ЗАКОНЦОВКА
TIP

Настоящее изобретение относится к области аэродинамики и может применяться на различных аэродинамических поверхностях, преимущественно на крыльях самолетов и планеров, элементах хвостового оперения, а также лопастях воздушных винтов и ветровых турбин. Изобретение относится к рубрике В64С 23/06.
Из уровня техники известны технические решения, аналогичные предлагаемому, как например, законцовки с заостренной рабочей кромкой, общими чертами которых является более медленное нарастание индуктивного сопротивления по мере роста угла атаки крыла. Наиболее характерным примером такой законцовки является также законцовка Хорнера, применяемая, в частности, на самолете укороченного взлета и посадки СН-701, которая по своему техническому решению наиболее близка к предложенному изобретению и изображение которой приводится в сети Интернет по адресу: https://lh3.qoogleusercontent.com/proxy/-BXt5ub5of4mp8icwDduse2CD-Re_lxkp66ZEe3RSTW5ZubPbvLd2kq2M3TqN-ihnZLhLK5OKjQ4n7D3-AZoDTQI5LJf.
Данная законцовка входит в состав аэродинамической поверхности, рассматриваемой в горизонтальном положении и образованной в продольном отношении, по меньшей мере, одним удобообтекаемым профилем и содержит верхнюю и нижнюю стороны, сопрягаемые между собой с образованием передней и задней кромок, при этом законцовка образована верхней и нижней поверхностями, переходящими в верхнюю и нижнюю стороны аэродинамической поверхности, а также сопрягаемым между собой с образованием рабочей кромки, изогнутой в одной или двух плоскостях и состоящей из входящего и исходящего участков, примыкающих к передней и задней кромкам аэродинамической поверхности и сопрягающихся между собой в точке, соответствующей максимальному размаху аэродинамической поверхности таким образом, что проекция рабочей кромки на плоскость хорд имеет вид обращенной наружу дуги постоянного или переменного радиуса.
Преимуществом данного технического решения является простота конструктивной реализации и малая собственной массе законцовки, а некоторое увеличение эффективного размаха крыла при одновременно уменьшении толщины вихревого жгута, что замедляет нарастание индуктивного сопротивления по мере роста угла атаки. Кроме того, законцовка Хорнера позволяет сохранить устойчивое вихреобразование на субкритических углах атаки в широком диапазоне углов скольжения, что обеспечивает эффективное «дренирование» пограничного слоя на верхней стороне законцовки и уменьшает вероятность развития асимметричного срыва на крыле при маневрировании на относительно небольших скоростях.
Недостатком классической законцовки Хорнера, является повышенное донное сопротивление на малых углах атаки, вызванное отклонением внутрь формируемого исходящим отрезком рабочей кромки концевого вихря (что соответствует обтеканию дискового крыла в «критических» секторах 100-130 градусов).
Из уровня техники известна также законцовка Паркера, являющаяся развитием законцовки Хорнера, описание которой размещено в сети Интернет по адресу:
http://www.myplane.nl/cherrydocs/THEORETICAL_ASPECTS_AND_PRACTICAL_US_AGE.pdf.
На рисунке «С» стр. 2. Также она изображена на фото, размещенном по адресу
https://scontent-arn2-1.xx.fbcdn.net/v/t1.0-9/s851x315/12814485_898259200291353_
652362269876169342_n.jpq?_nc_cat=103&ccb=2&_nc_sid=8bfeb9&_nc_eui2=AeFvtzaj
7CffkYuwuvA9S1EKfJw_LF5laU98nD8sXkhpT_RxiRQXtoY2Ofwr_TNTyMasQBEV6Na
A8cS8hiESmas1&_nc_ohc=z3o70XLcQm4AX83mcoU&_nc_ht=scontent-arn2-1.xx&tp=
7&oh=ef7bc8da9a42caacf630c45be460b6a0&oe=5FD699FE.
Данная законцовка дополнительно содержит лопасть, образованную верхней и нижней поверхностями, являющимися продолжением верхней и нижней поверхностей законцовки и сопрягаемым между собой с образованием также внешней и тыльной кромок, при этом нижняя поверхность законцовки вблизи в задней части имеет двояковогнутый участок, внешняя и тыльная кромки сопрягаются между собой под прямым углом с образованием ведущего угла аэродинамической поверхности, а внешняя кромка лопасти плавно переходит в переднюю часть рабочей кромки.
