Составная законцовка несущей поверхности

Полезная модель «Составная законцовка несущей поверхности» относится к области авиационной техники, а именно к созданию высокоэффективных крыльев современных летательных аппаратов и может быть применена в судостроении при создании аппаратов на подводных крыльях.

Разработанная в начале прошлого века теория крыла конечного размаха предусматривает наличие свободных вихрей на концах крыла. При этом, вихревая система крыла приобретает «П»-образный вид в котором концевые (свободные) вихри вытянуты по потоку, вдоль продольной оси самолета и уносят с собой до 40% тяговой энергии двигателей. Современные законцовки предполагают уменьшение этих потерь путем разрушения концевого вихря.

В полезной модели использован новый принцип построения вихревой системы крыла, при котором свободные вихри не разрушают а устанавливают вихрь, под углом к продольной оси самолета, увеличивая тем самым эффективное удлинение крыла и уменьшая проекцию силы сопротивления вихря на продольную ось летательного аппарата. При этом, повышение аэродинамического качества летательного аппарата достигает 8-12% при сохранении безотрывности обтекания законцовки.

Полезная модель относится преимущественно к области авиационной техники, например, к созданию высокоэффективных крыльев летательных аппаратов, лопастей вертолетов и винтов и может быть использовано в судостроении для подводных крыльев и подобных обтекаемых поверхностей.

Разработанная в начале прошлого века теория крыла конечного размаха предусматривает наличие свободных вихрей на концах крыла и присоединенного посредине. При этом, вихревая система крыла приобретает «П»-образный вид в котором концевые (свободные) вихри вытянуты по потоку, вдоль продольной оси самолета. Следуя этой теории, концевые вихри крыла, будучи прикреплены к концам крыла по его законцовкам оттягивают крыло назад создавая вихревое (индуктивное) сопротивление. Оно достигает, как известно, около 40% сопротивления всего самолета на дозвуковой скорости полета (около 50% лобовое сопротивление). Современным направлением борьбы с вихревым сопротивлением является стремление разрушить вихри, сбегающие с концов крыла путем различных конструкций законцовок крыла. Наиболее распространенной конструкцией законцовки крыла является законцовка Уиткомба в виде вертикальных крылышек (шайб). С идеологией этой законцовки летают сейчас многие современные самолеты и отечественные и зарубежные, такие как, например, Ил-96, Ту-334. Як-130, Боинг 747, Аэрбас А-380, и строящиеся, например, МС-21, и Супер-джет 100. и разрабатываемый фирмой Боинг гигантский самолет - крыло Х-48 В, вместимостью до 800 пассажиров (Фиг.1). Однако, сам изобретатель этой законцовки Уиткомб, обобщая в 1976 г. опыт использования вертикальных шайб, в том числе и патент 1897 г. фирмы Ланчестер на установку вертикальной поверхности на законцовку крыла, отмечал (журнал Aeronautical Sciences, 1982, Рр 1115-1121. 13 th Congress of the International Council), «...несмотря на такое неожиданное

предпочтение крыльев с КВП (концевые вертикальные поверхности), они не могут обеспечить повышенные характеристики на различных режимах полета». Следует добавить, что на разрушение этой 40% энергии концевых вихрей тоже необходима определенная энергия, которая в конечном итоге отбирается от энергии топлива двигателей, т.е. уменьшая КПД всей энергетической системы в целом. Поэтому конструкции законцовок разрушающих вихри по типу вертикальных поверхностей приняты нами в качестве аналогов.

Наиболее близким техническим решением к сути заявляемой полезной модели является патент России №57712 от 27.07.2005 г. «Законцовка крыла самолета», который принят нами за прототип.

В патенте не предусмотрено разрушение концевого вихря т.к. безотрывное обтекание законцовки крыла предусматривает использование вихревой энергии потока на расчетных режимах полета. Однако, нерасчетные режимы полета, которые могут составлять значительный период в полете, изложенное в прототипе решение обеспечивает не в полной мере из-за отсутствия гарантированного образования вихря, который создавал бы в хвостовой зоне законцовки вихревой поток на S-образном профиле законцовки.

Гарантированное образование управляемого концевого вихря и его использование и на нерасчетных режимах возможно, если использовать новый принцип построения вихревой системы крыла, при котором свободные вихри могут быть установлены не по потоку, а под углом к продольной оси самолета. увеличивая тем самым эффективное удлинение крыла и уменьшая проекцию силы сопротивления вихря на продольную ось летательного аппарата. Для этого законцовку снабжают специальной вихрегенерирующей поверхностью, которая зарождая концевой вихрь, затем передает его с изменением направления в сторону продолжения крыла для взаимодействия с вихревым потоком в хвостовой части законцовки. При этом, свободный вихрь установлен не по потоку, а под углом к продольной оси самолета, увеличивая тем самым эффективное удлинение крыла и уменьшая проекцию силы сопротивления вихря на продольную ось летательного аппарата. Следовательно может быть

осуществлено повышение аэродинамического качества летательного аппарата при сохранении положительного результата прототипа, а именно, безотрывное обтекание и повышение безопасности полета.

