограничения по углу наклона, кривизне, высоте или площади поверхности так, чтобы оптимизировать рабочие характеристики в диапазоне режимов полета с минимальным воздействием на требования к конструкции крыла, которые влияют на вес, стоимость или экономические характеристики самолета.

На Фиг. 12 показан другой вариант осуществления конструкции раздвоенного винглета. Как показано на Фиг. 12, раздвоенный винглет 1200 включает непрерывное продолжение крыла 1202 с переходом в верхнюю секцию 1204, проходящую над плоскостью крыла 1202, и нижнюю секцию 1206, проходящую под плоскостью крыла 1202. Передние кромки верхней и нижней секций 1204, 1206 исходят из общей точки на передней кромке конца крыла 1202. Задние кромки верхней и нижней секций 1204, 1206 аналогичным образом исходят из общей точки на задней кромке конца крыла. Передние кромки верхней и нижней секций 1204, 1206 могут иметь по существу линейную часть с плавным изогнутым переходом от крыла 1202 к линейной части. Концы винглета на верхней и нижней секциях 1204, 1206 могут иметь изогнутый участок в направлении 1208 свободного воздушного потока. Задние кромки могут, как правило, выступать линейно к соответствующим концам секций 1204, 1206 винглета. В некоторых вариантах осуществления задняя кромка любой из верхней и нижней секций 1204, 1206 или обеих секций может дополнительно включать изогнутую часть, проходящую из общей точки. Следует понимать, что изогнутые части уменьшают длину хорды соответствующих секций 1204, 1206, так что верхняя и нижняя секции 1204, 1206 имеют переменное сужение и, таким образом, могут быть больше вдоль части секций 1204, 1206, чем от крыла. В одном варианте осуществления верхняя поверхность крыла 1202 непрерывно переходит в верхнюю поверхность секции 1204, а нижняя поверхность крыла 1202 непрерывно переходит в нижнюю поверхность секции 1206. В другом варианте осуществления раздвоенный винглет 1200 дополнительно имеет непрерывное соединение между нижней поверхностью секции 1204 и верхней поверхностью секции 1206.

На Фиг. 13 показан пример осуществления раздвоенного винглета 1300, имеющего верхнюю секцию 1304 и нижнюю секцию 1306. Раздвоенный винглет 1300 по существу аналогичен раздвоенному винглету 1200, показанному на Фиг. 12, за исключением того, что раздвоенный винглет 1300 имеет другую концевую часть 1302. В некоторых вариантах осуществления верхняя и нижняя секции 1304, 1306 могут иметь различные конструктивные особенности, в том числе, в качестве не имеющего ограничительного характера примера, переднюю и заднюю кромки, контуры поверхности винглета, переходный профиль между винглетом и крылом и концевые профили винглета. Как было описано выше, передняя и задняя кромки секций винглета 1304, 1306 могут иметь непрерывные продолжения передней и задней кромок крыла. Кроме того, сужение секций 1304, 1306 также может быть больше сужения крыла и может быть переменным по своей длине. В некоторых вариантах осуществления, в которых используются непрерывные конструкции передней и задней кромок, переход к большему сужению может происходить либо по передней кромке, либо по задней кромке, либо по комбинации обеих кромок. В других вариантах осуществления нижняя секция 1306 (т.е. подкрыльный стабилизатор) может иметь такой же размах по хорде, что и верхняя секция 1304 и крыло, или же может быть уменьшена, так что передняя кромка и/или задняя кромка секции 1306 проходит от нижней поверхности либо крыла, либо верхней секции 1304. В некоторых вариантах осуществления концевая часть 1302 может иметь различные формы или изгибы в зависимости от варианта применения. В варианте осуществления, показанном на Фиг. 13, между передней и задней кромками секций 1304, 1306 добавлена дополнительная концевая кромка 1308. В некоторых вариантах осуществления любая из верхней и нижней кромок или обе кромки могут иметь изогнутый участок в направлении 1310 свободного воздушного потока.