Достоинством данной законцовки является некоторое снижение донного сопротивления на малых углах атаки за счет исключении отклонения внутрь ядра концевого вихря.
Недостатком данной законцовки является несколько больший, чем у «классической» законцовки Хорнера, вес, а также несколько худшее «дренирование» пограничного слоя на субкритических углах атаки при наличии скольжения, что может негативно сказаться на поперечной устойчивости и управляемости самолета, оснащенного подобными законцовками, делая его более строгим в пилотировании.
Кроме того, единая протяженная рабочая кромка также увеличивает создаваемый законцовкой аэродинамический шум.
Из уровня техники также известны законцовки аэродинамических поверхностей, в конструкции которых просматривается заимствование решений из области гидроаэродинамики, характерных для живой природы.
Так, например, из уровня техники известна законцовка крыла самолета Pipistrel Panthera, фотографии которого размещены в сети Интернет по адресу https://s30121.pcdn.co/wp-content/uploads/2020/09/Pipistrel-Panthera.ipq.
Данная законцовка отчасти аналогична по форме крылу стрижа и выполнена в виде стока пограничного слоя, отогнутого вверх и образованного верхней вогнутой и нижней выпуклой поверхностями, сопряженным между собой с образованием внешней и тыльной кромок, внешняя и тыльная кромка сопрягаются между собой под острым углом с образованием вершины, выступающей за габарит задней кромки крыла, при этом внешняя кромка стока пограничного слоя плавно переходит в переднюю, а тыльная - в заднюю кромку аэродинамической поверхности.
Преимуществом данной законцовки является пониженное индуктивное сопротивление, обусловленное малым углом атаки внешней кромки относительно направления течения пограничного слоя на выпуклой нижней поверхности стока пограничного слоя, что и обеспечивает минимальную энергию сходящего с законцовки вихревого жгута. Недостатком данной законцовки является ограниченность ее области применения крыльями с небольшими концевыми хордами и значительным относительным удлинением.
Из уровня техники известна также многоэлементная законцовка крыла китайской версии самолета Ан-2, изображение которой размещено в сети Интернет по адресу
https://avatars.mds.yandex.net/get-zen_doc/108343/pub_5d622ad4dfa9ce00ad0b2952_5d62d0b5998ed600ad85c0ce/scale_1200.
Данная законцовка образована телом вращения, на котором расположены три винглета большого относительного удлинения, напоминающие концевые маховые перья крупных птиц, при этом винглеты расположены под различными углами к плоскости хорд и имеют различную длину, что обеспечивает взаимное дистанцирование проекций вершин винглетов на поперечную плоскость. Основным техническим результатом, возникающим при использовании данной законцовки можно считать фрагментацию ядра концевого вихря на три относительно маломощных вихревых жгута сонаправленного вращения, что снижает индуктивное сопротивление крыла и повышает значение K в диапазоне скоростей и углов атаки, соответствующих установочным углам винглетов. Недостатком данного технического решения является концентрация положительного эффекта в узком диапазоне скоростей, а также вредная интерференция, неизбежно возникающая при протекании потока через сужающиеся щели между сближенными корневыми участками винглетов, что не позволяет эффективно использовать данную законцовку на более скоростных, чем Ан-2, самолетах, а также на лопастях воздушных винтов.
Известен также обыкновенный тунец (лат. Thunnus thynnus), описание которого размещено в сети Интернет по адресу https://resizer.mail.ru/p/1274df53-2eba-560c-8509-6823f0d5af8e/AAAcOrblBi0mcx1eeNPepD-AJglo_GtMKceVRa2qnYeKMiHdNS1MYbsO2lelZ5HO9EE0cCQMIodfpTJ08kMKoblzv9s.jpg.
Тунец - рыба из семейства скумбриевых, известная своей способностью развивать высокую, до 70 км/ч, скорость на короткой дистанции. Характерной особенностью морфологии тунца является наличие дополнительных шиловидных плавничков, расположенных на брюшной и спинной сторонах тела перед хвостовым плавником.
Предположительно, данные плавнички выступают в роли множественных стоков пограничного слоя, обеспечивающих его спокойное отекание в набегающий поток благодаря формированию внешними кромками шиловидных плавничков большого количества мелких концевых вихрей, что уменьшает величину донного сопротивления сужающейся части тела тунца в процессе выполнения маховых движений хвостового плавника. Кроме того, побочным эффектом такого строения тела может быть также предотвращение формирования значительных по объему кавитационных пузырей, последующее коллапсирование которых способно причинить серьезные механические повреждения хвостовому плавнику. Той же функции служит и слабая болевая иннервация хвостового плавника.
