КОНЦЕВОЕ УСТРОЙСТВО КРЫЛА САМОЛЕТА-АМФИБИИ ИЛИ ГИДРОСАМОЛЕТА
WING TERMINATION OF AMPHIBIAN AIRCRAFT OR SEAPLANE

Изобретение относится к авиационной технике, а именно касается создания самолетов-амфибий и гидросамолетов.
Известен «Самолет-амфибия» (патент РФ на промышленный образец №41674), содержащий концевое устройство в виде концевой шайбы, расположенной под углом к плоскости крыла (крылоподобный элемент, выступающий вверх по отношению к плоскости крыла), и поплавок, установленный на пилоне под крылом приблизительно на 78% полуразмаха крыла.
Наиболее близким по достигаемому результату техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является "Концевое устройство на крыле" (патент на изобретение WO 2012007358, МПК В64С 23/06), содержащее верхний и нижний крылоподобные элементы. Верхний крылоподобный элемент больше нижнего, задняя кромка верхнего крылоподобного элемента примыкает к задней кромке нижнего и угол между верхним и нижним крылоподобными элементами меньше или равен 160°. Площадь нижнего крылоподобного элемента не больше 25% от площади верхнего крылоподобного элемента. Применение нижнего крылоподобного элемента позволяет уменьшить интерференционные эффекты перетекания на конце крыла и компенсировать уменьшение удлинения при прогибе крыла.
Недостатком указанных технических решений при использовании на самолете-амфибии или гидросамолете с отдельно отстоящим на пилоне поплавком является увеличение аэродинамического сопротивления, создаваемого как собственно пилоном поплавка, так и аэродинамическое сопротивление, обусловленное боковой аэродинамической силой на пилоне поплавка, возникающей из-за поперечного движения потока по нижней поверхности крыла.
Техническим результатом заявляемого решения является снижение аэродинамического сопротивления, создаваемого самолетом-амфибией или гидросамолетом, что в конечном результате приводит к улучшению летно-технических характеристик, повышению эффективности использования топлива и сокращению вредных выбросов.
Технический результат достигается тем, что 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. Площадь нижнего крылоподобного элемента не зависит от величины площади верхнего крылоподобного элемента. При этом на конце нижнего крылоподобного элемента установлен поплавок боковой остойчивости.
Таким образом, заявляемое концевое устройство крыла самолета-амфибии или гидросамолета соответствует критерию изобретения «новизна». Сравнение заявляемого решения не только с прототипом, но и с другими защищенными патентами техническими решениями в данной области техники, не позволило выявить в них признаки, отличающие заявляемое решение от прототипа, что позволяет сделать вывод о соответствии критерию «изобретательский уровень». Заявляемое решение пригодно к осуществлению промышленным путем.
Сущность изобретения поясняется нижеследующим описанием и чертежами, где:
на фиг. 1 изображен самолет-амфибия с заявляемыми концевыми устройствами;
на фиг. 2 - вид А.
Концевое устройство крыла самолета-амфибии или гидросамолета (фиг. 1), установленное на конце крыла 1, содержит верхний крылоподобный элемент 2 (фиг. 2), выступающий вверх по отношению к плоскости крыла 1, и нижний крылоподобный элемент 3, выступающий вниз от пересечения верхнего крылоподобного элемента 2 и крыла 1. На конце нижнего крылоподобного элемента 3, увеличенного по ширине и длине (по сравнению с прототипом), установлен поплавок боковой остойчивости 4. При этом нижний крылоподобный элемент 3, который также выполняет роль пилона поплавка 4, может иметь площадь больше 25% от площади верхнего крылоподобного элемента. Задняя кромка верхнего крылоподобного элемента 5 и задняя кромка нижнего крылоподобного элемента 6 могут не совпадать, а нижний крылоподобный элемент может иметь как прямую, так и обратную стреловидность, что определяется при выборе положения поплавка боковой остойчивости 4. Угол между верхним 2 и нижним 3 крылоподобными элементами меньше или равен 160°.
На концевом устройстве крыла нижний крылоподобный элемент 3 удлинен и увеличен в ширину и на его конце установлен поплавок боковой остойчивости 4. Отказ от отдельностоящего подкрыльевого пилона позволяет несколько снизить аэродинамическое сопротивление самолета. К тому же общее увеличение высоты концевого устройства крыла за счет более длинного нижнего крылоподобного элемента 3 приводит к увеличению эффективного удлинения крыла 1 [1], а, следовательно, также и к снижению индуктивного аэродинамического сопротивления.
Установка поплавка 4 на нижнем крылоподобном элементе 3 вместо отдельно стоящего пилона приводит к торможению потока в районе концевого устройства и, следовательно, увеличению подпора набегающего потока на нижней поверхности консоли крыла 1. В результате этого в районе концевой части крыла увеличивается подъемная сила и аэродинамическое качество крыла 1 самолета.
Увеличение аэродинамического сопротивления установленного поплавка и, следовательно, уменьшение аэродинамического качества составляет меньшую величину. Таким образом, положительный эффект от подпора на нижней поверхности консоли крыла оказывается положительным, и, следовательно, улучшаются летно-технические характеристики, повышается эффективность использования топлива и сокращается количество вредных выбросов.
Таким образом, совокупность существенных признаков концевого устройства крыла самолета-амфибии или гидросамолета обеспечивает снижение как индуктивного аэродинамического сопротивления самолета, так и аэродинамического сопротивления, обусловленного боковой аэродинамической силой на пилоне поплавка. Изобретение можно реализовать по существующим технологиям из применяемых в самолетостроении материалов.
Источники информации
1. Руководство для конструкторов. Том I. №16221. Стр. 29. БИТ НКАП ЦАГИ 1943 г.