На Фиг. 14 представлен пример условий эксплуатации 1400, в котором самолет 1404 содержит раздвоенный винглет 1408, установленный на крыло 1412 самолета в соответствии с одним вариантом осуществления настоящего изобретения. Раздвоенный винглет 1408 имеет верхний винглет 1416, проходящий от конца крыла 1412 над плоскостью хорд крыла, и подкрыльный стабилизатор 1420, выступающий ниже плоскости хорд от нижней поверхности верхнего винглета 1416. Раздвоенный винглет 1408, показанный на Фиг. 14, по существу аналогичен раздвоенному винглету 900, показанному на Фиг. 9А-9С, за исключением того, что раздвоенный винглет 1408 имеет концевую часть 1424 верхнего винглета и концевую часть 1428 подкрыльного стабилизатора, обе из которых похожи на изогнутую лопасть, описанную более подробно в отношении Фиг. 15-16. Однако следует понимать, что в зависимости от предполагаемого варианта применения концевые части 1424, 1428 могут включать различные комбинации сегментов, изгибов или других геометрических форм, при этом не выходя за рамки сущности и объема настоящего изобретения.

На Фиг. 15А-15С показан пример осуществления раздвоенного винглета 1500, выполненного с возможностью установки на конец 1504 крыла самолета в соответствии с настоящим изобретением. Раздвоенный винглет 1500 имеет верхний винглет 1512, проходящий от конца крыла 1504 над плоскостью хорд крыла, и подкрыльный стабилизатор 1516, выступающий ниже плоскости хорд от нижней поверхности 1520 верхнего винглета 1512. Раздвоенный винглет 1500, показанный на Фиг. 15А-15С, по существу аналогичен раздвоенному винглету 900 на Фиг. 9А-9С, за исключением того, что раздвоенный винглет 1500 имеет концевую часть 1524 верхнего винглета и концевую часть 1528 подкрыльного стабилизатора, как описано ниже.

Аналогично верхнему винглету 906 верхний винглет 1512 обычно имеет переходный участок 1532, который загнут вверх от конца крыла 1504 с переходом в по существу плоский участок 1536. В одном примере осуществления переходный участок 1532 имеет по существу постоянный радиус кривизны между концом крыла 1504 и плоским участком 1536. В другом варианте осуществления переходный участок 1532 имеет два или более радиусов кривизны по своей длине 1532 между концом крыла 1504 и плоским участком 1536. В других вариантах осуществления переходный участок 1532 может иметь непрерывно изменяющийся радиус кривизны по своей длине 1532 между концом крыла 1504 и плоским участком 1536. В некоторых других вариантах осуществления переходный участок 1532 может включать по существу нелинейную кривизну по своей длине 1532 между концом крыла 1504 и плоским участком 1536.

Верхний винглет 1512 дополнительно имеет верхнюю поверхность 1540 и нижнюю поверхность 1544, проксимально ограниченные передней кромкой 1548 и дистально ограниченные задней кромкой 1552. Верхняя поверхность 1540 и нижняя поверхность 1544 верхнего винглета 1512 являются соответствующими плавными продолжениями верхней и нижней поверхностей конца крыла 1504, так что передняя и задняя кромки 1548, 1552 верхнего винглета 1512 являются непрерывными продолжениями соответственно передней кромки и задней кромки крыла 1504. Как показано на Фиг. 15С, передняя кромка 1548 и задняя кромка 1552 включают по существу линейные участки, которые отклонены в направлении воздушного потока 1556, которое по существу параллельно плоскости хорд крыла 1504. Передняя и задняя кромки 1548, 1552 сходятся в концевой части 1524 верхнего винглета.

В показанном варианте осуществления концевая часть 1524 верхнего винглета включает первый изогнутый участок 1560 передней кромки 1548, имеющей первый радиус, и второй изогнутый участок 1564 задней кромки 1552, имеющей второй радиус. Как показано наилучшим образом на Фиг. 15С, первый и второй изогнутые участки 1560, 1564 задают ориентацию передней и задней кромок 1548, 1552 в направлении воздушного потока 1556 так, чтобы сходиться по существу к точке 1568, дальней от конца крыла 1504 самолета. Следует понимать, что первый и второй изогнутые участки 1560, 1564 придают концевой части 1524 верхнего винглета форму изогнутой лопасти. В другом варианте осуществления первый и второй изогнутые участки 1560, 1564 могут быть значительно меньше, чем показано на Фиг. 15С, и в сочетании с подходящими линейными сегментами могут, таким образом, определять концевую часть 1524 верхнего винглета в виде любых из различных дистально ориентированных выступов. В некоторых вариантах осуществления каждый из первого и второго изогнутых участков 1560, 1564 может представлять собой сложную кривую, имеющую два или более различных радиуса, так что передняя и задняя кромки 1548, 1552 сходятся в точке 1568. В других вариантах осуществления каждый из первого и второго изогнутых участков 1560, 1564 может иметь непрерывно изменяющийся радиус кривизны по каждому из изогнутых участков 1560, 1564, так что передняя и задняя кромки 1548, 1552 сходятся в точке 1568. В некоторых других вариантах осуществления концевая часть 1524 верхнего винглета может включать части, отличные от показанных и описанных в настоящем документе, без отступления от настоящего изобретения.