Таким образом, при разработке предложенной изобретения была поставлена основная задача увеличения аэродинамического качества крыльев самолетов и планеров, увеличения КПД приводных и авторотирующих воздушных винтов различного назначения, в том числе лопастей ветровых турбин за счет объяснения и использования решения из области гидроаэродинамики, представленного в живой природе.
Кроме того, применительно к самолетам и планерам также была поставлена задача увеличения коэффициента демпфирующего момента крена.
Кроме того, применительно к самолетам и планерам была также поставлена задача увеличения коэффициента момента крена, создаваемого отклоняемыми поверхностями.
Кроме того, применительно к воздушным винтам и ветровым турбинам была поставлена задача уменьшения генерируемого аэродинамического шума.
Цель изобретения: улучшение летно-технических характеристик летательных аппаратов и энергоэффективности ветровых турбин.
Для достижения поставленной цели в известную конструкцию законцовки, входящей в состав аэродинамической поверхности, рассматриваемой в горизонтальном положении и образованной в продольном отношении, по меньшей мере, одним удобообтекаемым профилем и содержащая верхнюю и нижнюю стороны, сопрягаемые между собой с образованием передней и задней кромок, при этом законцовка образована верхней и нижней поверхностями, переходящими в верхнюю и нижнюю стороны аэродинамической поверхности, а также сопрягаемым между собой с образованием рабочей кромки, изогнутой в одной или двух плоскостях и состоящей из входящего и исходящего участков, примыкающих к передней и задней кромкам аэродинамической поверхности и сопрягающихся между собой в точке, соответствующей максимальному размаху аэродинамической поверхности таким образом, что проекция рабочей кромки на плоскость хорд имеет вид обращенной наружу дуги постоянного или переменного радиуса, были включены следующие конструктивные изменения: законцовка дополнительно содержит, по меньшей мере, два стока пограничного слоя, расположенных в ряд на исходящем участке рабочей кромки вплотную друг к другу или на некотором расстоянии друг от друга с возможностью дробления сердцевины концевого вихря на два и более вихревых жгута сонаправленного вращения, при этом каждый из стоков пограничного слоя выполнен в виде плоского или объемного конструктивного элемента треугольной формы, образованного верхней и нижней поверхностями, являющимися продолжением верхней и нижней поверхностей законцовки и сопрягаемыми между собой с образованием внешней и тыльной кромок, являющихся составной частью рабочей кромки, внешняя кромка каждого из стоков пограничного слоя, по меньшей мере, в два раза длиннее тыльной кромки и сопрягается с ней под острым углом с образованием обращенной назад вершины, а стоки пограничного слоя смещены относительно друг друга таким образом, что проекция исходящего участка рабочей кромки на плоскость хорд имеет форму ступеней, где следующая по направлению движения потока ступень смещена внутрь относительно предыдущей.
Кроме того, проекции вершин соседних стоков пограничного слоя на поперечную плоскость, перпендикулярную вектору скорости набегающего потока при нулевых углах атаки и скольжения расположены друг от друга на расстоянии от 20 до 35 процентов расстояния между вершинами вышеупомянутых стоков пограничного слоя по прямой линии, расстояние между вершинами крайнего переднего и крайнего заднего стоков пограничного слоя составляет не менее 50 процентов концевой хорды аэродинамической поверхности, а вершина первого по направлению движения потока стока пограничного слоя расположена позади плоскости, соответствующей сечению аэродинамической поверхности по ее максимальной толщине.
Кроме того, передняя кромка аэродинамической поверхности плавно переходит во входящий участок рабочей кромки, входящий участок рабочей кромки - во внешнюю кромку крайнего переднего стока пограничного слоя, тыльная кромка, по меньшей мере, одного стока пограничного слоя - во внешнюю кромку соседнего стока пограничного слоя, а тыльная кромка крайнего заднего стока пограничного слоя - в заднюю кромку аэродинамической поверхности.
Кроме того, законцовка образована в продольном отношении набором симметричных или асимметричных удобообтекаемых профилей, каждый из стоков пограничного слоя также образован набором симметричных удобообтекаемых профилей, при этом рабочая кромка законцовки, а также внешние и тыльные кромки стоков пограничного слоя расположены в непосредственной близости от плоскости хорд с возможностью выравнивания аэродинамических характеристик аэродинамической поверхности на положительных и отрицательных углах атаки.
