Законцовка аэродинамической поверхности

Изобретение относится к области аэродинамики. Законцовка аэродинамической поверхности, установленная на основной части аэродинамической поверхности, содержит верхнюю и нижнюю стороны, которые сопряжены с образованием передней и задней кромок, наклонную торцевую поверхность и аэродинамический гребень. Наклонная торцевая поверхность сопрягается с верхней стороной аэродинамической поверхности под острым углом с образованием внешней кромки, выполненной с обращенным наружу изгибом. Аэродинамический гребень образован внешней и внутренней поверхностями, сопрягаемыми между собой с образованием нижней кромки и расположен на нижней стороне основной части вблизи сопряжения нижней стороны с наклонной торцевой поверхностью с возможностью спрямления и подпора проходящего под нижней стороной воздушного потока. Аэродинамический гребень выступает назад за габарит задней кромки на величину от 10 до 50 процентов концевой хорды основной части и включает верхнюю кромку или поверхность, сопрягающуюся с внешней кромкой законцовки и верхней стороной основной части. Изобретение направлено на повышение аэродинамического качества за счет уменьшения индуктивного сопротивления. 22 з.п. ф-лы, 32 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области аэродинамики и может применяться на крыльях и горизонтальном оперении планеров и самолетов, а также беспилотных летательных аппаратов самолетного типа. Кроме того, законцовка аэродинамической поверхности может также устанавливаться на антикрыльях спортивных автомобилей и на лопастях авторотирующих и приводных воздушных винтов, используемых в качестве пропеллеров, вентиляторов и ветрогенераторов. Изобретение относится к разделу В64С 23/06 МКИ.

Из уровня техники известны технические решения, аналогичные предлагаемому, как например, классическая закругленная законцовка крыла, схематичное изображение которой размещено в сети Интернет по адресу: https://i.stack.imgur.com/tCddl.png широко распространенная на крыльях самолетов различных классов. Основным преимуществом закругленной законцовки является минимальное среди всех других типов законцовки значение профильного сопротивления, как в полете по прямой, так и при развороте (циркуляционное сопротивление), что выгодно с точки зрения достижения максимальной скорости полета. Кроме того, преимуществом закругленной законцовки является наилучшая маневренность по крену на малых углах атаки ввиду минимального коэффициента демпфирующего момента.

Недостатком данной законцовки является невысокая поперечная устойчивость самолета на малых скоростях полета и больших углах атаки, вызванная невысоким уровнем демпфирования по крену, малой путевой устойчивостью и быстрым падением энергетики сходящего с закругленной законцовки концевого вихря по мере увеличения угла атаки. С одной стороны, низкий уровень демпфирования способствует возникновению в полете значительной разницы местных углов атаки, а с другой стороны, при выходе одного из концов крыла на субкритический угол атаки в результате падения энергии концевого вихря создаются предпосылки для формирования хаотичного низкоскоростного перетока значительных масс воздуха с нижней стороны крыла на верхнюю через законцовку крыла. Данный эффект неразрывно связан с путевой устойчивостью, поскольку при наличии скольжения на отстающей консоли крыла в результате перетока пограничного слоя в направлении законцовки происходит накопление пограничного слоя, его набухание и последующая потеря устойчивости, а поскольку в этот критический момент концевой вихрь теряет мощность, отсос пограничного слоя прекращается и развивается концевой срыв. Данный эффект частично иллюстрируется Фиг. 29 чертежей, где кривая а соответствует закругленной законцовке.

Недостатком данной законцовки является быстрое снижение значения К при падении скорости полета из-за активного роста индуктивного сопротивления крыла, что особенно заметно на крыльях относительно малого относительного удлинения.

Из уровня техники также широко известна «скошенная» законцовка крыла, или законцовка Хорнера, описание которой приводится в сети Интернет по адресу https://aviation.stackexchange.com/questions/35069/how-do-hoerner-wingtips-work.

Данная законцовка установлена на основной части аэродинамической поверхности, содержащей верхнюю и нижнюю стороны и образованной в продольном отношении, по меньшей мере, одним аэродинамическим профилем, при этом верхняя и нижняя стороны сопряжены между собой с образованием передней и задней кромок и содержащая наклонную торцевую поверхность, сопрягающуюся с верхней стороной аэродинамической поверхности под острым углом с образованием внешней кромки, выполненной с обращенным наружу изгибом. Вопреки распространенному мнению, основным преимуществом законцовки Хорнера является не столько увеличение аэродинамического качества крыла за счет увеличения его эффективного размаха, сколько более высокий уровень поперечного демпфирования и улучшенная поперечная устойчивость ЛА на малых скоростях полета за счет поддержания энергетики концевого вихря на субкритических углах атаки, что позволяет эффективно отсасывать пограничный слой даже при наличии его перетока в направлении к законцовке. Кроме того, к преимуществам законцовки Хорнера относится простота изготовления и хорошая совместимость с толстыми аэродинамическими профилями. Основным недостатком законцовки Хорнера является ее ограниченная аэродинамическая эффективность, так как смещение наружу оси концевого вихря обеспечивается в ней за счет создания на средних и больших углах атаки практически идеальных условий для перетока воздуха из зоны повышенного давления в концевой вихрь, что ведет к относительно быстрому падению значения К на скоростях ниже наивыгоднейшей. На Фиг. 29 законцовке Хорнера соответствует кривая b.

Кроме того, недостатком законцовки Хорнера является несколько большая, чем у закругленной законцовки, величина профильного сопротивления на малых углах атаки, поэтому она редко применяется на скоростных самолетах. Естественно, что законцовка Хорнера подвергалась большому количеству различных модификаций, среди которых следует отметить законцовку крыла самолета РС-6 В2 Turbo-Porter, фотографии которой приводятся в сети Интернет по следующим адресам:

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

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

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

Модификации законцовки заключаются в плавном переходе передней кромки во внешнюю кромку законцовки, в постепенном уменьшении радиуса притупления внешней кромки по направлению движения воздушного потока и в незначительном отгибе вверх внешнего ведущего угла законцовки. Можно предположить, что вышеупомянутые модификации были направлены не в последнюю очередь на улучшение поперечной устойчивости самолета на малых скоростях полета за счет повышения энергии концевого вихря на больших углах атаки в достаточном диапазоне углов скольжения.

Недостатком данной законцовки также можно считать повышенное индуктивное сопротивление крыла.

Из уровня техники известна также отогнутая вниз законцовка крыла, примененная в частности на самом массовом легкомоторном самолете Cessna 172 Skyhawk. Преимуществом отогнутой вниз законцовки является «запирание» зоны повышенного давления под крылом, что делает менее выраженным рост индуктивного сопротивления крыла по мере роста угла атаки и существенно улучшает взлетно-посадочные характеристики самолета, в частности, качественно упрощает посадку с выключенным или задросселированным двигателем.

Недостатком отогнутой вниз законцовки является падение энергии концевого вихря на больших углах атаки, что в ряде случаев может привести к потере несущих свойств обоих консолей крыла и переходу в неуправляемый плоский штопор, а также повышенное донное сопротивление законцовки из-за резкого падения давления за законцовкой.

Кроме того, все описанные выше законцовки, включая законцовку Хорнера, никак не повышают путевую устойчивость самолета, что отрицательно сказывается на устойчивости к сваливанию на крыло и облегчает непреднамеренный вход в штопор.