Как также показано на Фиг. 15А, следует отметить, что подкрыльный стабилизатор 1516 выступает под плоскостью хорд от нижней поверхности 1544 переходного участка 1532. Аналогично подкрыльному стабилизатору 902 подкрыльный стабилизатор 1516 имеет верхнюю поверхность 1572 и нижнюю поверхность 1576, проксимально ограниченные передней кромкой 1580 и дистально ограниченные задней кромкой 1584. Передняя и задняя кромки 1580, 1584 имеют по существу линейные участки, которые отклонены в направлении воздушного потока 1556 и затем сходятся в концевой части 1528 подкрыльного стабилизатора.

Концевая часть 1528 подкрыльного стабилизатора по существу аналогична концевой части 1524 верхнего винглета, за исключением того, что концевая часть 1528 подкрыльного стабилизатора обычно меньше по размеру вследствие меньших размеров подкрыльного стабилизатора 1516 по сравнению с верхним винглетом 1512. Аналогично концевой части 1524 верхнего винглета, в показанном варианте осуществления концевой части 1528 подкрыльного стабилизатора передняя кромка 1580 и задняя кромка 1584 изогнуты в направлении воздушного потока 1556 и затем оканчиваются по существу к точке 1558, дальней от конца крыла 1504 самолета. Следует понимать, что в других вариантах осуществления концевая часть 1528 подкрыльного стабилизатора может включать широкое разнообразие частей, отличных от показанных и описанных в настоящем документе, без отступления от настоящего изобретения.

В варианте осуществления, показанном на Фиг. 15С-15С, передняя кромка 1580 подкрыльного стабилизатора 1516 плавно переходит в нижнюю поверхность 1544 верхнего винглета 1512 на удалении от передней кромки 1548 верхнего винглета 1512, а задняя кромка 1584 плавно переходит в заднюю кромку 1552 верхнего винглета 1512. В некоторых вариантах осуществления передняя кромка 1548 верхнего винглета 1512 и передняя кромка 1580 подкрыльного стабилизатора 1516 сливаются на переходном участке 1532, так что передние кромки 1548, 1580 являются непрерывными продолжениями передней кромки крыла 1504. В некоторых вариантах осуществления задняя кромка 1552 верхнего винглета 1512 и задняя кромка 1584 подкрыльного стабилизатора 1516 сливаются на переходном участке 1532, так что задние кромки 1552, 1584 являются непрерывными продолжениями задней кромки крыла 1504. Следует понимать, что подкрыльный стабилизатор 1516 может присоединяться к верхнему винглету 1512 в разнообразных конфигурациях и, таким образом, создавать различные отношения между кромками верхнего винглета 1512, подкрыльного стабилизатора 1516 и крыла 1504 без отклонения от сущности и объема настоящего изобретения.

На Фиг. 16А-16В показан пример осуществления модификации винглета, в результате которой верхний винглет 906, показанный на Фиг. 9А-9С, модифицируется так, что становится похож на верхний винглет 1512, показанный на Фиг. 15А-15С. На Фиг. 16А представлен увеличенный вид в разрезе верхнего винглета 906, на котором показана концевая часть 916 винглета, показанная на Фиг. 9С. Концевая часть 916 винглета включает концевой обтекатель 1604, неподвижно прикрепленный к верхнему винглету 906 с помощью крепежных элементов 1608. На Фиг. 16 В представлен увеличенный вид в разрезе верхнего винглета 906 после модификации с использованием обтекателя 1616 в виде изогнутой лопасти, в результате чего получается концевая часть 1612 в виде изогнутой лопасти, которая похожа на концевую часть 1524 верхнего винглета, показанную на Фиг. 15С. Следует понимать, что обтекатель 1616 в виде изогнутой лопасти надлежащим образом выполнен с возможностью установки на верхний винглет 906 вместо концевого обтекателя 1604 винглета. Как правило, крепежи 1608 и концевой обтекатель 1604 винглета снимаются с верхнего винглета 906, затем обтекатель 1616 в виде изогнутой лопасти устанавливается на верхний винглет 906 и закрепляется оригинальными крепежами 1608, таким образом реализуя на практике раздвоенный винглет 900 с верхним винглетом, который по существу аналогичен верхнему винглету 1512, показанному на Фиг. 15А-15С.