Кроме того, законцовка образована в продольном отношении набором асимметричных удобообтекаемых профилей, верхняя поверхность законцовки является продолжением верхней стороны аэродинамической поверхности, нижняя поверхность законцовки выполнена в виде наклонной торцевой поверхности, сопрягаемой с верхней поверхностью под острым углом с образованием рабочей кромки и с нижней стороной аэродинамической поверхности под тупым углом, боковая проекция рабочей кромки выполнена в виде обращенной вверх дуги, при этом каждая следующая по направлению движения потока внешняя кромка смещена внутрь и вниз относительно предыдущей, стоки пограничного слоя выполнены с отгибом вверх, нижние поверхности стоков пограничного слоя выполнены выпуклыми и сопрягаются с наклонной торцевой поверхностью под тупым углом, а верхние поверхности стоков пограничного слоя выполнены вогнутыми и сопрягаются по касательной с верхней поверхностью законцовки.
Кроме того, средняя часть верхней поверхности законцовки, примыкающая к верхней поверхности крайнего переднего стока пограничного слоя выполнена с подъемом относительно верхней стороны аэродинамической поверхности с возможностью дополнительного увеличения расстояния между проекциями вершин стоков пограничного слоя на поперечную плоскость, при этом, по меньшей мере, 25% площади верхней поверхности законцовки имеет двойную отрицательную кривизну.
Кроме того, выпуклые поверхности стоков пограничного слоя выполнены в виде наплывов, выходящих за габарит стока пограничного слоя на нижнюю поверхность законцовки с возможностью спрямления потока, переходящего с нижней поверхности законцовки на выпуклую поверхность стока пограничного слоя, при этом наплывы расположены со смещением по диагонали относительно друг друга, а средняя длина наплыва, по меньшей мере, на 25 процентов больше среднего расстояния между соседними вершинами стоков пограничного слоя.
Кроме того, проекции на плоскость хорд внешних кромок, по меньшей мере, двух стоков пограничного слоя имеют вид обращенных наружу дуг, при этом касательные к любым двум соседним внешним кромкам, взятые при вершинах стоков пограничного слоя, расположены под углом от 4 до 15 градусов друг к другу и расходятся по направлению течения потока, а для каждой следующей по направлению течения потока тыльной кромки, угол между касательными к концам проекции на поперечную плоскость меньше, чем для предыдущей тыльной кромки.
Кроме того, законцовка дополнительно содержит запирающий гребень, выполненный в виде отдельного конструктивного элемента или как неотъемлемая часть законцовки и расположенный вблизи места сопряжения наклонной торцевой поверхности с нижней стороной аэродинамической поверхности с возможностью увеличения перепада давления между верхней и нижней сторонами аэродинамической поверхности, запирающий гребень выступает назад за габарит задней кромки аэродинамической поверхности на величину от 15 до 40 процентов концевой хорды и образован внешней и внутренней поверхностями, сопрягаемыми между собой с образованием верхней и нижней кромок, верхняя кромка примыкает к задней кромке аэродинамической поверхности, а нижняя кромка - смыкается с верхней кромкой в задней части запирающего гребня и примыкает к нижней стороне аэродинамической поверхности, при этом длина запирающего гребня составляет не менее 60%, а высота - не менее 10% концевой хорды аэродинамической поверхности.
Кроме того, законцовка установлена на аэродинамической поверхности, выполненной в виде основной и отклоняемой частей и выполнена в виде двух конструктивных элементов: законцовки основной части, содержащей два и более стока пограничного слоя и законцовки отклоняемой части, включающей в себя, по меньшей мере, один сток пограничного слоя, аналогичный по форме стокам пограничного слоя законцовки основной части.
Кроме того, отклоняемая часть аэродинамической поверхности реализована в виде поворотного хвостовика, интегрированного в удобообтекаемый профиль основной части, при этом законцовка основной части и законцовка отклоняемой поверхности также выполнены в виде единого удобообтекаемого тела, разделенного на две части, при этом ось поворота отклоняемой части разделяет исходящий участок рабочей кромки на две части.
Кроме того, отклоняемая часть аэродинамической поверхности выполнена в виде подвесного элерона или флапперона с удобообтекаемым профилем и подвешена под задней кромкой основной части на, по меньшей мере, двух кронштейнах с образованием профилированной щели, при этом законцовка выполнена в виде двух удобообтекаемых тел и содержит две рабочие кромки, одна из которых находится на законцовке отклоняемой части и плавно переходит в переднюю кромку подвесного элерона или флапперона, а вторая - на законцовке основной части аэродинамической поверхности.