Как пример попытки усовершенствования отогнутой вниз законцовки крыла известна также законцовка крыла, использовавшаяся выдающимся ученым-аэродинамиком Александром Липпишем на одном из вариантов экспериментального реактивного самолета Р-12, набросок которого размещен в сети Интернет по адресу https://www.pinterest.ru/pin/70016969190417806/

Данная законцовка содержит аэродинамический гребень, примыкающий к нижней стороне и образованный внешней и внутренней поверхностями, сопрягаемыми между собой с образованием верхней и нижней кромок, при этом аэродинамический гребень выступает назад за габарит задней кромки на величину около 30-40% концевой хорды аэродинамической поверхности, верхняя кромка аэродинамического гребня примыкает к задней кромке аэродинамической поверхности, а нижняя кромка и внутренняя поверхность аэродинамического гребня примыкают к нижней стороне аэродинамической поверхности.

Преимуществом данной конструкции законцовки крыла является возможность существенного ослабления энергетики концевого вихря на средних и больших углах атаки за счет эффективного «запирания» части проходящего под крылом уплотненного потока при помощи выступающей за габарит задней кромки крыла части аэродинамического гребня, при этом эффективно снижается донное сопротивление законцовки и индуктивное сопротивление крыла, а само крыло становится более «эластичным» по аэродинамическому качеству. Данное свойство законцовки очевидно представлялось важным, учитывая то, что Липпиш использовал ее на дельтавидном крыле, отличающимся малым относительным удлинением и невысоким значением К.

Кроме того, преимуществом данной законцовки является лучшая путевая устойчивость, так как вынесенная назад за габарит задней кромки часть аэродинамического гребня создает восстанавливающий момент относительно оси OY.

Недостатком данной законцовки можно считать отсутствие конструктивных элементов, обеспечивающих сохранение достаточной энергетики концевого вихря на предельных углах атаки, поэтому формирующийся снаружи от аэродинамического гребня основной концевой вихрь пространственно неустойчив и имеет тенденцию к разрушению до достижения крылом пикового значения Су.

Из уровня техники известна также экспериментальная законцовка крыла, изначально примененная на самолете Р-51 Mustang, модифицированного для участия в воздушных гонках в Рино, штат Невада, а затем повторенная авиамоделистом из Атланты, штат Джорджия, фотографии которой приводятся в сети Интернет по адресу: http://www.rcuniverse.com/forum/aerodvnamics-76/5067587-hoerner-vortex-retarder-wingtips.html#&gid=1&pid=2;

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

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

Данная законцовка по своему техническому решению наиболее близка к предложенному изобретению и содержит установленную на основной части аэродинамической поверхности, содержащей верхнюю и нижнюю стороны и образованной в продольном отношении, по меньшей мере, одним аэродинамическим профилем, при этом верхняя и нижняя стороны сопряжены между собой с образованием передней и задней кромок и содержащей наклонную торцевую поверхность и аэродинамический гребень, при этом наклонная торцевая поверхность сопрягается с верхней стороной аэродинамической поверхности под острым углом с образованием внешней кромки, выполненной с обращенной наружу изгибом, а аэродинамический гребень образован внешней и внутренней поверхностями, сопрягаемыми между собой с образованием нижней кромки, выступает вниз относительно концевой хорды основной части на величину от 5 до 25 процентов концевой хорды основной части и установлен на нижней стороне вблизи сопряжения наклонной торцевой поверхности с нижней стороной с возможностью спрямления и подпора проходящего под нижней стороной воздушного потока.

Недостатками данной законцовки являются невысокая путевая устойчивость, а также ограниченная аэродинамическая эффективность, вызванная повышенным донным сопротивлением, ограниченным эффектом от подпора, проходящего под крылом потока, что, в свою очередь, увеличивает индуктивное сопротивление на малых скоростях полета и больших углах атаки. Второй недостаток иллюстрируется кривой а на Фиг. 30.

Из уровня техники известен также щелевой флапперон, примененный, в частности, на верхнем крыле бипланной коробки самолета Ан-2. Преимуществом щелевого флапперона является возможность изменения аэродинамического профиля по всему размаху крыла, что при большом относительном удлинении и правильном выборе профиля крыла обеспечивает большой диапазон скоростей и хорошую «эластичность» по аэродинамическому качеству, а недостатком - ограниченная аэродинамическая эффективность и снижение показателей безопасности, возникающие из-за потерь избыточного давления на нижней стороне крыла вблизи его законцовки, что особенно выражено при суммарном (синхронном и дифференциальном) отклонении щелевого флапперона вниз.

Из-за огибания внешнего конца отклоненного на значительный угол флапперона ничем не сдерживаемым воздушным потоком снижается местное значение К для концевой части крыла, а значит на максимально отклоненном вниз флаппероне уменьшается полезный момент крена и увеличивается вредный момент рыскания. Кроме того, скорость потока в щели быстро уменьшается по мере приближения к законцовке, что в свою очередь создает условия для потери энергии и отрыва пограничного слоя на верхней поверхности концевой части крыла. Данный процесс иллюстрирован графиком давления на Фиг. 31.

Таким образом, при разработке предложенной законцовки аэродинамической поверхности была поставлена основная задача расширения диапазона углов атаки и скоростей обтекания, в котором сохраняется высокое значение аэродинамического качества аэродинамической поверхности небольшого относительного удлинения за счет уменьшения донного сопротивления известной законцовки.

Применительно к крылу самолета или планера была поставлена задача минимизации вероятности развития концевого срыва из-за недостаточной путевой устойчивости и преждевременного разрушения концевого вихря при выходе аэродинамической поверхности на субкритический угол атаки за счет выноса части аэродинамического гребня назад и максимального удлинения внешней кромки, поддерживающей энергию концевого вихря.

Применительно к крылу самолета и планерам также была поставлена задача расширения диапазона скоростей и улучшения низкоскоростной маневренности благодаря повышению эффективности работы щелевых или подвесных флапперонов за счет синергетического эффекта, возникающего от работы законцовки в паре с щелевым или подвесным флаппероном.

Применительно к воздушным винтам была поставлена задача увеличения КПД, а также снижения аэродинамического шума и габаритов авторотирующих и приводных воздушных винтов, применяемых в различных летательных аппаратах, ветрогенераторах, промышленной и бытовой технике, в том числе за счет уменьшения циркуляционного сопротивления законцовки.

Применительно к крылу планера была поставлена задача увеличения значения К при движении планера по спиральной траектории за счет уменьшения циркуляционного сопротивления законцовки.

Цель изобретения - комплексное улучшение аэродинамических характеристик аэродинамической поверхности конечного размаха за счет рациональной организации воздушных потоков в ее концевой части в различных условиях обтекания.

Указанная цель достигается за счет того, что в известную конструкцию законцовки, установленную на основной части аэродинамической поверхности, содержащей верхнюю и нижнюю стороны и образованной в продольном отношении, по меньшей мере, одним аэродинамическим профилем, при этом верхняя и нижняя стороны сопряжены между собой с образованием передней и задней кромок и содержащая наклонную торцевую поверхность и аэродинамический гребень, при этом наклонная торцевая поверхность сопрягается с верхней стороной аэродинамической поверхности под острым углом с образованием внешней кромки, выполненной с обращенным наружу изгибом, а аэродинамический гребень образован внешней и внутренней поверхностями, сопрягаемыми между собой с образованием нижней кромки и расположен на нижней стороне основной части вблизи сопряжения нижней стороны с наклонной торцевой поверхностью с возможностью спрямления и подпора проходящего под нижней стороной воздушного потока, были включены следующие конструктивные изменения: аэродинамический гребень выступает назад за габарит задней кромки на величину от 10 до 50 процентов концевой хорды основной части и включает в себя верхнюю кромку или поверхность, сопрягающуюся с внешней кромкой законцовки и верхней стороной основной части.

Кроме того, аэродинамический гребень установлен непосредственно на линии сопряжения нижней стороны с наклонной торцевой поверхностью, при этом внешняя кромка законцовки, наклонная торцевая поверхность, задняя кромка основной части и верхняя кромка аэродинамического гребня сходятся в одной точке.