Обтекатель 1616 в виде изогнутой лопасти имеет первый изогнутый участок 1620 и второй изогнутый участок 1624, оба из которых оканчиваются на удаленном сегменте 1628. Как описано в отношении Фиг. 15А-15С, каждый из первого и второго изогнутых участков 1620, 1624 может представлять собой сложную кривую, имеющую два или более разных радиусов, так что передняя и задняя кромки обтекателя 1616 в виде изогнутой лопасти сходятся на удаленном сегменте 1628. Однако в других вариантах осуществления каждый из первого и второго изогнутых участков 1620, 1624 может иметь непрерывно изменяющийся радиус кривизны, так что передняя и задняя кромки обтекателя 1620, 1624 в виде изогнутой лопасти сходятся на удаленном сегменте 1628. В других вариантах осуществления обтекатель 1616 в виде изогнутой лопасти может включать дальнюю точку вместо удаленного сегмента 1628, как показано на Фиг. 15С. В некоторых других вариантах осуществления обтекатель 1616 в виде изогнутой лопасти может иметь части, отличные от показанных и описанных в настоящем документе, без отступления от настоящего изобретения. Более того, следует понимать, что модификация винглета, показанная на Фиг. 16А-16В, не ограничена только верхним винглетом 906, и по существу аналогичную модификацию можно выполнить в отношении подкрыльного стабилизатора 902, так что подкрыльный стабилизатор 902 будет похож на подкрыльный стабилизатор 1516, показанный на Фиг. 15А-15С.

Хотя настоящее изобретение было описано в контексте конкретных вариаций и иллюстрирующих фигур, средним специалистам в данной области будет понятно, что изобретение не ограничено описанными вариациями или фигурами. Кроме того, средним специалистам в данной области будет очевидно, что в тех случаях, когда описанные выше способы и этапы указывают на наступление определенных событий в определенном порядке, этот порядок может быть изменен для некоторых этапов и что такие изменения соответствуют возможным вариантам осуществления настоящего изобретения. Кроме того, по возможности определенные этапы можно выполнять одновременно в рамках параллельного процесса, а также выполнять последовательно, как описано выше. В той мере, в которой возможны вариации настоящего изобретения, которые соответствуют сущности описания или эквивалентны изобретениям, описанным в формуле изобретения, настоящий патент призван охватывать также и все такие вариации. Варианты, рассматриваемые в рамках объема изобретения, включают варианты осуществления, которые содержат одну или более различных конструктивных особенностей, описанных в настоящем документе, в любой комбинации и без ограничений. Кроме того, варианты осуществления и конструктивные особенности, описанные в настоящем документе, можно использовать и в других вариантах применения, которые конкретно не рассматривались, таких как, в качестве не имеющего ограничительного характера примера, плавучие средства, другие летательные аппараты, или варианты применения, в которых по существу предусмотрено перемещение газа или жидкости. Например, следует понимать, что при использовании одного или более вариантов осуществления, описанных в настоящем документе, можно реализовать преимущества в плавучих средствах с гребными винтами, вертолетах и винтовых самолетах. Альтернативно, следует понимать, что также преимущества от использования одного или более вариантов осуществления, описанных в настоящем документе, можно реализовать в вентиляторах, включая вентиляционные системы. Таким образом, следует понимать, что настоящее изобретение ограничено не конкретными вариантами осуществления, описанными в настоящем документе, а лишь объемом приложенных пунктов формулы изобретения.

1. Винглет, выполненный с возможностью крепления к концу крыла и содержащий переднюю кромку, заднюю кромку и обтекатель в виде изогнутой лопасти, прикрепленный к винглету, причем указанный обтекатель содержит

переднюю кромку, имеющую первый изогнутый участок с первым радиусом, причем передняя кромка обтекателя выровнена с передней кромкой винглета,

заднюю кромку, имеющую второй изогнутый участок со вторым радиусом, причем задняя кромка обтекателя выровнена с задней кромкой винглета, и

удаленный сегмент, на котором сходятся указанные первый изогнутый участок и второй изогнутый участок, причем первый изогнутый участок оканчивается на первом конце удаленного сегмента, а второй изогнутый участок оканчивается на втором конце удаленного сегмента, противоположном первому концу.