Благодаря введенным конструктивным изменениям, уменьшается индуктивное сопротивление аэродинамической поверхности, что приводит к росту аэродинамического качества, а также уменьшению уровня генерируемого законцовкой аэродинамического шума.
Кроме того, применительно к самолету существенно улучшается путевая устойчивость и демпфирование в поперечном канале за счет минимизации зон неустойчивости пограничного слоя на скошенном участке рабочей кромки.
Кроме того, применительно к самолету с крылом, оснащенным вариантом предложенной законцовки, дополнительно повышается маневренность за счет снижения наивыгоднейшей скорости.
Кроме того, применительно к самолету с крылом, оснащенным вариантом предложенной законцовки, улучшается поперечная управляемость за счет увеличения коэффициента момента подвесных элеронов.
Настоящее изобретение иллюстрируется чертежами, на которых обозначено:
На Фиг. 1 - Схема обтекания известной законцовки.
На Фиг. 2 - Градиент окружных скоростей ядра концевого вихря, формируемого известной законцовкой.
На Фиг. 3 - Тунец обыкновенный.
На Фиг. 4 - Вид сверху предложенной законцовки по пп. 1-3.
На Фиг. 5 - Диаграмма нарастания кинетической энергии концевого вихря на законцовке с единой рабочей кромкой.
На Фиг. 6 - Диаграмма нарастания кинетической энергии концевых вихрей на предложенной законцовке.
На Фиг. 7 - Поперечное сечение концевого вихря с многоэлементным ядром, формируемого предложенной законцовкой.
На Фиг. 8 - Градиент окружных скоростей ядра концевого вихря, формируемого предложенной законцовкой.
На Фиг. 9 - Вид снизу-сзади законцовки по п. 4.
На Фиг. 10 - Вид сбоку законцовки по п. 4.
На Фиг. 11 - Законцовка в трех ортогональных проекциях по п. 5.
На Фиг. 12 - Вид снизу-спереди законцовки по п. 5.
На Фиг. 13 - Вид снизу-сзади законцовки по п. 5.
На Фиг. 14 - Вид сзади законцовки по п. 6.
На Фиг. 15 - Вид сверху-сзади по п. 6.
На Фиг. 16 - Вид снизу-сзади законцовки по п. 7.
На Фиг. 17 - Вид сверху законцовки по п. 8.
На Фиг. 18 - Вид сзади законцовки по п. 8.
На Фиг. 19 - Схема обтекания законцовки по п. 9.
На Фиг. 20 - Продольное сечение аэродинамической поверхности с законцовкой по п. 9.
На Фиг. 21 - Вид снизу законцовки по п. 9.
На Фиг. 22 - Вид снизу-сзади законцовки по п. 9.
На Фиг 23 - Вид снизу-сзади законцовки по п. 12.
На Фиг. 24 - Вид сбоку законцовки по пп. 4 и 11.
На Фиг. 25 - Вид сбоку законцовки по п. 12.
На Фиг. 26 - Вид сбоку законцовки по пп. 5 и 11.
Предложенная законцовка, изображенная на Фиг. 4 рассматривается в горизонтальном положении и содержит верхнюю сторону (1) и нижнюю сторону (2) сопрягаемые между собой с образованием передней кромки (3) и задней кромки (4), при этом собственно законцовка содержит верхнюю поверхность (5) и нижнюю поверхность (6), верхняя поверхность (5) и нижняя поверхность (6) законцовки плавно переходят в верхнюю сторону (1) и нижнюю сторону (2) аэродинамической поверхности и сопрягаются между собой с образованием рабочей кромки (7) состоящей из входящего и исходящего участков. Стоки пограничного слоя (8) примыкают к исходящему участку рабочей кромки (7). При этом каждый из стоков пограничного слоя (8) также образован верхней и нижней поверхностями, являющимися продолжением верхней поверхности (5) и нижней поверхности (6) законцовки и сопрягаемым между собой с образованием внешней кромки (9) и тыльной кромки (10), при этом внешняя кромка (9) и тыльная кромка (10) сопрягаются между собой с образованием вершины (11), при этом внешние кромки (9) смещены относительно друг друга таким образом, что каждая следующая по направлению движения потока проекция смещена внутрь относительно предыдущей.
