×
29.03.2019
219.016.eeed

ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
№ охранного документа
0002264328
Дата охранного документа
20.11.2005
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано на летательных аппаратах различного назначения. Законцовка крыла летательного аппарата имеет концевую шайбу и снабжена стреловидной дополнительной аэродинамической поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце. Задняя кромка дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой концевой шайбы. Носок расположен на передней кромке концевой шайбы ниже уровня задней кромки, а стреловидность составляет 60°-85°. Технический результат - повышение аэродинамической эффективности летательного аппарата на больших дозвуковых скоростях полета. 15 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано на несущих поверхностях летательных аппаратов различного назначения.

Известна законцовка крыла летательного аппарата, имеющая концевую шайбу (патент США №4245804, НКИ 244-91, 1977 г.).

Однако существующие законцовки крыла с вертикальными концевыми шайбами, в том числе имеющими угол развала γ≠0 (угол между вертикалью и плоскостью концевой шайбы), не в полном объеме используют составляющие векторов местных скоростей потока пространственного обтекания конца крыла. Физика работы вертикальных концевых шайб основана на их взаимодействии с горизонтальными составляющими скосов потока, а при угле развала γ>0 вертикальные скосы потока задействованы лишь частично. Поэтому аэродинамическая эффективность известной законцовки крыла недостаточна.

Технической задачей изобретения является повышение аэродинамической эффективности законцовки крыла с концевой шайбой.

Поставленная техническая задача достигается тем, что законцовка крыла летательного аппарата, имеющая концевую шайбу, снабжена дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце, при этом задняя кромка дополнительной аэродинамической поверхности совмещена с задней кромкой концевой шайбы, носок расположен на передней кромке концевой шайбы ниже уровня задней кромки, а стреловидность составляет 60°-85°.

Изобретение поясняется чертежами и графиками.

На фиг.1 представлена предлагаемая законцовка на виде сбоку с внешней стороны концевой шайбы;

на фиг.2 показан вид по стрелке А фиг.1;

на фиг.3 - сечение А-А фиг.1;

на фиг.4 - вид сверху предлагаемой законцовки;

на фиг.5 приведены спектры обтекания внешней поверхности концевой шайбы, полученные в аэродинамической трубе при числе Маха М=0,75 и угле атаки α=4°, который отсчитывается от строительной плоскости крыла (СПК);

на фиг.6 показан график зависимости осредненного угла скоса потока ε от относительной высоты концевой шайбы , построенный по результатам обработки спектров обтекания при М=0,75 и α=4°;

на фиг.7 представлена схема векторного взаимодействия набегающего потока с предлагаемой законцовкой;

на фиг.8 - схема расположения вихря на верхней поверхности дополнительной аэродинамической поверхности;

на фиг.9 показан вид по стрелке Б фиг.8 с эпюрой распределения вертикальных скосов, индуцированных коническим вихрем с внутренней стороны от оси вихря соотносительно с эпюрой распределения скосов от вихря индуктивности;

на фиг.10 представлены в виде графиков зависимости аэродинамического качества К от угла атаки α по результатам испытаний в аэродинамической трубе модели самолета с предложенной и известной законцовками при числе Маха М=0,6;

на фиг.11 - то же при М=0,7;

на фиг.12 - то же при М=0,75;

на фиг.13 - то же при М=0,78;

на фиг.14 - то же при М=0,8;

на фиг.15 - то же при М=0,82.

Законцовка крыла летательного аппарата выполнена в виде дополнительной аэродинамической поверхности 1 малого удлинения с острой передней кромкой 2 со стреловидностью χ=60°-85°. Дополнительная аэродинамическая поверхность 1 смонтирована с внешней стороны концевой шайбы 3 на ее конце, при этом задняя кромка 4 аэродинамической поверхности 1 совмещена с концом 5 задней кромки 6 концевой шайбы 3. Носок 7 дополнительной аэродинамической поверхности 1 расположен на передней кромке 8 концевой шайбы 3 ниже уровня задней кромки 4.

Работа законцовки крыла летательного аппарата основана на взаимодействии дополнительной аэродинамической поверхности с полем вертикальных скосов с внешней стороны концевой шайбы.

В аэродинамической трубе в условиях визуализации проведены экспериментальные исследования векторных полей скоростей потока с внешней стороны концевой шайбы.