2. Винглет по п. 1, который проходит от конца крыла над плоскостью хорд крыла, причем винглет имеет верхнюю поверхность и нижнюю поверхность, ограниченные передней кромкой винглета и задней кромкой винглета, которые отклонены в направлении воздушного потока по существу параллельно плоскости хорд крыла.

3. Винглет по п. 1, в котором по меньшей мере один из изогнутых участков, первый или второй, представляет собой сложную кривую, имеющую два или более различных радиуса.

4. Винглет по п. 1, в котором по меньшей мере один из изогнутых участков, первый или второй, имеет радиус кривизны, который непрерывно изменяется по соответствующему изогнутому участку.

5. Винглет по п. 4, в котором как первый изогнутый участок, так и второй изогнутый участок имеют радиус кривизны, который непрерывно изменяется по каждому из первого и второго изогнутых участков.

6. Винглет по п. 1, в котором обтекатель в виде изогнутой лопасти выполнен с возможностью установки вместо концевого обтекателя винглета.

7. Винглет по п. 6, в котором обтекатель в виде изогнутой лопасти выполнен с возможностью прикрепления к винглету с помощью крепежных элементов.

8. Раздвоенный винглет, содержащий

обтекатель в виде изогнутой лопасти, обеспечивающий наличие концевой части винглета или концевой части подкрыльного стабилизатора, причем

концевая часть винглета добавлена к верхнему винглету, проходящему от конца крыла над плоскостью хорд крыла, при этом верхний винглет имеет верхнюю поверхность и нижнюю поверхность, ограниченные передней кромкой и задней кромкой, отклоненными в направлении воздушного потока и сходящимися в концевой части винглета, и

концевая часть подкрыльного стабилизатора добавлена к подкрыльному стабилизатору, выступающему ниже плоскости хорд от верхнего винглета, при этом подкрыльный стабилизатор имеет верхнюю поверхность и нижнюю поверхность, ограниченные передней кромкой и задней кромкой, отклоненными в направлении воздушного потока и сходящимися в концевой части подкрыльного стабилизатора.

9. Раздвоенный винглет по п. 8, в котором обтекатель в виде изогнутой лопасти содержит

переднюю кромку, имеющую первый изогнутый участок с первым радиусом,

заднюю кромку, имеющую второй изогнутый участок со вторым радиусом, и

удаленный сегмент, на котором сходятся указанные первый изогнутый участок и второй изогнутый участок, причем первый изогнутый участок оканчивается на первом конце удаленного сегмента, а второй изогнутый участок оканчивается на втором конце удаленного сегмента, противоположном первому концу.

10. Раздвоенный винглет по п. 8, в котором верхний винглет дополнительно содержит переходный участок, который загнут вверх от конца крыла и переходит в по существу плоский участок, причем верхняя поверхность и нижняя поверхность верхнего винглета являются плавными продолжениями соответственно верхней и нижней поверхностей конца крыла, а передняя и задняя кромки верхнего винглета являются непрерывными продолжениями соответственно передней кромки и задней кромки крыла.

11. Раздвоенный винглет по п. 10, в котором переходный участок имеет по существу постоянный радиус кривизны между концом крыла и по существу плоским участком.

12. Раздвоенный винглет по п. 10, в котором переходный участок содержит по меньшей мере первый участок, имеющий первый радиус, и второй участок, имеющий второй радиус, расположенные по длине указанного переходного участка между концом крыла и по существу плоским участком.

13. Раздвоенный винглет по п. 10, в котором переходный участок имеет кривизну, непрерывно изменяющуюся по длине указанного переходного участка между концом крыла и по существу плоским участком.

14. Раздвоенный винглет по п. 10, в котором подкрыльный стабилизатор выступает от нижней поверхности переходного участка и проходит ниже плоскости хорд.

15. Раздвоенный винглет по п. 10, в котором подкрыльный стабилизатор переходит в нижнюю поверхность верхнего винглета на удалении от передней кромки верхнего винглета.

16. Раздвоенный винглет по п. 15, в котором задняя кромка подкрыльного стабилизатора переходит в заднюю кромку верхнего винглета.

17. Раздвоенный винглет по п. 10, в котором передняя кромка верхнего винглета и передняя кромка подкрыльного стабилизатора сливаются на указанном переходном участке, причем передняя кромка верхнего винглета и передняя кромка подкрыльного стабилизатора являются непрерывными продолжениями передней кромки крыла.