Предложенная законцовка по п. 2 характеризуется тем, что проекции вершин (11) соседних стоков пограничного слоя (8) на поперечную плоскость, перпендикулярную вектору скорости набегающего потока при нулевых углах атаки и скольжения расположены друг от друга на расстоянии от 15 до 35 процентов расстояния между вершинами (11) вышеупомянутых стоков пограничного слоя (8) по прямой линии, что соответствует отношению размеров х и у на Фиг. 4, при этом расстояние между вершинами (11) крайнего переднего и крайнего заднего стоков пограничного слоя (8) составляет не менее 50 процентов концевой хорды аэродинамической поверхности, что соответствует отношению размеров а и b на Фиг. 4, а вершина (11) первого по направлению движения потока стока (8) расположена позади плоскости, соответствующей сечению аэродинамической поверхности по ее максимальной толщине и обозначенной на Фиг. 4 прерывистой линией.
Кроме того, по п. 3 Формулы конструктивное исполнение законцовки обеспечивает плавный переход передней кромки (3) аэродинамической поверхности во входящий участок рабочей кромки (7), входящего участка рабочей кромки (7) - во внешнюю кромку (9) крайнего переднего стока пограничного слоя (8) (зона А на Фиг. 4), тыльной кромки (10) по меньшей мере, одного стока пограничного слоя (8) - во внешнюю кромку (9) соседнего стока пограничного слоя (8) (зона В на Фиг. 4), а тыльной кромки (10) крайнего заднего стока пограничного слоя (8) - в заднюю кромку (4) аэродинамической поверхности (зона С на Фиг. 4).
Предложенная законцовка по п. 4 отличается тем, что образована в продольном отношении набором симметричных или асимметричных удобообтекаемых профилей, каждый из стоков пограничного слоя (8) также образован в продольном отношении набором симметричных удобообтекаемых профилей, при этом рабочая кромка (7) законцовки, а также внешние кромки (9) и тыльные кромки (10) стоков пограничного слоя (8) расположены в непосредственной близости от плоскости хорд с возможностью выравнивания аэродинамических характеристик аэродинамической поверхности на положительных и отрицательных углах атаки. Данный вариант законцовки изображен на Фиг. 9, 10 и 24.
Предложенная законцовка по п. 5 отличается тем, что образована в продольном отношении набором асимметричных аэродинамических профилей, боковая проекция рабочей кромки (7) имеет форму обращенной вверх дуги, при этом каждая следующая по направлению движения потока внешняя кромка (9) смещена внутрь и вниз относительно предыдущей, проекции внешних кромок (9) на поперечную плоскость расположены по диагонали под углом гамма относительно плоскости хорд, что изображено на Фиг. 11. Нижняя поверхность (6) законцовки выполнена в виде наклонной торцевой поверхности (12), плавно переходящей в нижнюю сторону (2) с образованием скругления и с верхней поверхностью (5) с образованием рабочей кромки (7), что изображено на Фиг. 12. Кроме того, стоки пограничного слоя (8) выполнены с отгибом вверх, нижние поверхности стоков пограничного слоя (8) выполнены выпуклыми и сопрягаются с наклонной торцевой поверхностью (12) под тупым углом, а верхние поверхности стоков пограничного слоя (8) выполнены вогнутыми и сопрягаются по касательной с верхней поверхностью (5) законцовки.
Кроме того, по п. 6 Формулы законцовка выполнена с дополнительным отгибом вверх относительно верхней стороны (1) аэродинамической поверхности, при этом верхняя поверхность (5) выполнена с участком двойной отрицательной кривизны (13), расположенным вблизи крайнего переднего стока пограничного слоя (8), что изображено на Фиг. 14 и 15.
Кроме того, по п. 7 Формулы выпуклые нижние поверхности стоков пограничного слоя (8) выполнены в виде наплывов (14), выходящих за габарит стока пограничного слоя (8) на нижнюю торцевую поверхность (12) законцовки с возможностью спрямления потока, переходящего с наклонной торцевой поверхности (12) законцовки на выпуклую нижнюю поверхность стока пограничного слоя (8), что соответствует Фиг. 16, при этом наплывы (14) расположены со смещением по диагонали относительно друг друга, а средняя длина наплыва (14), по меньшей мере, на 25 процентов больше среднего расстояния между соседними вершинами стоков пограничного слоя (8).
