Концевая крыльевая поверхность
Полезная модель «Концевая крыльевая поверхность», «ККП», (законцовка крыла), относится к авиационной технике, а именно к средствам повышения безопасности полета за счет рационального изменения распределения воздушной нагрузки по размаху крыла, уменьшения изгибающего момента крыла и обеспечения безотрывного обтекания в концевой части крыла (в районе элеронов). В настоящее время, с целью повышения аэродинамических характеристик крыла исследуется большое количество различных ККП или законцовок крыла. При положительных результатах этих аэродинамических исследований были обнаружены нежелательные эксплуатационные факторы, в виде микротрещин в корневом сечении силового набора крыла, полученные в результате летных испытаний. Особенно это было отмечено на модифицированных серийных самолетах, на которых дополнительно устанавливали новые законцовки, главным образом, типа вертикальных крылышек Уиткомба. Поэтому, полезная модель «Концевая крыльевая поверхность» наряду с положительным аэродинамическим эффектом создания рациональной эпюры распределения воздушной нагрузки по размаху крыла и смещения ее равнодействующей к корню крыла, имеет положительный прочностной эффект снижения на 10-15% изгибающего момента крыла на всех эксплуатационных режимах полета. Этим обеспечивается снижение напряжения силовых конструкций и повышение безопасности полета при улучшении аэродинамических характеристик крыла.
Полезная модель «Концевая крыльевая поверхность» (ККП), относится к авиационной технике, а именно к повышению безопасности полета за счет рационального распределения воздушной нагрузки по размаху крыла и уменьшения изгибающего момента крыла.
Современный уровень техники проанализирован на основе требуемой глубины патентного поиска. Так, известна законцовка крыла в виде вертикальной шайбы или системы вертикальных шайб (Экспериментальная аэродинамика, А.К.Мартынов, ЦАГИ (1958 г., стр.272); Уиткомб, Ил 76). Указанный тип законцовок, действительно, уменьшает вихревое (индуктивное) сопротивление крыла за счет разрушения вихря, сбегающего с конца крыла. Однако экспериментальные исследования, в том числе летные, показали существенное увеличение подъемной силы крыла в концевой зоне по сравнению с эллиптическим распределением воздушной нагрузки по крылу (Фиг.1). Это приводит к существенному (12-17%) увеличению изгибающего момента крыла по сравнению с изгибающим моментом без вертикальных законцовок, и как следствие, появление усталостных микротрещин в корневой части силового набора крыла. Это особенно важно в тех случаях, когда необходима модернизация крыла для улучшения аэродинамических характеристик за счет вертикальной законцовки. Так, для пассажирских самолетов со взлетным весом 100-150 т., увеличение изгибающего момента крыла от применения вертикальных крылышек составляет примерно 10-15 тоннометров на каждом полукрыле в эксплуатационном диапазоне полета. Это существенно, снижает его ресурс и усталостную прочность, т.е. безопасность полета.
Известны разрезные концевые поверхности крыла типа «перьевой» законцовки исследованные в полете фирмой «Дорнье» (1960 г.), фирмой «Фоккер» (1970 г.), фирмой «Локхид» (1980 г.), а также Корнушенко А.В. патенты RU №2095281 и №2118270. Действительно, эти законцовки достигают поставленной цели а именно, "... Концевые вихри, образованные на крылышках слабее концевого вихря несущей поверхности. Данное расположение крылышек и форма в плане позволяет приблизить закон распределения к оптимальному эллиптическому." За счет этого, согласно экспериментов, на 3-5% повышается аэродинамическое качество крыла. Однако, эллиптическая форма эпюры воздушной нагрузки по размаху крыла не позволяет уменьшить плечо равнодействующей подъемной силы на полукрыле и снизить изгибающий момент, усталостную прочность, безопасность полета (Фиг.1).
Известна законцовка лопасти вертолета по патенту 0056322, которая предусматривает снижение изгибающего момента лопасти вертолета. Однако условия обтекания лопасти вертолета с циклическими и знакопеременными нагрузками, существенно отличаются от условий обтекания крыла и ее законцовки. Поэтому, полезная модель «концевая крыльевая поверхность» отличается от полезной модели «законцовка лопасти вертолета» соотношениями размеров, площадей и геометрических параметров профилей, эксплуатационными условиями т.е. эффектами взаимодействия законцовок с основной несущей поверхностью. Их сходство только в положительном эффекте, а именно, в снижении эксплуатационного изгибающего момента.