18. Раздвоенный винглет по п. 10, в котором задняя кромка верхнего винглета и задняя кромка подкрыльного стабилизатора сливаются на указанном переходном участке, причем задняя кромка верхнего винглета и задняя кромка подкрыльного стабилизатора являются непрерывными продолжениями задней кромки крыла.

19. Способ модификации винглета, содержащего переднюю кромку и заднюю кромку, причем указанный способ включает

использование обтекателя в виде изогнутой лопасти, содержащего

переднюю кромку, имеющую первый изогнутый участок с первым радиусом,

заднюю кромку, имеющую второй изогнутый участок со вторым радиусом, и

удаленный сегмент, на котором сходятся указанные первый изогнутый участок и второй изогнутый участок, причем первый изогнутый участок оканчивается на первом конце удаленного сегмента, и второй изогнутый участок оканчивается на втором конце удаленного сегмента, противоположном первому концу, и

крепление обтекателя в виде изогнутой лопасти к винглету, включающее

выравнивание передней кромки обтекателя с передней кромкой винглета и

выравнивание задней кромки обтекателя с задней кромкой винглета.

20. Способ модификации винглета по п. 19, в котором верхний винглет проходит от конца крыла над плоскостью хорд крыла, причем винглет имеет верхнюю поверхность и нижнюю поверхность, ограниченные передней кромкой винглета и задней кромкой винглета, которые отклонены в направлении воздушного потока по существу параллельно плоскости хорд крыла.

21. Способ модификации винглета по п. 19, в котором по меньшей мере один из изогнутых участков, первый или второй, представляет собой сложную кривую, имеющую два или более различных радиуса.

22. Способ модификации винглета по п. 19, в котором по меньшей мере один из изогнутых участков, первый или второй, имеет радиус кривизны, который непрерывно изменяется по соответствующему изогнутому участку.

23. Способ модификации винглета по п. 22, в котором как первый изогнутый участок, так и второй изогнутый участок имеют радиус кривизны, который непрерывно изменяется по каждому из первого и второго изогнутых участков.

24. Способ модификации винглета по п. 19, в котором дополнительно снимают концевой обтекатель с винглета перед креплением к винглету обтекателя в виде изогнутой лопасти.

25. Способ модификации винглета по п. 19, в котором обтекатель в виде изогнутой лопасти прикрепляют к винглету с помощью крепежных элементов.

26. Способ модификации раздвоенного винглета, содержащего верхний винглет и подкрыльный стабилизатор, причем указанный способ включает

использование обтекателя в виде изогнутой лопасти, содержащего

переднюю кромку, имеющую первый изогнутый участок с первым радиусом,

заднюю кромку, имеющую второй изогнутый участок со вторым радиусом, и

крепление обтекателя в виде изогнутой лопасти к указанному верхнему винглету или подкрыльному стабилизатору,

причем верхний винглет проходит от конца крыла над плоскостью хорд крыла и имеет верхнюю поверхность и нижнюю поверхность, ограниченные передней кромкой и задней кромкой, отклоненными в направлении воздушного потока, и

подкрыльный стабилизатор выступает ниже плоскости хорд от верхнего винглета и имеет верхнюю поверхность и нижнюю поверхность, ограниченные передней кромкой и задней кромкой, отклоненными в направлении воздушного потока,

при этом указанный этап крепления включает

выравнивание передней кромки обтекателя соответственно с передней кромкой верхнего винглета или передней кромкой подкрыльного стабилизатора и

выравнивание задней кромки обтекателя соответственно с задней кромкой верхнего винглета или задней кромкой подкрыльного стабилизатора.

27. Способ модификации по п. 26, в котором обтекатель в виде изогнутой лопасти дополнительно содержит удаленный сегмент, на котором сходятся указанные первый изогнутый участок и второй изогнутый участок, причем первый изогнутый участок оканчивается на первом конце удаленного сегмента и второй изогнутый участок оканчивается на втором конце удаленного сегмента, противоположном первому концу.

28. Способ модификации по п. 26, в котором этап крепления включает крепление второго обтекателя в виде изогнутой лопасти соответственно к подкрыльному стабилизатору или верхнему винглету.