По результатам обработки полученных спектров обтекания построены графики изменения осредненного вертикального угла ε скоса потока в зависимости от высоты концевой шайбы (см. фиг.6).

Из приведенных экспериментальных зависимостей видно, что наибольшей эффективности при установке дополнительной аэродинамической поверхности можно ожидать в аэродинамически активной зоне вблизи конца концевой шайбы, где вертикальные скосы максимальны.

Вертикальные скосы Vy, имея максимальное значение вблизи внешней поверхности концевой шайбы, при удалении в направлении размаха дополнительной аэродинамической поверхности быстро уменьшаются по гиперболическому закону, при этом область эффективных углов вертикального скоса распространяется до 0,3-0,35 концевой хорды Вк. Размах дополнительной аэродинамической поверхности не выходит за указанные границы, следовательно, вся площадь дополнительной аэродинамической поверхности находится в зоне повышенных углов атаки, что является существенным фактором ее аэродинамической эффективности.

Отрыв потока на острой передней кромке при χ≥60° трансформируется в устойчивое вихревое течение с образованием конического вихря. Увеличение χ>85°, приводящее к дальнейшему уменьшению площади концевой аэродинамической поверхности, становится неэффективным.

Дополнительная аэродинамическая поверхность, установленная под отрицательным углом ϕ по отношению к концевой хорде крыла Вк (см. фиг.1), находится в поле повышенных местных углов атаки αм по отношению к вектору местной скорости VМ, где αм=α+ε.

В результате на острой передней кромке 2 дополнительной аэродинамической поверхности 1, выполненной с большой стреловидностью и находящейся под местным углом атаки αм, происходит отрыв потока с образованием конического вихря 9, который создает разрежение на дополнительной аэродинамической поверхности и, соответственно, подъемную силу Yдап, проекция которой на направление полета V является тяговой составляющей Т (см. фиг.7). Таким образом, в создании тяговой составляющей участвует вся дополнительная аэродинамическая поверхность, на которой реализуется разрежение от вихря 9. При этом вертикальные скосы 10 с внутренней стороны от оси 11 вихря 9 направлены противоположно скосам 12 от вихря индуктивности 13, что приводит к уменьшению индуктивного сопротивления.

На фиг.10-15 позицией обозначены графики зависимости аэродинамического качества от угла атаки K=f(α), полученные по результатам испытаний в аэродинамической трубе модели крыла с предлагаемой законцовкой, позицией - модели прототипа.

Из сравнения приведенных зависимостей видно, что увеличение максимального аэродинамического качества при переходе к предлагаемой законцовке, например на М=0,78, составляет ΔКмах=0,5.

В результате увеличения эффективной стреловидности системы крыло - концевая шайба - дополнительная аэродинамическая поверхность повышается критическое число Маха (Мкр). Например, на больших числах М (М=0,8;0,82) прирост максимального аэродинамического качества составляет ΔКмах=0,2-0,25. Следовательно, растет и аэродинамическая эффективность самолета К×М, где К - аэродинамическое качество, М - число Маха.

Предлагаемое техническое решение является высоко технологичным, не имеет конструктивных ограничений на угол установки дополнительной аэродинамической поверхности, который, как правило, выбирается оптимальным для крейсерского режима полета. Кроме того, коэффициент подъемной силы Суα дополнительной аэродинамическое поверхности ниже, чем для других типов законцовок, следствием чего является минимизация изгибающего момента на силовую конструкцию крыла. Это позволяет осуществлять установку предлагаемой законцовки на существующих самолетах без усиления основных силовых элементов крыла.

Предлагаемая законцовка по существу является интегральной, объединяя преимущества как вертикальных концевых шайб, так и горизонтальных законцовок, позволяя в полном объеме реализовать вертикальные и горизонтальные скосы потока во всей области их эффективных значений.