Кроме того, законцовка аэродинамической поверхности дополнительно содержит плоский или объемный зализ, содержащий верхнюю поверхность, имеющую треугольную форму и сопрягающуюся с верхней стороной основной части, при этом внешний край верхней поверхности зализа образует продолжение внешней кромки, внутренний край верхней поверхности зализа образует внутреннюю кромку, внешняя и внутренняя кромки, соединяясь вместе, переходят в верхнюю кромку аэродинамического гребня, а единая кромка образована последовательным плавным переходом друг в друга внешней кромки законцовки, ее продолжения в виде внешнего края верхней поверхности зализа и верхней кромки аэродинамического гребня.

Кроме того, зализ выполнен в виде треугольной пластины, примыкающей к верхней кромке аэродинамического гребня, при этом верхняя сторона треугольной пластины образует верхнюю поверхность зализа.

Кроме того, аэродинамический гребень расположен непосредственно на кромке, образованной сопряжением наклонной торцевой поверхности и нижней стороны основной части, при этом одна из сторон треугольной пластины примыкает к внешней кромке законцовки.

Кроме того, аэродинамический гребень установлен на расстоянии от кромки, образованной сопряжением наклонной торцевой поверхности с нижней стороной, при этом часть задней кромки основной части расположена снаружи от аэродинамического гребня, а одна из сторон треугольной пластины примыкает к задней кромке основной части.

Кроме того, зализ выполнен в виде наплыва треугольного поперечного сечения, образованного верхней поверхностью и, по меньшей мере, одним скосом, один скос наплыва является продолжением наклонной торцевой поверхности и плавно сопрягается с внешней поверхностью аэродинамического гребня, при этом при виде сверху или сбоку наплыв имеет веретенообразную форму, а верхняя поверхность наплыва образует верхнюю поверхность зализа.

Кроме того, наплыв образован одним скосом, примыкающим к наружной поверхности аэродинамического гребня, при этом внутренняя кромка образована сопряжением верхней поверхности наплыва с внутренней поверхностью аэродинамического гребня, а внутренняя поверхность аэродинамического гребня примыкает непосредственно к нижней стороне основной части.

Кроме того, наплыв выполнен с двумя скосами и обращенной вниз гранью, при этом аэродинамический гребень расположен на обращенной вниз грани наплыва, внутренний скос наплыва примыкает к нижней стороне основной части, а также к внутреннему краю верхней поверхности наплыва с образованием внутренней кромки, а внутренняя кромка соединяет заднюю кромку основной части с верхней кромкой аэродинамического гребня.

Кроме того, единая кромка плавно перетекает в переднюю кромку основной части и в нижнюю кромку аэродинамического гребня, при этом радиус притупления единой кромки уменьшается по направлению набегающего потока.

Кроме того, законцовка аэродинамической поверхности выполнена в виде единого конструктивного элемента, сопрягается с основной частью при помощи разъема, ориентированного в вертикальной плоскости, и включает в себя аэродинамический гребень, наклонную торцевую поверхность, зализ, а также часть передней кромки и верхней стороны с сужающимся участком.

Кроме того, законцовка аэродинамической поверхности состоит из двух конструктивных элементов, при этом наклонная торцевая поверхность входит в состав основной части, аэродинамический гребень выполнен в виде отдельного конструктивного элемента и установлен на нижней стороне основной части, а наплыв выполнен как часть аэродинамического гребня.

Кроме того, законцовка аэродинамической поверхности состоит из трех конструктивных элементов, при этом наклонная торцевая поверхность входит в состав основной части, аэродинамический гребень выполнен в виде отдельного конструктивного элемента и установлен на нижней стороне основной части, а зализ выполнен в виде треугольной пластины, являющейся отдельным конструктивным элементом и установленным на основной части и аэродинамическом гребне.

Кроме того, верхняя сторона аэродинамической поверхности дополнительно содержит выпуклый и вогнутый участки, расположенные с возможностью спрямления боковой проекции единой кромки и примыкающие к единой кромке, при этом выпуклый участок расположен в зоне обращенного наружу изгиба внешней кромки, а вогнутый занимает, по меньшей мере, 50% верхней поверхности наплыва.

Кроме того, аэродинамический гребень расположен под углом от 0,5 до 5 градусов относительно направления набегающего потока, при этом задняя часть аэродинамического гребня смещена наружу относительно передней.

Кроме того, аэродинамический гребень расположен с развалом наружу, таким образом, что внутренняя поверхность аэродинамического гребня и нижняя сторона аэродинамической поверхности расположены под углом от 95 до 120 градусов друг к другу.

Кроме того, аэродинамический гребень выполнен с участком постоянной высоты, переходящим в расширенный участок, при этом участок постоянной высоты расположен в пределах нижней стороны аэродинамической поверхности, а нижняя кромка аэродинамического гребня имеет вогнутый участок в зоне перехода от участка постоянной высоты к расширенному участку.

Кроме того, внутренняя поверхность аэродинамического гребня выполнена с местной вогнутостью, занимающей от 25 до 70% площади внутренней поверхности аэродинамического гребня.

Кроме того, законцовка аэродинамической поверхности установлена на аэродинамической поверхности, на основной части которой установлен отклоняемый аэродинамический элемент, образованный, в том числе, внешней торцевой поверхностью, выполненный с аэродинамическим профилем и шарнирно установленный на основной части при помощи, по меньшей мере, двух узлов навески с образованием профилированной щели, при этом конструктивное исполнение законцовки обеспечивает возможность поддержания минимального гарантированного зазора между внешней торцевой поверхностью и внутренней поверхностью аэродинамического гребня,

Кроме того, внешняя торцевая поверхность и участок внутренней поверхности аэродинамического гребя, примыкающий к внешней торцевой поверхности перпендикулярны оси поворота отклоняемого аэродинамического элемента.

Кроме того, один из узлов навески отклоняемого аэродинамического элемента установлен на аэродинамическом гребне.

Кроме того, основная часть аэродинамической поверхности выполнена в виде консоли крыла самолета или планера, содержащего, в том числе, систему путевого управления с рулем направления, при этом аэродинамический гребень выполнен в виде неподвижной части и отклоняемого хвостовика, установленного на неподвижной части при помощи петли и кинематически связанного с системой путевого управления самолета или планера с возможностью отклонения от нейтрального положения в фазе с рулем направления с возможностью снижения циркуляционного сопротивления.

Кроме того, аэродинамическая поверхность выполнена в виде лопасти авторотирующего или приводного воздушного винта, установленной на втулке с возможностью перемещения по спиральной траектории относительно воздушного потока, при этом конструктивные элементы законцовки выполнены с искривлением наружу по радиусу, близкому к расстоянию от законцовки до оси вращения втулки с возможностью снижения циркуляционного сопротивления.

Таким образом, благодаря введенным конструктивным признакам уменьшается индуктивное сопротивление аэродинамической поверхности при минимальном увеличении профильного сопротивления и одновременном уменьшении склонности к концевому срыву потока с аэродинамической поверхности, в том числе при отклонении вниз отклоняемого аэродинамического элемента.

Устройство, согласно изобретению, иллюстрируется фигурами чертежей, на которых обозначено:

1. Вид снизу законцовки по П. 1.

2. Вид сверху законцовки с зализом по П. 6.

3. Вид снизу законцовки с зализом по П. 6.

4. Вид сверху законцовки с зализом по П. 7.

5. Вид снизу законцовки с зализом по П. 7.

6. Вид сбоку законцовки с зализом по П. 8.

7. Вид снизу законцовки с зализом по П. 8.

8. Вид сзади законцовки с зализом по П. 8.

9. Вид снизу законцовки с зализом по П. 9.