29. Способ модификации по п. 26, в котором верхний винглет дополнительно содержит переходный участок, который загнут вверх от конца крыла и переходит в по существу плоский участок, причем верхняя поверхность и нижняя поверхность верхнего винглета являются плавными продолжениями соответственно верхней и нижней поверхностей конца крыла, а передняя и задняя кромки верхнего винглета являются непрерывными продолжениями соответственно передней кромки и задней кромки крыла.

30. Способ модификации по п. 29, в котором переходный участок имеет по существу постоянный радиус кривизны между концом крыла и по существу плоским участком.

31. Способ модификации по п. 29, в котором переходный участок содержит по меньшей мере первый участок, имеющий первый радиус, и второй участок, имеющий второй радиус, расположенные по длине указанного переходного участка между концом крыла и по существу плоским участком.

32. Способ модификации по п. 29, в котором переходный участок имеет кривизну, непрерывно изменяющуюся по длине указанного переходного участка между концом крыла и по существу плоским участком.

33. Способ модификации по п. 29, в котором подкрыльный стабилизатор выступает от нижней поверхности переходного участка и проходит ниже плоскости хорд.

34. Способ модификации по п. 29, в котором подкрыльный стабилизатор переходит в нижнюю поверхность верхнего винглета на удалении от передней кромки верхнего винглета.

35. Способ модификации по п. 34, в котором задняя кромка подкрыльного стабилизатора переходит в заднюю кромку верхнего винглета.

36. Способ модификации по п. 29, в котором передняя кромка верхнего винглета и передняя кромка подкрыльного стабилизатора сливаются на указанном переходном участке, причем передняя кромка верхнего винглета и передняя кромка подкрыльного стабилизатора являются непрерывными продолжениями передней кромки крыла.

37. Способ модификации по п. 29, в котором задняя кромка верхнего винглета и задняя кромка подкрыльного стабилизатора сливаются на указанном переходном участке, причем задняя кромка верхнего винглета и задняя кромка подкрыльного стабилизатора являются непрерывными продолжениями задней кромки крыла.

38. Способ модификации по п. 26, в котором обтекатель в виде изогнутой лопасти прикрепляют к верхнему винглету или подкрыльному стабилизатору с помощью крепежных элементов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, а именно к исследованию моделей самолетов в аэродинамической трубе на обледенение, с целью определения возможности попадания фрагментов льда в воздухозаборники двигателей летательных аппаратов.

Изобретение относится к способу формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета. Для осуществления способа передают управляющие сигналы с датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом для формирования вспомогательного управляющего сигнала на привод секций интерцепторов, а также осуществляют дифференциальное управление тормозами колес определенным образом.

Изобретение относится к устройствам для управления летательным аппаратом (ЛА) с помощью подвижных аэродинамических поверхностей. Консоль крыла (1) ЛА содержит устройство для управления по курсу, установленное на концевой части консоли.

Изобретение относится к артиллерии, боеприпасам, в частности к способу уменьшения донного сопротивления снаряда или пули. Способ уменьшения донного сопротивления тела в форме снаряда или пули заключается в формировании разряжения в донной части тела и отсоса среды, в том числе пограничного слоя, с боковой поверхности данного тела в его донную часть через канал, связывающий боковую поверхность и донную часть тела.

Изобретение относится к способу формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета. Для формирования вспомогательных сигналов используют управляющие сигналы с датчиков системы измерения параметров полета, вычислительную систему автоматического управления полетом, осуществляют автоматическое дифференциальное управление тормозами колес и секциями интерцепторов по сигналам с концевого выключателя и от скорости раскрутки тормозных колес каждой основной опоры, определяют степень заторможенности колес, контролируют направление бокового смещения относительно оси взлетно-посадочной полосы.

Группа изобретений относится к оснастке ракет, преимущественно баллистических, а именно к аэродинамической игле – вариантам ее выполнения. Технический результат – повышение эффективности действия аэродинамической иглы – повышение конечной скорости ракеты и дальности ее полета.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способам статистического оценивания характеристик ракет. В способе определения оценок летно-технических характеристик ракет по результатам пусков в качестве исходных данных используют результаты измерений любого параметра, при этом в качестве модели оцениваемого параметра используют нестационарную локально-сплайновую модель второй степени гладкости, определяют первичные оценки параметра в дискретные моменты времени.

Группа изобретений относится к способу и системе управления для управления аэродинамическими средствами летательного аппарата и летательному аппарату, содержащему такую систему.