Законцовкакрылалетательногоаппарата,имеющаяконцевуюшайбу,отличающаясятем,чтоонаснабженадополнительнойаэродинамическойстреловиднойповерхностьюмалогоудлинениясостройпереднейкромкой,смонтированнойсвнешнейстороныконцевойшайбынаееконце,приэтомзадняякромкадополнительнойаэродинамическойповерхностисовмещенасзаднейкромкойконцевойшайбы,носокрасположеннапереднейкромкеконцевойшайбынижеуровнязаднейкромки,астреловидностьсоставляет60-85°.
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 1-9 of 9 items.
10.02.2014
№216.012.9f3a

Тормозное устройство

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к тормозным устройствам стартовых пусковых установок. Тормозное устройство содержит корпус, внутри которого по скользящей посадке установлена дисковая фрикционная муфта и зажимной механизм. Зажимной механизм состоит из пружины,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002506470
Дата охранного документа: 10.02.2014
10.01.2015
№216.013.1dac

Способ раскладывания консолей крыла летательного аппарата

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способу приведения в полетную конфигурацию летательного аппарата (ЛА), транспортируемого к точке сброса авиационным носителем. Способ раскладывания консолей крыла (1, 2) ЛА, сбрасываемого с авиационного носителя, заключается в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002539024
Дата охранного документа: 10.01.2015
10.03.2015
№216.013.3129

Гидросистема летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, в частности к гидравлическим системам летательных аппаратов. Гидросистема ЛА содержит гидравлический насос, фильтр, гаситель гидроудара, гидроаккумулятор, обратный клапан, распределительный кран и соединительные трубопроводы. Распределительный кран...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544053
Дата охранного документа: 10.03.2015
20.04.2015
№216.013.42fa

Дверь для самолета (варианты) и механизм навески двери

Изобретение относится к авиационной технике и касается конструкции пассажирских дверей. Дверь содержит дверное полотно и механизм навески, содержащий два поворотных рычага, соединенные друг с другом жестким элементом, управляющую тягу с роликом, и водило, шарнирно соединенное первым концом с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002548644
Дата охранного документа: 20.04.2015
29.03.2019
№219.016.eef1

Законцовка несущей поверхности летательного аппарата

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано на несущих поверхностях летательных аппаратов различного назначения. Законцовка несущей поверхности летательного аппарата имеет стреловидную концевую аэродинамическую поверхность, нижняя плоскость которой образована...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002264950
Дата охранного документа: 27.11.2005
29.03.2019
№219.016.efa7

Механизм управления аэродинамическими поверхностями самолета

Изобретение относится к авиационной технике и касается создания механизмов управления аэродинамическими поверхностями самолета, например закрылками. Кинематические звенья механизма управления связаны посредством шарнирных узлов, в том числе узлом шарового шарнира, соединяющего подкос с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002295475
Дата охранного документа: 20.03.2007
19.04.2019
№219.017.2c21

Запирающее устройство

Изобретение относится к устройствам для запирания дверей и может быть использовано для запирания дверей туалетных кабин, например, в авиационном, морском или железнодорожном транспорте и касается запирающего устройства, содержащего корпус с торцевой планкой, задней стенкой и крышкой, ригель с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002289664
Дата охранного документа: 20.12.2006
19.04.2019
№219.017.2f57

Законцовка несущей поверхности летательного аппарата

Изобретение относится к области авиационной техники. Законцовка крыла летательного аппарата имеет стреловидную переднюю кромку по размаху, нижняя поверхность которой образована плавным продолжением образующей нижней поверхности крыла. Передняя кромка концевой части законцовки от точки...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002378154
Дата охранного документа: 10.01.2010
19.04.2019
№219.017.31b0

Приспособление и способ установки передней шторки стабилизатора самолета

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к сборке конструкций и агрегатов самолета, и касается крепления стабилизатора к фюзеляжу самолета. Во время установки передней шторки стабилизатора в зазор между фюзеляжем и торцевой частью носка стабилизатора выставляют стабилизатор в 0°...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002470833
Дата охранного документа: 27.12.2012
Showing 1-2 of 2 items.
29.03.2019
№219.016.eef1

Законцовка несущей поверхности летательного аппарата

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано на несущих поверхностях летательных аппаратов различного назначения. Законцовка несущей поверхности летательного аппарата имеет стреловидную концевую аэродинамическую поверхность, нижняя плоскость которой образована...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002264950
Дата охранного документа: 27.11.2005
29.05.2019
№219.017.64b6

Стреловидное крыло дозвукового транспортного самолета

Изобретение относится к области авиационной техники. Крыло имеет профили с параметрами ϑ и ϑ•ϑ, где ϑ - средний угол наклона верхней поверхности на участке хорды от точки с максимальной ординатой средний угол наклона верхней поверхности на участке хорды от . Угол ϑ изменяется в пределах...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02208540
Дата охранного документа: 20.07.2003
+ добавить свой РИД