10. Вид сзади законцовки с зализом по П. 9.

11. Схема установки законцовки по П. 11.

12. Схема установки законцовки по П. 12.

13. Схема установки законцовки по П. 13.

14. Вид сверху законцовки по П. 14.

15. Схема кромок законцовки по П. 4 и 10.

16. Вид снизу законцовки с аэродинамическим гребнем по П. 15.

17. Вид спереди законцовки по П. 4 с аэродинамическим гребнем по П. 16.

18. Вид сбоку изнутри законцовки с аэродинамическим гребнем по П. 17.

19. Вид сбоку изнутри законцовки с аэродинамическим гребнем по П. 18.

20. Поперечное сечение законцовки с аэродинамическим гребнем по П. 18.

21. Разрез варианта сочетания законцовки с щелевым элероном по П. 19.

22. Разрез варианта сочетания законцовки с подвесным элероном по П. 19.

23. Вид снизу сочетания законцовки по П. 20 и 21 с подвесным элероном.

24. Общий вид лопасти винта с законцовкой по П. 23.

25. Вид сбоку законцовки по П. 22.

26. Вид сверху планера с законцовками по П. 22 в правом развороте.

27. Схема обтекания сочетания законцовки с подвесным элероном по П. 19 на малых углах атаки.

28. Схема обтекания сочетания законцовки с подвесным элероном по П. 19 на субкритических углах атаки.

29. Упрощенный график зависимости энергии концевого вихря (вихрей) для разных типов законцовки и Су крыла.

30. Упрощенные графики распределения давления на нижней стороне крыла вблизи законцовки.

31. Упрощенный график распределения скорости потока в профилированной щели на крыле с известной законцовкой Хорнера.

32. Упрощенный график распределения скорости потока в профилированной щели на крыле с предложенной законцовкой.

Законцовка по П. 1 и рассматривается применительно к консоли крыла самолета, основная часть которого выполнена с аэродинамическим профилем и образована верхней стороной (1) и нижней стороной (2), сопрягаемыми между собой с образованием передней кромки (3) и задней кромки (4).

Собственно законцовка состоит из наклонной торцевой поверхности (5), являющейся элементом основной части и сопряженной с верхней стороной (1) с образованием внешней кромки (6) и аэродинамического гребня (7), установленного на нижней стороне (2). При этом аэродинамический гребень образован внешней поверхностью (8) и внутренней поверхностью (9), сопряжение которых между собой образует верхнюю кромку (10) и нижнюю кромку (11), при этом верхняя кромка (10), задняя кромка (4) и внешняя кромка (6) сопрягаются в одной точке. Данный вариант конструктивного исполнения законцовки, изображенный на Фиг. 1 наиболее прост технологически, но не обеспечивает наилучших аэродинамических характеристик.

Для улучшения аэродинамических характеристик законцовка дополнительно содержит зализ, который может быть реализован в четырех вариантах конструктивного исполнения, в каждом из которых содержит верхнюю поверхность (12), внешний край которой является продолжением внешней кромки (13), а внутренний - внутренней кромкой (14), при этом продолжение внешней кромки (13) и внутренняя кромка (14), соединяясь вместе, переходят в верхнюю кромку (10) аэродинамического гребня (7), а внешняя кромка (6), продолжение внешней кромки (13) и верхняя кромка (10) плавно сопрягаясь между собой, образуют единую кромку (15).

Рассмотрим варианты конструктивного исполнения зализа. В первых двух вариантах, зализ выполнен в виде треугольной пластины (16). В варианте согласно П. 5 формулы аэродинамический гребень (7) установлен непосредственно на линии сопряжения нижней стороны (2) с наклонной торцевой поверхностью (5), при этом одна из сторон треугольной пластины (16) примыкает к внешней кромке (6), а другая - к верхней кромке (10). При этом внешний край треугольной пластины (16), являясь продолжением внешней кромки (13) плавно сопрягает между собой внешнюю кромку (6) с верхней кромкой (10), образуя тем самым единую кромку (15). Данный вариант исполнения зализа изображен на Фиг. 2 и 3.

Вариант исполнения зализа по П. 6 формулы отличается тем, что аэродинамический гребень (7) расположен на некотором расстоянии от линии сопряжения нижней стороны (2) с наклонной боковой поверхностью (5), а треугольная пластина (16) примыкает к задней кромке (4). Данный вариант исполнения зализа изображен на Фиг. 4 и 5.

В обоих случаях внутренняя кромка (14) образована сопряжением верхней поверхности (12) с внутренней поверхностью (9) аэродинамического гребня (7).

Кроме того, в соответствии с П. 8 формулы зализ может быть также реализован в виде наплыва (17), образованного скосом (18) и верхней поверхностью (12), при этом скос (18) является продолжением наклонной торцевой поверхности (5), а верхняя поверхность (12) имеет треугольную форму, плавно сопрягается с верхней стороной (2) с образованием S-образного профиля и переходит в верхнюю кромку (10). Данный вариант исполнения зализа изображен на Фиг. 6-8.

Вариант исполнения наплыва (15) по П. 9 формулы отличается тем, что наплыв (17) выполнен с двумя скосами (18) и обращенной вниз гранью (19), при этом дополнительный, второй скос (18) наплыва (17) примыкает к нижней стороне (2) и внутреннему краю верхней поверхности (12) с образованием внутренней кромки (14), аэродинамический гребень (7) расположен на обращенной вниз грани (18), а внутренняя кромка (14) соединяет между собой заднюю кромку (4) и верхнюю кромку (10) аэродинамического гребня (7). Данный вариант исполнения зализа изображен на Фиг. 9 и 10.

Кроме того, по П. 10 формулы единая кромка (15) может плавно перетекать в переднюю кромку (4) и нижнюю кромку (11), при этом радиус притупления единой кромки (15) уменьшается по направлению движения воздушного потока. Данный вариант конструктивного исполнения показан на Фиг. 14, 15 и 17.

Кроме того, в соответствии с П. 11 формулы законцовка может быть выполнена в виде единого конструктивного элемента, изготовленного из композиционного материала и соединенная с основной частью при помощи разъема (20), ориентированного в вертикальной плоскости. Такой вариант конструктивного исполнения совместим с наличием в составе законцовки наплыва (17) реализованного по П. 8 или 9 и может быть выгоден как при изготовлении нового крыла, так и при замене имеющейся законцовки на находящемся в эксплуатации самолете или планере и изображен на Фиг. 11.

Из соображений технологического характера, либо при использовании предложенной законцовки на самолете или планере, уже оснащенном законцовкой Хорнера, наклонная торцевая поверхность (5) которой может входить в состав предложенной законцовки, законцовка, согласно П. 11 и 12 формулы может дополнительно содержать один или два конструктивных элемента, что изображено на Фиг. 12 и 13 чертежей.

Если зализ выполнен в виде треугольной пластины (16) по П. 4 формулы, то дополнительными конструктивными элементами являются аэродинамический гребень (7) и треугольная пластина (16).

Если зализ выполнен в виде наплыва (17) по П. 7 формулы, то дополнительным конструктивным элементом является аэродинамический гребень (7), выполненный как одно целое с наплывом (17).

Кроме того, в соответствии с П. 14 формулы, законцовка может включать в себя выпуклый участок (21) и вогнутый участок (22) примыкающие к верхней стороне (1) и единой кромке (15), при этом выпуклый участок является частью верхней стороны (1) и расположен напротив обращенного наружу изгиба внешней кромки (6), то вогнутый занимает не менее 50% площади верхней поверхности (12) наплыва (17) и, кроме того, также может частично распространяться на верхнюю сторону (1). Данный вариант конструктивного исполнения законцовки изображен на Фиг. 14.