Воздушное транспортное средство, имеющее двусторонне асимметричную конструкцию, содержит корпус, имеющий продольную ось, и асимметрично удлиненные гондолы двигателей.

Изобретение относится к системам управления обтеканием летательного аппарата при дозвуковых и околозвуковых скоростях полета. Импульсный плазменный тепловой актуатор эжекторного типа содержит подводной канал с обратным клапаном, разрядную камеру со встроенными игольчатыми электродами, сопло эжектора, камеру смешения, полость разрежения со щелью, соединяющей полость разрежения с поверхностью крыла, выходной диффузор.

Изобретение имеет отношение к областям аэродинамики и гидродинамики. Несущая поверхность имеет две одинаковые консоли прямой стреловидности большого удлинения.

Изобретение относится к устройствам для управления летательным аппаратом (ЛА) с помощью подвижных аэродинамических поверхностей. Консоль крыла (1) ЛА содержит устройство для управления по курсу, установленное на концевой части консоли.

Изобретение относится к устройствам для управления летательным аппаратом (ЛА) с помощью подвижных аэродинамических поверхностей. Консоль крыла (1) ЛА содержит устройство для управления по курсу, установленное на концевой части консоли.

Многорежимная аэродинамическая поверхность содержит основную часть и зубья. Основная часть - верхняя и нижняя стороны, сопрягающиеся между собой с образованием передней и задней кромок.

Группа изобретений относится к области аэродинамики. Аэродинамическая поверхность выполнена с аэродинамическим профилем и содержит переднюю и заднюю кромки, верхнюю и нижнюю стороны, а также генераторы вихрей.

Аэродинамическая поверхность летательного аппарата содержит основную часть с передней и задней кромками, выполненную с аэродинамическим профилем, а также генераторы вихря в виде зубьев с кромками вдоль длины.

Устройство аэродинамическое крыло с адаптивно изменяющейся поверхностью для компенсации турбулентности содержит подвижные пластины, которые имеют две оси вращения, опирающиеся на элементы каркаса крыла.

Описаны способ и система аэро/гидродинамического регулирования потока ньютоновской текучей среды в радиальной турбомашине, которые с использованием конформного вихрегенератора обеспечивают возможность улучшения энергетической эффективности и возможность управления в различных точках в турбокомпрессоре или обрабатывающем устройстве для аэро/гидродинамической обработки потока ньютоновской текучей среды.

Летательный аппарат, содержащий фюзеляж, конфигурацию с Т-образным хвостовым оперением и высокое крыло, имеющее переднюю кромку, соединенную с верхней частью флюзеляжа, где высокое крыло содержит первую область, примыкающую к фюзеляжу, и вторую область, примыкающую к законцовке крыла, причем первая область примыкает ко второй области, и где на больших углах атаки срывной элемент и связанный с ним отдельный воздушный поток изолирован при помощи разрыва непрерывности на передней кромке крыла в пределах первой области и потока ниже Т-образного хвостового оперения таким образом, чтобы остаться в стороне от органов управления полетом, расположенных в пределах второй области и органов управления, относящихся к Т-образному хвостовому оперению.

Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла самолета серповидной формы имеет переднюю и заднюю кромки, выполненные нелинейной формы, выпуклой по всей длине, состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной (f=0.005-0.02), меньшей относительной толщиной (c=5-15%) и большими отрицательными значениями углов крутки (ε=5-25%).

Варианты винглета выполнены с возможностью крепления к крылу самолета. Винглет плавно проходит от конца крыла над плоскостью хорд крыла и может иметь подкрыльный стабилизатор, выступающий ниже плоскости хорд от нижней поверхности верхнего винглета. Верхний винглет может иметь переходный участок, который загнут вверх от конца крыла с переходом в по существу плоский участок. Верхняя и нижняя поверхности верхнего винглета могут быть ограничены передней и задней кромками, которые отклонены в направлении воздушного потока, параллельном плоскости хорд, и изогнуты в направлении воздушного потока, оканчиваясь в точке, дальней от конца крыла. Верхняя и нижняя поверхности подкрыльного стабилизатора могут быть ограничены передней и задней кромками, которые изогнуты в направлении воздушного потока и оканчиваются в точке, дальней от конца крыла. Варианты способа модификации винглета характеризуют процесс изготовления с использованием изогнутой лопасти. Группа изобретений направлена на снижение индуктивного сопротивления. 4 н. и 34 з.п. ф-лы, 16 ил.

Наверх