Кроме того, по п. 8 Формулы проекции на плоскость хорд внешних кромок (9), по меньшей мере, двух стоков пограничного слоя (8) имеют вид обращенных наружу дуг, при этом касательные к любым двум соседним внешним кромкам (8), взятые при вершинах (11) стоков пограничного слоя (8), расположены под углом от 4 до 15 градусов друг к другу и расходятся по направлению течения потока, а для каждой следующей по направлению течения потока тыльной кромки (10), угол между касательными к концам проекции на поперечную плоскость меньше, чем для предыдущей тыльной кромки (10), что изображено на Фиг. 17 и 18.
Кроме того, по п. 9 Формулы и Фиг. 19-22, законцовка дополнительно содержит запирающий гребень (15), расположенный вблизи места сопряжения наклонной торцевой поверхности (12) с нижней стороной (2) аэродинамической поверхности, выступающий назад за габарит задней кромки (4) и образованный внешней и внутренней поверхностями, сопрягаемыми между собой с образованием верхней кромки (16) и нижней кромки (17), верхняя кромка (16) примыкает к задней кромке (4) аэродинамической поверхности, а нижняя кромка (17) - смыкается с верхней кромкой (16) в задней части запирающего гребня (15) и примыкает к сопряжению наклонной торцевой поверхности (12) с нижней стороной (2), при этом длина запирающего гребня (15) составляет не менее 60%, а высота - не менее 10% концевой хорды аэродинамической поверхности, что соответствует соотношениям размеров l и b, а также размеров h и b на Фиг. 20.
Кроме того, по п. 11 Формулы отклоняемая часть выполнена в виде элерона (18), установленного на, по меньшей мере, двух петлях (19), при этом законцовка аэродинамической поверхности выполнена в виде двух конструктивных элементов: законцовки основной части, содержащей три и более стока пограничного слоя (8) и законцовки элерона (20), при этом законцовка элерона (20) включает в себя сток пограничного слоя (8), аналогичный по форме стокам пограничного слоя (8) законцовки основной части, а рабочая кромка (7) законцовки элерона (20) является продолжением рабочей кромки (7) основной части. Данный вариант реализации изобретения возможен как в сочетании с вариантом по п. 4, что показано на Фиг. 24, так и с вариантом по п. 5, что показано на Фиг. 26.
Кроме того, по п. 12 Формулы отклоняемая часть выполнена в виде подвесного элерона (21), установленного под задней кромкой (4) основной части на, по меньшей мере, двух кронштейнах (22) с образованием профилированной щели, при этом рабочая кромка основной части завершается в вершине (11) крайнего заднего стока пограничного слоя (8) основной части, а законцовка подвесного элерона (23) выполнена с собственной рабочей кромкой (7), переходящей в переднюю кромку подвесного элерона (21), что соответствует Фиг. 23 и 25.
Законцовка, согласно п. 1-3 Формулы, работает следующим образом: При обтекании аэродинамической поверхности набегающим воздушным потоком под отличным от нуля углом атаки обтекающий законцовку воздушный поток стремится перейти из зоны избыточного в зону пониженного давления и одновременно с этим, пограничный слой перетекает под некоторым углом атаки через рабочую кромку (7). При этом, поскольку на исходящем участке рабочей кромки (7) расположены стоки пограничного слоя (8), преодолевающий рабочую кромку (7) пограничный слой отделяется от законцовки, активно всасываясь в формируемые стоками пограничного слоя (8) вихревые жгуты (24), что исключает накопление пограничного слоя вблизи рабочей кромки (7) и делает невозможным отклонение внутрь единого ядра вихря (см. Фиг. 1), создающего дополнительное донное сопротивление Хв. Кроме того, наличие на исходящем участке рабочей кромки (7) стоков пограничного слоя (8) обеспечивает плавный и равномерный отсос пограничного слоя с прилегающего к стокам пограничного слоя участка верхней поверхности (5). Кроме того, как это показано на Фиг. 7, в результате наличия на законцовке нескольких смещенных относительно друг друга внешних кромок (9) сердцевина концевого вихря представляет собой несколько вихревых жгутов (24), расположенных со смещением относительно друг друга, что исключает формирование единой с точки зрения градиента окружной скорости сердцевины концевого вихря (см. Фиг. 8) и существенно уменьшает индуктивное сопротивление аэродинамической поверхности.