Кроме того, аэродинамический гребень (7) и его установка могут быть оптимизированы применительно к различным режимам полета.

При исполнении аэродинамического гребня (7), по П. 15 формулы и Фиг. 16, аэродинамический гребень (7) расположен под углом от 0,5 до 5 градусов, при этом при виде снизу задняя часть аэродинамического гребня (7) смещена наружу относительно передней.

При исполнении аэродинамического гребня (7) по П. 16 формулы и Фиг. 17, аэродинамический гребень (7) расположен с развалом наружу, таким образом, что внутренняя поверхность аэродинамического гребня (7) и нижняя сторона (2) аэродинамической поверхности расположены под углом от 95 до 120 градусов друг к другу.

При исполнении аэродинамического гребня (7) по П. 17. формулы, аэродинамический гребень (7) выполнен с участком постоянной высоты (23), переходящим в расширенный участок (24), при этом участок постоянной высоты расположен в пределах нижней стороны (2) аэродинамической поверхности, а нижняя кромка (11) аэродинамического гребня (7) имеет вогнутый участок в зоне перехода от участка постоянной высоты (23) к расширенному участку (24). Данный вариант реализации аэродинамического гребня изображен на Фиг. 18 и 19.

При исполнении аэродинамического гребня П. 18, внутренняя поверхность (9) аэродинамического гребня (7) выполнена с местной вогнутостью (25), занимающей от 25 до 70% площади внутренней поверхности (9) аэродинамического гребня (7). Данный вариант изображен на Фиг. 19 и 20.

При использовании предложенной законцовки на крыле самолета, основная часть которого включает в себя отклоняемый аэродинамический элемент, выполненный в виде щелевого (Фиг. 21) или подвесного (Фиг. 22) флапперона (27) с внешней торцевой поверхностью (28) навешенного на основной части при помощи узлов навески (29) с образованием профилированной щели (30) и конструктивно связанного с системой управления самолета или планера. При этом конструктивное исполнение законцовки в соответствии с П. 19 формулы обеспечивает перпендикулярность внутренней поверхности (9) и оси вращения щелевого или подвесного флапперона (27).

Кроме того, при исполнении законцовки аэродинамической поверхности по П. 20 формулы, один из узлов навески (29), выполнен в виде шипа (31), расположенного на аэродинамическом гребне (7) и гнезда (32), расположенного на внешней торцевой поверхности (28). Данный вариант изображен на Фиг. 23.

Кроме того, при установке предложенной законцовки на консоли крыла планера аэродинамический гребень (7) может включать в себя отклоняемый хвостовик (33), установленный на неподвижной части при помощи петли (34) и кинематически связанного с системой путевого управления планера с возможностью отклонения от нейтрального положения в фазе с рулем направления (35). Данный вариант изображен на Фиг. 25 и 26.

При использовании предложенной законцовки на лопасти воздушного винта, установленной на втулке (26), все элементы законцовки, включая аэродинамический гребень (7) и внешнюю торцевую поверхность (5), в соответствии с П. 23 формулы, выполнены с искривлением по радиусу, приблизительно равному расстоянию от законцовки до оси вращения втулки (26). Данный вариант изображен на Фиг. 24.

Законцовка согласно П. 1 формулы, работает следующим образом:

При обтекании предложенной законцовки на малых и средних углах атаки технический результат, заключающийся в уменьшении индуктивного сопротивления крыла, достигается, в том числе за счет деления свободного концевого вихря на несколько вихрей меньшей мощности.

Так, на обращенном наружу изгибе внешней кромки (6) образуется свободный концевой вихрь пониженной интенсивности (36), при этом не вовлеченный в данный концевой вихрь и не поджатый аэродинамическим гребнем (7) поток, выйдя из-под скошенной торцевой поверхности (5), стремится преодолеть верхнюю кромку (10) вблизи ее сопряжения с внешней кромкой (6) и задней кромкой (4), образуя при этом еще один свободный концевой вихрь (37). Одновременно с этим, выходящий из под задней кромки (4) поджатый аэродинамическим гребнем (7) воздушный поток частично растекается по внутренней поверхности (9) и его часть также стремится преодолеть верхнюю кромку (10) аэродинамического гребня (7) в направлении, обратном направлению вращения индуктивного вихря, что приводит к интерференции вышеуказанных потоков в районе верхней кромки (10) а также к существенному снижению интенсивности формирующегося на верхней кромке (10) свободного вихря (37).

Кроме того, в результате растекания поджатого под крылом потока по внутренней поверхности (9) аэродинамического гребня (7) с нижней кромки (11) аэродинамического гребня (7) также сходит свободный концевой вихрь (38). Данный режим обтекания законцовки схематически изображен на Фиг. 27.

Кроме того, технический результат, заключающийся в увеличении путевой устойчивости достигается за счет выноса части площади аэродинамического гребня назад относительно центра давления.

Кроме того, технический результат, заключающийся в снижении донного сопротивления законцовки достигается за счет того, что выступающий за габарит задней кромки (4) аэродинамический гребень (7) способствует более плавному снижению давления в выходящем из под крыла потоке. Данный эффект иллюстрируется Фиг. 30 чертежей, где кривая «а» соответствует известной, а кривая «с» - предложенной законцовке.

Кроме того, аэродинамические характеристики законцовки могут быть существенно улучшены за счет образования на законцовке единой кромки (15), что становится возможным за счет применения зализа, реализованного в виде треугольной пластины (16) или наплыва (17) и включающего в себя продолжение внешней кромки (13).

Общим техническим результатом, достигаемым за счет введения в состав законцовки зализа и единой кромки (15) является повышение стабильности вихрегенерации на субкритических углах атаки. Например, при исполнении зализа по П. 9, при повышении угла атаки до 13-14 градусов, наличие более протяженной, чем внешняя кромка (6) единой кромки (15), а также плавность сопряжения внешней поверхности (8) с продолжением наклонной торцевой поверхности (5), обеспечивает большую устойчивость вихрегенерации, при этом по мере увеличения угла атаки основной свободный вихрь начинает сходить не с вершины обращенного наружу изгиба внешней кромки (6), что соответствует известной законцовке Хорнера, а с задней части единой кромки (15) образованной продолжением внешней кромки (13) и верхней кромкой (10) аэродинамического гребня (7). Такой характер вихреобразования в сочетании с наличием в составе наплыва верхней поверхности (12) способствует сохранению безотрывного обтекания внешнего заднего угла верхней стороны (1) на субкритических углах атаки и показан на Фиг. 28. Кроме того, данному характеру вихреобразования соответствует кривая «с» на Фиг. 29, пик которой на оси ОХ располагается правее пика кривой Су.

Работа законцовки с наплывом (17) по П. 10 формулы, отличается меньшей величиной профильного сопротивления на больших скоростях полета, так как обращенный внутрь скос (18) наплыва (17) способствует минимизации торможения потока в месте сопряжения нижней стороны (2) с внутренней поверхностью (9) аэродинамического гребня (7). При этом внутренняя кромка (14) также обеспечивает уменьшение добавочного профильного сопротивления благодаря более плавному смыканию верхнего и нижнего потоков, разделяющихся при огибании передней кромки (3).

Аэродинамические характеристики законцовок с зализом по П. 5 и 6 формулы, незначительно отличаются от описанной выше схемы, с той лишь разницей, что исполнение зализа в виде треугольной пластины (16) дополнительно увеличивает энергетику формируемого единой кромкой (15) свободного концевого вихря (37), а расположение аэродинамического гребня (7) на некотором расстоянии от линии сопряжения нижней стороны (2) с наклонной торцевой поверхностью (5) также увеличивает энергетику свободного концевого вихря (36), сходящего с обращенного наружу изгиба внешней кромки (6), поскольку в концевой вихрь может свободно перетекать воздух с большей площади нижней стороны (2).