Как показали исследования нового, неразрушающего концевой вихрь способа, вихревая энергия концевого вихря, в большей своей части, может быть использована для повышения аэродинамического качества крыла и летательного аппарата в целом.

Задачей на решение которой направлена полезная модель является разворот концевого вихря вдоль крыла для использования его энергии путем повышения эффективного удлинения крыла при безотрывном обтекании законцовки крыла.

Техническим результатом, достигаемым заявленной полезной моделью является повышение аэродинамического качества крыла на всех режимах полета при гарантированном вихревом безотрывном обтекании законцовки крыла.

Согласно полезной модели заявленный технический результат достигается тем, что обтекатель выполнен в виде удлиненного ребра с относительно острой наружной кромкой, плавно сопрягаемой своей профилированной поверхностью с основной законцовкой, содержащей, например «S»-образные профили, при этом размах обтекателя находится в соотношении с размахом основной законцовки, как 0,1-0,3, а корневая хорда обтекателя составляет 0,3-1,2 от корневой хорды основной законцовки.

Полезная модель поясняется следующими фигурами чертежей:

Фиг.1 - законцовка Уиткомба и самолеты с законцовкой, построенной по способу разрушения концевых вихрей;

Фиг.2 - форма законцовки крыла и типовые профили заявленной полезной модели;

Фиг.3 - схемы обтекания традиционной законцовки (вверху) и законцовки по предмету полезной модели;

Фиг.4 - аэродинамическая труба Т 101 и результаты испытаний полезной модели для обоснования заявленных оптимальных соотношений.

На фиг.2 крыло 1 летательного аппарата имеет профилированную законцовку 2, состоящую из расположенного впереди обтекателя 3 и основной законцовки 5. Обтекатель 3 снабжен аэродинамически острой кромкой 4 (радиус носка профиля не более 0,3% хорды), который плавно сопрягается с основной законцовкой. Размах 6 обтекателя составляет 0,1-0,3 от размаха 7 основной законцовки. Корневая хорда 8 обтекателя составляет 0,3-1,2 от корневой хорды 9 основной законцовки. Показаны типовые профили основной законцовки 5 (профили 11 и 12 в сечениях Б-Б и В-В) и профиль обтекателя 3 с острой кромкой 4 (профиль 10 в сечении А-А).

Работает полезная модель следующим образом (Фиг.3) При обтекании крыла 1 потоком 12 со скоростью «V» и углом атаки «», поток 12, обтекая острую кромку 4 обтекателя 3 завихряется в вихрь 13. Обтекатель 3 служит инициатором «запального» вихря 13. Вихрь 13, следуя вместе с потоком 12, устремляется на основную законцовку 5, а именно - направляется в зону пониженного давления 14. Эта зона может быть организована, например, установкой «S»-образных профилей. С направлением вихря 13 в зону 14 происходит объединение вихревой энергии вихря 13 с потоком 12 в более мощный вихрь 15 с направлением вихря 15 под углом 17 «» и проекции его силы сопротивления 16«Х» на продольную ось х-х летательного аппарата уменьшается по сравнению (фиг.3 вверху, справа) с проекцией силы 16«Х» при угле 17 «»=90°, когда сила 16 «X» составляет 100% проекции на продольную ось х-х летательного аппарата. Таким образом, достигается положительный технический результат по снижению вихревого сопротивления и повышению аэродинамического качества летательного аппарата в целом. Кроме того, сохраняется безотрывное обтекание законцовки за счет привлечения

дополнительной кинетической энергии вихря 15 в область задней кромки законцовки, которая имеет наименьший энергетический запас в пограничном слое.

В результате экспериментальных исследований ряда законцовок (фиг 4) в самой большой в Европе аэродинамической трубе Т-101 ЦАГИ при скорости потока V=50 м/сек на крыле имеющем размах около 12 м., при дополнительных расчетных исследованиях, были получены результаты, позволяющие установить оптимальные параметры заявляемой полезной модели. Так, наибольший прирост аэродинамического качества имеет место при размахе обтекателя который составляет 0,1-0,3 от размаха основной законцовки, а корневая хорда обтекателя составляет 0,3-1,2 от корневой хорды основной законцовки. При этих соотношениях, полезная модель достигает прироста аэродинамического качества 8-12% по сравнению с традиционными законцовками, не использующих принципы аэродинамической компоновки заявляемой полезной модели. При этом, сохраняется безотрывное обтекание законцовки, т.е. повышается безопасность полетов.

Составная законцовка крыла, содержащая сопряженную с крылом профилированную основную часть и расположенный впереди ее обтекатель, отличающаяся тем, что обтекатель выполнен в виде удлиненного ребра с относительно острой наружной кромкой, плавно сопрягаемой своей профилированной поверхностью с основной законцовкой, содержащей, например, S-образные профили, при этом размах обтекателя находится в соотношении с размахом основной законцовки, как 0,1-0,3, а корневая хорда обтекателя составляет 0,3-1,2 от корневой хорды основной законцовки.