Кроме того, разделение единой рабочей кромки (7) на несколько отдельных отрезков неравной длины уменьшает суммарную кинетическую энергию ядра концевого вихря по сравнению с единой рабочей кромкой (7), как это показано в сравнении на Фиг. 5 и 6, где суммарная площадь вертикально заштрихованных зон на Фиг. 6 меньше чем на Фиг. 5. При этом сонаправленность соседних вихревых жгутов (24), показанная на Фиг. 7, обеспечивает их взаимное подавление, что также уменьшает индуктивное сопротивление аэродинамической поверхности.
Кроме того, достигаемое за счет снижения мощности концевого вихреобразования увеличение эффективного размаха аэродинамической поверхности способствует улучшению аэродинамического демпфирования в поперечном канале и снижает генерируемый законцовкой аэродинамический шум.
Работа законцовки согласно пп. 2 и 3 отличается улучшенными аэродинамическими характеристиками, что обеспечивается оптимальным расположением стоков пограничного слоя (8) и их интеграцией в форму законцовки.
Работа законцовки согласно п. 4 отличается близкими значениями аэродинамических характеристик на положительных и отрицательных углах атаки за счет расположения внешних кромок (9) вблизи плоскости хорд, что имеет значение для крыльев пилотажных самолетов, а также горизонтальных и вертикальных стабилизаторов летательных аппаратов, оснащенных аэродинамическими рулями.
Работа законцовки по п. 5 отличается тем, что смещение стоков пограничного слоя (8) в двух плоскостях, достигаемое за счет изгиба боковой проекции рабочей кромки (7) в соответствии с формой верхней дужки образующего корневую часть законцовки удобообтекаемого профиля при той же площади смачиваемой поверхности законцовки дополнительно увеличивает расстояние между формируемыми стоками пограничного слоя вихревыми жгутами (24), что предположительно уменьшает вредную интерференцию вихревых жгутов (24), сходящих с соседних стоков пограничного слоя на углах атаки, близких к наивыгоднейшему и дополнительно увеличивает значение K аэродинамической поверхности.
Работа законцовки по пп. 6 и 8 также обеспечивает наилучшее дистанцирование соседних вихревых жгутов (24), при этом дополнительный отгиб вверх верхней поверхности (5), предусмотренный в п. 6, дополнительно позволяет сохранить эффективность предложенной законцовки при малых углах атаки на аэродинамических поверхностях с небольшой относительной толщиной удобообтекаемого профиля, что характерно, например, для лопастей воздушных винтов или крыльев самолетов-бипланов. Работа законцовки по п. 7 отличается пониженным профильным сопротивлением вследствие спрямления линий тока на наклонной торцевой поверхности (12) за счет использования наплывов (14).
Работа законцовки по п. 9 отличается наименьшими потерями избыточного давления на нижней стороне (2) что обеспечивается за счет поджатия потока при помощи запирающего гребня (15), при этом с нижней кромки (17) также сходит вихревой жгут (24), формирующий, помимо вихревых жгутов (24), сходящих со стоков пограничного слоя (8), многоэлементное ядро концевого вихря (25), что схематически изображено на Фиг. 19. Кроме того, верхняя кромка (16), выступающая за габарит задней кромки (4), также генерирует маломощный вихревой жгут (24), с направлением вращения, обратным направлению вращения индуктивного концевого вихря.
Кроме того, наличие запирающего гребня (15) также спрямляет линии тока вблизи внешних кромок (9) стоков пограничного слоя (8), что дополнительно уменьшает мощность генерируемых стоками пограничного слоя (8) вихревых жгутов (24).
Работа законцовки по пп. 11 или 12 отличается некоторым увеличением коэффициента управляющего момента Мх упр., что обусловлено наличием стока пограничного слоя (8) в составе законцовки элерона (20), что увеличивает эффективность концевой части элерона (18). Отличие законцовки по п. 12 заключается в большей эффективности подвесного элерона (21) на субкритических углах атаки при сохранении его несущих свойств.
Благодаря введенным конструктивным изменениям, увеличивается аэродинамическое качество аэродинамической поверхности в широком диапазоне углов атаки за счет одновременного уменьшения индуктивного сопротивления аэродинамической поверхности и донного сопротивления законцовки, при этом индуктивное сопротивление снижается за счет дробления седрцевины концевого вихря, а донное сопротивление законцовки снижается за счет исключения накопления и локальной неустойчивости пограничного слоя вблизи исходящего участка рабочей кромки.
Кроме того, уменьшается генерируемый законцовкой аэродинамический шум и улучшается поперечное демпфирование летательного аппарата за счет увеличения эффективного размаха аэродинамической поверхности.