Работа законцовки, единая кромка (15) которой плавно переходит в переднюю кромку (3) и в нижнюю кромку (11), что соответствует П. 10 формулы, отличается пониженным добавочным профильным сопротивлением, так как, с одной стороны плавный переход передней кромки (3) во внешнюю кромку (6) устраняет паразитные завихрения при выходе воздушного потока на внешнюю торцевую поверхность (5), а плавный переход верхней кромки (10) в нижнюю кромку (11) уменьшает донное сопротивление аэродинамического гребня (7).

С другой стороны, уменьшение радиуса притупления единой кромки (15) по направлению движения потока на больших углах атаки смещает пик вихреобразования назад ближе к верхней кромке (10), что положительно сказывается на безотрывности обтекания внешнего заднего угла верхней стороны (1) на больших углах атаки.

Работа законцовки по П. 14 формулы, также отличается пониженным профильным сопротивлением на малых углах атаки, обусловленным спрямлением единой кромки (14).

Работа законцовки по П. 15 и 16 формулы, также отличается пониженным профильным сопротивлением, поскольку отклонение задней части аэродинамического гребня (7) наружу под углом от 0,5 до 4 градусов позволяет достичь околонулевого перепада давления между внешней и внутренней поверхностями аэродинамического гребня (7) на максимальной скорости полета.

Кроме того, установка аэродинамического гребня (7) с развалом наружу также уменьшает профильное сопротивление аэродинамической поверхности за счет меньшего торможения потока в сопряжении нижней стороны (2) с внутренней поверхностью (9).

Работа законцовки по П. 17 и 18 формулы, напротив, отличается улучшенными низкоскоростными характеристиками крыла, при некотором росте добавочного профильного сопротивления, поскольку выполнение аэродинамического гребня (7) с участком постоянной высоты (23) переходящим в расширенный участок (24) равно как и выполнение внутренней поверхности (9) с местной вогнутостью (25) уменьшает потери давления на нижней стороне (2), что особенно полезно на углах атаки, несколько превышающих наивыгоднейший и способствует улучшению «эластичности» крыла по аэродинамическому качеству.

Работа предложенной законцовки по П. 19 формулы, связана с взаимодействием предложенной законцовки с крылом, оснащенном отклоняемым аэродинамическим элементом, выполненным в виде щелевого или подвесного флапперона (27), характеризуется повышением эффективности работы профилированной щели (30) вблизи внешней торцевой поверхности (29). При увеличении угла атаки на крыле с предложенной законцовкой имеет место существенное уменьшение потери повышенного давления на нижней стороне (2) вблизи законцовки, достигаемое за счет применения вынесенного за габарит задней кромки (4) аэродинамического гребня (7) и относительно плотного примыкания внешней торцевой поверхности (29) к внутренней поверхности (9) аэродинамического гребня (7), которое может быть обеспечено как за счет перпендикулярности внутренней поверхности (9) и оси поворота флапперона (27), что соответствует П. 20 формулы, так и за счет размещения на аэродинамическом гребне (7) одного из узлов навески (29), что соответствует П. 21 формулы.

При этом повышение эффективности работы профилированной щели (30) приводит к увеличению скорости потока на выходе из профилированной щели (30) вблизи законцовки и, соответственно, энергии пограничного слоя в критически важной с точки зрения сохранения поперечной устойчивости и управляемости зоне верхней стороны (1), большая часть которой образована верхней поверхностью щелевого флапперона (27). Данный эффект показан на графике на Фиг. 32 Чертежей.

Таким образом техническим результатом, возникающим при использовании предложенной законцовки на крыле с щелевым или подвесным флаппероном (27), является улучшение поперечной устойчивости и управляемости на больших углах атаки.

Кроме того, техническим результатом, достигаемым при использовании предложенной законцовки на крыле с щелевым или подвесным флаппероном, является повышение аэродинамического качества и Су крыла при синхронном отклонении флапперонов (27).

Работа законцовки по П. 22 отличается пониженным циркуляционным сопротивлением законцовок крыла, связанным с синхронизацией отклонения руля направления (35) и отклоняемых хвостовиков (33), входящих с состав аэродинамических гребней (7). При этом технический результат применительно к планеру заключается в улучшении значения К при наборе высоты с использованием восходящих потоков.

Работа варианта предложенной законцовки по П. 23 формулы, адаптированной для использования на лопасти авторотирующего или приводного воздушного винта, в целом полностью аналогична описанному выше варианту, при этом циркуляционное сопротивление законцовки снижается за счет выполнения всех элементов законцовки изогнутым по радиусу, приблизительно равному расстоянию от законцовки до оси вращения втулки (26), при этом основным техническим результатом применительно к приводному или авторотирующему воздушному винту является повышение КПД и снижение аэродинамического шума относительно тихоходных винтов, имеющих меньшее относительное удлинение лопастей и больший коэффициент заполнения. При использовании известных вариантов исполнения законцовки лопастей именно такие воздушные винты имеют наименьший КПД и высокий уровень аэродинамического шума, что вынуждает в ущерб габаритным размерам и другим качествам уменьшать коэффициент заполнения и увеличивать частоту вращения винтов.

Для предварительной практической оценки влияния предложенных законцовок на индуктивное сопротивление крыла, а также для оценки взаимодействия предложенной законцовки с щелевыми элеронами и флапперонами, был проведен эксперимент с опытным БПЛА массой 5,3 кг и размахом 2 м, на одной из пар консолей крыла которого были смонтированы предложенные законцовки. Тестовые полеты проводились в одинаковых условиях, близких к стандартной атмосфере и заключались в определении средней минимальной скорости снижения в планирующем полете с выключенным двигателем на дистанции 250 м при помощи бортовых средств измерения. В результате обработки полученных данных средняя скорость снижения с крылом имеющем предложенную законцовку составила 0,9 м/с при средней скорости 65 км/ч, а с контрольным крылом с закругленной законцовкой - 1,35 м/с при средней скорости 60 км/ч, что соответствует существенному приросту аэродинамического качества опытного БПЛА.

С целью проверки влияния предложенной законцовки крыла на устойчивость и управляемость самолета на больших углах атаки, была выполнена серия полетов на выявление склонности крыла к концевому срыву потока. При выполнении полетов было установлено, что оснащенный предложенной законцовкой опытный БПЛА с размахом 2 м и массой 5,3 кг при центровке 34% САХ позволяет без каких-либо признаков развития концевого срыва выполнять форсированные развороты с парированием крена внутрь разворота, возникающего вследствие отклонения руля направления до упора, за счет отклонения флапперонов, в том числе в ходе имитации форсированного разворота для возврата на полосу после отказа двигателя.

При выполнении описанного выше упражнения с контрольными консолями крыла, оснащенными классическими закругленными законцовками, тот же опытный БПЛА неизменно входил в штопорное вращение с ростом вертикальной скорости до 12-15 м/с.

Дополнительным техническим результатом применения предложенных законцовок на опытном БПЛА стало, отмеченное всеми присутствующими на испытаниях, существенное снижение аэродинамического шума, что также свидетельствует о лучших аэродинамических свойствах крыла с предложенной законцовкой и перспективности использования данной законцовки для снижения аэродинамического шума авторотирующих и приводных воздушных винтов.

Дополнительным техническим результатом стало также уменьшение кабрирующего момента крыла по мере роста угла атаки, что также положительно сказалось на продольной устойчивости опытного БПЛА, не позволяя ему выходить за конструктивно заданные ограничения по предельном углу атаки. Данное изменение было вызвано перераспределением давления на нижней поверхности крыла на субкритических углах атаки, вызванным установкой предложенных законцовок.