С целью увеличения срока надежной эксплуатации самолета, продления ресурса крыла, как наиболее нагруженного агрегата самолета, концевую крыльевую поверхность (ККП) снабжают специальными профилями, которые создают обтекаемую поверхность с обратной (отрицательной) подъемной силой. Благодаря этому, появляется дополнительный отрицательный участок эпюры воздушного нагружения крыла (Фиг.2). При равенстве общих положительных площадей эпюр сравнимых крыльев с
эллиптическим и новым, «разгрузочным», распределением воздушной нагрузки (У 1=У2), видна разница в месте положения равнодействующих подъемных сил У1 и У 2 на полукрыле с различными эпюрами нагружения. За счет дополнительного отрицательного участка эпюры на законцовке крыла с ККП, уменьшение величины плеча L2 равнодействующей У2 составляет 10-15% по сравнению с величиной плеча L1 от У1. Таким образом, обеспечивается уменьшение изгибающего момента на каждом полукрыле и на крыле в целом, т.е. его «разгрузка».
Согласно устройству полезной модели, это достигается тем, что с целью увеличения срока эксплуатации самолета и повышения его безопасности концевая крыльевая поверхность составляет 5-15% совместной площади крыла и концевой поверхности и выполнена так, что срединная плоскость ее профилей имеет обратную кривизну по отношению к срединной плоскости профилей крыла, при этом, концы профилей ККП отклонены вверх на 3-5% хорды профиля b начиная с 80-90% b.
Примером конкретного осуществления предложенной полезной модели служит конструкция, показанная на чертежах.
Фиг.1 - показаны эпюры воздушной нагрузки на полукрыле самолета для случая нагружения обычного крыла с обычной законцовкой (позиция 1), с законцовкой типа вертикальная шайба (позиция 2) и близкая к эллиптическому закону с перьевой законцовкой (позиция 3).
Фиг.2 - показаны эпюры воздушной нагрузки на полукрыле самолета с эллиптическим (позиция 1) распределением и эпюру (позиция 2) с установкой концевой поверхности.
Фиг.3 - показана форма в плане крыла с концевой крыльевой поверхностью.
Фиг.4 (сеч. А-А, Фиг.3) - показана типовая форма несущего профиля крыла наиболее часто применяемая на современных самолетах.
Фиг.5 (сеч. Б-Б, Фиг.3) - показана форма профиля переходной зоны от несущего профиля крыла к профилю концевой поверхности. Ширина этой зоны около 1% от размаха крыла. Протяженность поверхности по размаху (от хорды 7 до оконечности 4) выбирают от 5 до 15% полуразмаха крыла. Относительную толщину профиля в сечениях между Б-Б и В-В выбирают в пределах 3-20%.
Фиг.6 (сеч. В-В, Фиг.3) - показана форма типового профиля концевой крыльевой поверхности.
Фиг.7 - показана эпюра типового профиля.
Фиг.8 - показана испытанная модель ККП.
Фиг.9 - показана физическая картина обтекания профиля ККП на околозвуковой скорости М=0,8.
Фиг.10 - показана физическая картина обтекания профиля NACA на околозвуковой скорости М=0,78.
Фиг.11 - График экспериментальной зависимости прироста максимального аэродинамического качества (
Кмах) от относительной площади концевой крыльевой поверхности (ККП) 
. Оптимум Кмах на 5-15% от общей площади крыла.
Фиг.12 - График экспериментальной зависимости прироста максимального аэродинамического качества (Кмах) от % отклонения вверх концов профилей (хвостиков) ККП 
, начиная с 80-90% хорды профиля профиля. Оптимум Кмах на 3-5% h от хорды профиля (b пр.); внизу показана форма профиля с поднятым хвостиком.
На исходном крыле I, имеющем в общем случае стреловидность передней и задней кромок установлена концевая крыльевая поверхность 2 итогового крыла 8, содержащая переднюю кромку 3 заканчивающуюся оконечностью 4 и заднюю кромку 5.
Профилированные верхняя и нижняя поверхность крыла 1 плавно сопряжены с верхней и нижней поверхностью 2 по переходной зоне 6 с образованием плавного профиля. Фиг 5 (сеч. Б-Б). Началом крыльевой поверхности 3, вместе с переходной зоной 6, является концевая хорда 7 исходного крыла 1.
Длина хорды 7 определяет при построении размер концевой поверхности 2, а именно ее размах, т.е. длину задней кромки 5 законцовки 2. Площадь концевой поверхности 2 составляет 5-15% площади итогового крыла 8. Площадь итогового крыла 8 состоит из площади исходного крыла 1 и площади концевой поверхности 2.
Работает концевая крыльевая поверхность следующим образом. На взлете или посадке, когда площадь положительной эпюры воздушной нагрузки максимальна, площадь отрицательной эпюры на крыле 8, также максимальна. Это приводит к максимальному смещению равнодействующей подъемной силы У2 (Фиг.2) к оси самолета, т.е. к плечу L2., которое меньше L 1. За счет этого, происходит уменьшение изгибающего момента и снижение максимальных напряжений в силовых элементах крыла (стыковочные узлы, лонжероны, стрингера). Поскольку режим взлета и посадки зачастую является определяющим при определении ресурса самолета т.к. учитывает миллионы циклов знакопеременных нагрузок на этих режимах, то снижение нагрузок позволяет увеличить ресурс, продолжительность эксплуатации самолета, что особенно важно для серийных пассажирских самолетов. Применение концевых поверхностей крыла позволяет увеличить эксплуатационный ресурс, например, пассажирских самолетов на 10-15%. Рассматривая процесс крейсерского полета, можно отметить положительные свойства концевой поверхности в связи с необходимостью увеличения положительной площади эпюры воздушной нагрузки (при образовании ее отрицательного участка на конце крыла). Это может быть обеспечено, например, либо за счет увеличения угла атаки самолета на 1-2°, либо за счет
увеличения скорости полета на 5-10%, что положительно сказывается на рентабельности пассажирских самолетов.
При получении аэродинамических характеристик крыла с ККП современного пассажирского самолета, полученных при испытаниях в аэродинамической трубе при скорости потока 20-50 м/сек., было отмечено превращение свободного концевого вихря в слабую вихревую пелену, практически за всей площадью ККП. При этом весовые измерения дренированной модели (Фиг.8,) показали снижение итогового сопротивления крыла с ККП на 8-10% по сравнению с обычным крылом (с серийной законцовкой). Математический эксперимент на околозвуковой крейсерской скорости М=0,8 (300 м/сек.), показал ослабленные зоны давления на верхней и нижней поверхности профиля ККП, без скачков уплотнения Фиг.9.
В то же время использование традиционного типа профиля NACA даже на меньшей скорости (М=0,78) показывает наличие сильного скачка уплотнения и вызванного им отрыва потока Фиг.10 (ЦАГИ. Изд.: М. ФИЗМАТЛИТ 2003, стр.68). При этом, используя оптимальные значения относительной площади ККП (Фиг.11) и оптимальные значения формы концевой части профиля (Фиг.12), получают дополнительно 3-5% прироста максимального аэродинамического качества крыла.
Таким образом, использование ККП, наряду с улучшением прочностных и усталостных характеристик конструкции приводит также к повышению надежности крыла и улучшению аэродинамических характеристик крыла в целом.
Созданная около ста лет назад теория подъемной силы крыла конечного размаха не предусматривала создания зоны отрицательного давления на нижней поверхности концевых частей крыла. Теория рассматривала присоединенный вихрь, вдоль передней кромки крыла и пару свободных вихрей по концам крыла, которые являются источником вихревого (индуктивного) сопротивления зарождающегося на стыке нижней и верхней поверхности крыла по оконечности его законцовок.
Протяженность этих вихрей достаточно велика (до 1000 метров и более). Предлагаемая ККП «размывает» эти свободные вихри плоскостями обратного давления достаточно большой относительной площади, по сравнению с зоной оконечности законцовки крыла, уменьшает вихревое сопротивление крыла в целом.
Концевая крыльевая поверхность (ККП), включающая профилированную нижнюю и верхнюю поверхности, зону плавного сопряжения профилей между крылом и концевой поверхностью, отличающаяся тем, что концевая крыльевая поверхность составляет 5-15% совместной площади крыла и концевой поверхности и выполнена так, что срединная плоскость ее профилей имеет обратную кривизну по отношению к срединной плоскости профилей крыла, при этом концы профилей ККП отклонены вверх на 3-5% хорды профиля, начиная с 80-90% ходы профиля.