Таким образом, благодаря введению в известную законцовку аэродинамической поверхности новых конструктивных признаков, уменьшается индуктивное сопротивление аэродинамической поверхности, повышается «эластичность» по аэродинамическому качеству и при минимальном добавочном профильном сопротивлении, снижается уровень создаваемого законцовкой аэродинамического шума.

Кроме того, благодаря эффективному взаимодействию с предложенной законцовкой, повышается аэродинамическая эффективность известных щелевых и подвесных элеронов (флапперонов).

Кроме того, благодаря введению в известную конструкцию отклоняемого аэродинамического элемента новых конструктивных признаков, предположительно увеличивается стабильность обтекания внешнего заднего угла верхней стороны аэродинамической поверхности на больших углах атаки при минимальном добавочном профильном сопротивлении.

1. Законцовка аэродинамической поверхности, установленная на основной части аэродинамической поверхности, содержащей верхнюю и нижнюю стороны и образованной в продольном отношении, по меньшей мере, одним аэродинамическим профилем, при этом верхняя и нижняя стороны сопряжены между собой с образованием передней и задней кромок, и содержащая наклонную торцевую поверхность и аэродинамический гребень, при этом наклонная торцевая поверхность сопрягается с верхней стороной аэродинамической поверхности под острым углом с образованием внешней кромки, выполненной с обращенным наружу изгибом, а аэродинамический гребень образован внешней и внутренней поверхностями, сопрягаемыми между собой с образованием нижней кромки и расположен на нижней стороне основной части вблизи сопряжения нижней стороны с наклонной торцевой поверхностью с возможностью спрямления и подпора проходящего под нижней стороной воздушного потока, отличающаяся тем, что аэродинамический гребень выступает назад за габарит задней кромки на величину от 10 до 50 процентов концевой хорды основной части и включает в себя верхнюю кромку или поверхность, сопрягающуюся с внешней кромкой законцовки и верхней стороной основной части.

2. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 1 отличающаяся тем, что аэродинамический гребень установлен непосредственно на линии сопряжения нижней стороны с наклонной торцевой поверхностью, при этом внешняя кромка законцовки, наклонная торцевая поверхность, задняя кромка основной части и верхняя кромка аэродинамического гребня сходятся в одной точке.

3. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 1, отличающаяся тем, что дополнительно содержит плоский или объемный зализ, содержащий верхнюю поверхность, имеющую треугольную форму и сопрягающуюся с верхней стороной основной части, при этом внешний край верхней поверхности зализа образует продолжение внешней кромки, внутренний край верхней поверхности зализа образует внутреннюю кромку, внешняя и внутренняя кромки, соединяясь вместе, переходят в верхнюю кромку аэродинамического гребня, а единая кромка образована последовательным плавным переходом друг в друга внешней кромки законцовки, ее продолжения в виде внешнего края верхней поверхности зализа и верхней кромки аэродинамического гребня.

4. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 3, отличающаяся тем, что зализ выполнен в виде треугольной пластины, примыкающей к верхней кромке аэродинамического гребня, при этом верхняя сторона треугольной пластины образует верхнюю поверхность зализа.

5. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 4, отличающаяся тем, что аэродинамический гребень расположен непосредственно на кромке, образованной сопряжением наклонной торцевой поверхности и нижней стороны основной части, при этом одна из сторон треугольной пластины примыкает к внешней кромке законцовки.

6. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 4, отличающаяся тем, что аэродинамический гребень установлен на расстоянии от кромки, образованной сопряжением наклонной торцевой поверхности с нижней стороной, при этом часть задней кромки основной части расположена снаружи от аэродинамического гребня, а одна из сторон треугольной пластины примыкает к задней кромке основной части.

7. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 3, отличающаяся тем, что зализ выполнен в виде наплыва треугольного поперечного сечения, образованного верхней поверхностью и, по меньшей мере, одним скосом, один скос наплыва является продолжением наклонной торцевой поверхности и плавно сопрягается с внешней поверхностью аэродинамического гребня, при этом при виде сверху или сбоку наплыв имеет веретенообразную форму, а верхняя поверхность наплыва образует верхнюю поверхность зализа.

8. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 7, отличающаяся тем, что наплыв образован одним скосом, примыкающим к наружной поверхности аэродинамического гребня, при этом внутренняя кромка образована сопряжением верхней поверхности наплыва с внутренней поверхностью аэродинамического гребня, а внутренняя поверхность аэродинамического гребня примыкает непосредственно к нижней стороне основной части.

9. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 7, отличающаяся тем, что наплыв выполнен с двумя скосами и обращенной вниз гранью, при этом аэродинамический гребень расположен на обращенной вниз грани наплыва, внутренний скос наплыва примыкает к нижней стороне основной части, а также к внутреннему краю верхней поверхности наплыва с образованием внутренней кромки, а внутренняя кромка соединяет заднюю кромку основной части с верхней кромкой аэродинамического гребня.

10. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 3, отличающаяся тем, что единая кромка плавно перетекает в переднюю кромку основной части и в нижнюю кромку аэродинамического гребня, при этом радиус притупления единой кромки уменьшается по направлению набегающего потока.

11. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 8 или 9, отличающаяся тем, что выполнена в виде единого конструктивного элемента, сопрягается с основной частью при помощи разъема, ориентированного в вертикальной плоскости, и включает в себя аэродинамический гребень, наклонную торцевую поверхность, зализ, а также часть передней кромки и верхней стороны с сужающимся участком.

12. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 8 или 9, отличающаяся тем, что законцовка состоит из двух конструктивных элементов, при этом наклонная торцевая поверхность входит в состав основной части, аэродинамический гребень выполнен в виде отдельного конструктивного элемента и установлен на нижней стороне основной части, а наплыв выполнен как часть аэродинамического гребня.

13. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 5 или 6, отличающаяся тем, что законцовка состоит из трех конструктивных элементов, при этом наклонная торцевая поверхность входит в состав основной части, аэродинамический гребень выполнен в виде отдельного конструктивного элемента и установлен на нижней стороне основной части, а зализ выполнен в виде треугольной пластины, являющейся отдельным конструктивным элементом, установленным на основной части и аэродинамическом гребне.

14. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 3, отличающаяся тем, что верхняя сторона аэродинамической поверхности дополнительно содержит выпуклый и вогнутый участки, расположенные с возможность спрямления боковой проекции единой кромки и примыкающие к единой кромке, при этом выпуклый участок расположен в зоне обращенного наружу изгиба внешней кромки, а вогнутый занимает, по меньшей мере, 50% верхней поверхности наплыва.

15. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 1, отличающаяся тем, что аэродинамический гребень расположен под углом от 0,5 до 5 градусов относительно направления набегающего потока, при этом задняя часть аэродинамического гребня смещена наружу относительно передней.

16. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 1, отличающаяся тем, что аэродинамический гребень расположен с развалом наружу, таким образом, что внутренняя поверхность аэродинамического гребня и нижняя сторона аэродинамической поверхности расположены под углом от 95 до 120 градусов друг к другу.

17. Законцовка аэродинамической поверхности, по п. 1, отличающаяся тем, что аэродинамический гребень выполнен с участком постоянной высоты, переходящим в расширенный участок, при этом участок постоянной высоты расположен в пределах нижней стороны аэродинамической поверхности, а нижняя кромка аэродинамического гребня имеет вогнутый участок в зоне перехода от участка постоянной высоты к расширенному участку.

18. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 17, отличающаяся тем, что внутренняя поверхность аэродинамического гребня выполнена с местной вогнутостью, занимающей от 25 до 70% площади внутренней поверхности аэродинамического гребня.

19. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 1, отличающаяся тем, что установлена на аэродинамической поверхности, на основной части которой установлен отклоняемый аэродинамический элемент, образованный, в том числе, внешней торцевой поверхностью, выполненный с аэродинамическим профилем и шарнирно установленный на основной части при помощи, по меньшей мере, двух узлов навески с образованием профилированной щели, при этом конструктивное исполнение законцовки обеспечивает возможность поддержания минимального гарантированного зазора между внешней торцевой поверхностью и внутренней поверхностью аэродинамического гребня.

20. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 19, отличающаяся тем, что внешняя торцевая поверхность и участок внутренней поверхности аэродинамического гребня, примыкающий к внешней торцевой поверхности, перпендикулярны оси поворота отклоняемого аэродинамического элемента.

21. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 19, отличающаяся тем, что один из узлов навески отклоняемого аэродинамического элемента установлен на аэродинамическом гребне.

22. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 1, отличающаяся тем, что основная часть аэродинамической поверхности выполнена в виде консоли крыла самолета или планера, содержащего, в том числе, систему путевого управления с рулем направления, при этом аэродинамический гребень выполнен в виде неподвижной части и отклоняемого хвостовика, установленного на неподвижной части при помощи петли и кинематически связанного с системой путевого управления самолета или планера с возможностью отклонения от нейтрального положения в фазе с рулем направления с возможностью снижения циркуляционного сопротивления.

23. Законцовка аэродинамической поверхности по п. 1, отличающаяся тем, что аэродинамическая поверхность выполнена в виде лопасти авторотирующего или приводного воздушного винта, установленной на втулке с возможностью перемещения по спиральной траектории относительно воздушного потока, при этом конструктивные элементы законцовки выполнены с искривлением наружу по радиусу, близкому к расстоянию от законцовки до оси вращения втулки с возможностью снижения циркуляционного сопротивления.



 

Похожие патенты:

Узел крепления законцовки крыла может включать участок присоединения к крылу, участок присоединения верхней законцовки и участок присоединения нижней законцовки.

Группа изобретений относится к области летательных аппаратов. Спироидный винглет представляет продолжение конца крыла в виде расположенной над ним несущей поверхности замкнутой формы.

Система концевых крылышек для крыла летательного аппарата содержит верхнее концевое крылышко и нижнее концевое крылышко, установленные на законцовке крыла. Нижнее концевое крылышко имеет статическое положение, когда крыло подвержено действию статической нагрузке при стоянке на земле.

Группа изобретений относится к боевой авиации. Первый вариант штурмовика представляет вооруженный летательный аппарат, который имеет пушку, направленную в один бок под углом до +- 45 градусов по горизонтали.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно касается создания самолетов-амфибий и гидросамолетов. Концевое устройство крыла самолета-амфибии или гидросамолета содержит верхний крылоподобный элемент, выступающий вверх по отношению к плоскости крыла и нижний крылоподобный элемент, выступающий вниз от пересечения верхнего крылоподобного элемента и крыла.

Сверхзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, крыло малого удлинения с наплывом большой стреловидности в корневой части, вертикальное оперение с рулем направления, силовую установку с воздухозаборником, элевоны.

Изобретение относится к области авиастроения. Концевая часть крыла самолета содержит концевой участок каркаса с прикрепленным к нему держателем напорного сопла, соединенного с расположенным между верхней и плоской нижней аэродинамическими поверхностями крыла газоходом, по обе стороны от которого выполнен расположенный вертикально/наклонно сквозной канал для прохода воздуха.

Законцовка крыла, предназначенная для крепления к наружному концу крыла (401), образующего плоскость крыла, и содержащая верхний крылообразный элемент (404), выступающий вверх относительно плоскости крыла и имеющий заднюю кромку, и нижний крылообразный элемент (407), неподвижно закрепленный относительно верхнего крылообразного элемента и имеющий корневую хорду (412) и заднюю кромку (417), при этом корневая хорда нижнего крылообразного элемента пересекается с верхним крылообразным элементом, и нижний крылообразный элемент выступает вниз от места пересечения, при этом верхний крылообразный элемент имеет большие размеры, чем нижний крылообразный элемент, а задняя кромка нижнего крылообразного элемента примыкает к задней кромке (416) верхнего крылообразного элемента в месте пересечения, и при этом внутренний угол между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения меньше или равен 160°.

Изобретение относится к сверхскоростному воздушному судну, а также к способу воздушного передвижения при помощи сверхскоростного воздушного судна. Воздушное судно движется при помощи системы двигателей, состоящей из турбореактивных двигателей (ТВ1, ТВ2), прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ST1, ST2) и ракетного двигателя, которому можно придавать обтекаемую форму закрыванием для снижения лобового сопротивления в фазе полета на крейсерской скорости.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикрепленное к фюзеляжу треугольной формы тело, снабженное вертикально установленными по его краю рассекателями набегающего воздушного потока, каждый из которых имеет головной и два хвостовых участка.

Узел крыла содержит наклонный конец крыла, содержащий внешнюю часть, присоединенную с возможностью поворота к основному крылу, содержащему подвижную поверхность управления, или к внутренней части наклонного конца крыла.

Изобретение относится к области авиации. Крыло с аэродинамической шторой содержит основную часть, аэродинамическую штору и систему управления.

Изобретение относится к области авиации. Крыло выполнено в виде лотка переменного сечения, сужающегося от носа самолета к хвосту.

Законцовка крыла, предназначенная для крепления к наружному концу крыла (401), образующего плоскость крыла, и содержащая верхний крылообразный элемент (404), выступающий вверх относительно плоскости крыла и имеющий заднюю кромку, и нижний крылообразный элемент (407), неподвижно закрепленный относительно верхнего крылообразного элемента и имеющий корневую хорду (412) и заднюю кромку (417), при этом корневая хорда нижнего крылообразного элемента пересекается с верхним крылообразным элементом, и нижний крылообразный элемент выступает вниз от места пересечения, при этом верхний крылообразный элемент имеет большие размеры, чем нижний крылообразный элемент, а задняя кромка нижнего крылообразного элемента примыкает к задней кромке (416) верхнего крылообразного элемента в месте пересечения, и при этом внутренний угол между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения меньше или равен 160°.

Законцовка (W; W1, W2) крыла (Т; 10а, 10b) содержит основание (Е1) и вершину (Е2). Локальный двугранный угол законцовки (W; W1, W2) крыла непрерывно увеличивается или уменьшается от основания (Е1) до вершины (Е2).

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиастроению и касается создания самолетов с пластинчатыми крыльями. .

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к крыльям дозвуковых магистральных самолетов, снабженным установленными на пилонах гондолами турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД).

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.

Изобретение относится к области аэродинамики. Законцовка аэродинамической поверхности, установленная на основной части аэродинамической поверхности, содержит верхнюю и нижнюю стороны, которые сопряжены с образованием передней и задней кромок, наклонную торцевую поверхность и аэродинамический гребень. Наклонная торцевая поверхность сопрягается с верхней стороной аэродинамической поверхности под острым углом с образованием внешней кромки, выполненной с обращенным наружу изгибом. Аэродинамический гребень образован внешней и внутренней поверхностями, сопрягаемыми между собой с образованием нижней кромки и расположен на нижней стороне основной части вблизи сопряжения нижней стороны с наклонной торцевой поверхностью с возможностью спрямления и подпора проходящего под нижней стороной воздушного потока. Аэродинамический гребень выступает назад за габарит задней кромки на величину от 10 до 50 процентов концевой хорды основной части и включает верхнюю кромку или поверхность, сопрягающуюся с внешней кромкой законцовки и верхней стороной основной части. Изобретение направлено на повышение аэродинамического качества за счет уменьшения индуктивного сопротивления. 22 з.п. ф-лы, 32 ил.

Наверх