ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА САМОЛЕТА

Полезная модель относится к авиационной технике, в частности к конструкции крыльев самолетов.
Уровень техники характеризуется известными заявителю техническими решениями. Так, известно техническое решение согласно заявке Японии №2-29.398 от 4.12.1990 г. кл. В 64 с 3/38: 23/00 содержащее концевой элемент крыла, выполненный подвижным на шарнире и снабженный рычагом, связанным с приводным механизмом. Концевой элемент отклоняется вверх на высоту, тем большую, чем больше высота подъема самолета.
Патент Германии №2.149.956 кл. В 64 с 3/48 от 7.10.1971 г. Согласно этому патенту законцовка крыла самолета, содержит концевой участок в виде отклоняемых звеньев.
Известно техническое решение законцовки крыла самолета США Конвэр В-58А «Хаслер». Передняя кромка крыла этого самолета выполнена постепенно отклоняемой вниз по коническому закону.
Последнее техническое решение как наиболее близкое к предлагаемому, принято в качестве прототипа.
Известно, что законцовки применяются для снижения индуктивного сопротивления за счет улучшения обтекания концевых частей крыла, выполненных в виде различных конструктивных элементов.
Недостатком прототипа является то, что законцовка крыла этого самолета, создавая безотрывное обтекание на носке крыла, не обеспечивает безотрывного обтекания по задней кромке, что приводит к отрыву потока в районе органов поперечного управления и снижению безопасности полета на критических режимах.
Поэтому, взаимодействие набегающего потока с законцовкой проявляется в недостаточной степени. Это объясняется недостаточностью
количества присоединенной массы воздуха, обтекающей концевую часть крыла, т.е. срывными явлениями на конце крыла.
Целью полезной модели является повышение безопасности полета на критических режимах обтекания крыла. Кроме того, обеспечение безотрывного обтекания в районе органов поперечного управления снижает индуктивное сопротивление крыла за счет оптимизации его обтекания. Для этого передняя часть законцовки, выполненная отклоненной вниз под большим отрицательным углом установки, составляющим 10-25°. А задняя кромка поднята вверх на угол 5-10° для обеспечения безотрывности обтекания.
Достижение поставленной цели действительно возможно и целесообразно, так как предложенное изготовление законцовки крыла по результатам экспериментальных исследований в различных аэродинамических трубах, в том числе в самой большой в Европе натурной аэродинамической трубе ЦАГИ Т-101, дает возможность получить безотрывное обтекание законцовки крыла на закритических углах атаки. Позволяет получить большую присоединенную массу воздуха на конце крыла, чем в прототипе, и, как следствие, повысить максимальное аэродинамическое качество крыла не менее чем на 10-15%. Это достигается за счет эффекта предкрылка (существенное отклонение носка профиля и эффекта S-образности профиля для разгрузки крыла в целом при оптимальном положении профиля по отношению к потоку).
Расположение передней кромки крыла вниз, а задней вверх по специальному подбору профилей обеспечивает безотрывное обтекание крыла в зоне предлагаемой законцовки и эффективную работу органов поперечного управления.
Так из трех исследованных положений передней кромки (2,5-5°, 10-25°, 25-35°) при постоянном положении задней кромки (5-10°) было выявлено наиболее высокое приращение максимального аэродинамического качества при втором положении (10-25°).
Примером конкретного осуществления предложенной полезной модели служит конструкция, показанная на чертежах.
На фиг.1 - дан вид законцовки сверху.
На фиг.2 (сеч. А-А) - дана типовая форма профиля крыла, наиболее часто применяемая на современных самолетах.
На фиг.3 (сеч. Б-Б) - дана форма профиля переходной зоны от крыла к законцовке.
На фиг.4 (сеч. В-В) - дана форма типового профиля законцовки по предмету патентования.
На крыле 1, имеющем в общем случае стреловидность передней и задней кромок, установлена законцовка крыла 2, содержащая профилированную и отклоненную вниз переднюю кромку 3, заканчивающуюся оконечностью 4. Задняя кромка 5 законцовки крыла 2 также выполнена профилированной с отклонением ее вверх относительно задней кромки крыла (фиг.1, фиг.4) и плавно сопряжена с задней кромкой крыла 1. Профилированные верхняя и нижняя поверхность крыла плавно сопряжены с верхней и нижней поверхностью законцовки 2 по переходной зоне 6 с образованием типового профиля фиг.3 (сеч. Б-Б). Начало законцовки определяется хордой крыла 7, величина которой примерно равна длине законцовки по размаху.
Работает законцовка следующим образом. При больших углах атаки, например, на взлете или посадке, когда интенсивность концевого вихря на крыле 1 максимальна, передняя поверхность законцовки создавая подсасывающую вперед силу за счет отрицательной кривизны разворачивает концевой вихрь в сторону продолжения крыла и увеличивает тем самым эффективное удлинение крыла. За счет этого снижается индуктивное сопротивление законцовки и крыла в целом.
Энергия набегающего потока почти полностью реализуется в подъемную силу на передней зоне законцовки, в то время как в районе задней кромки законцовки образуется устойчивое вихревое течение, безотрывное по отношению к задней поверхности законцовки. Такое взаимодействие двух устойчивых безотрывных структур потока на передней и задней зоне законцовки создает безотрывное обтекание законцовки в целом.
Экономическая выгода от использования настоящей полезной модели заключается в том, что оптимизация профилирования передней и задней зоны законцовки позволяет использовать энергию потока для увеличения эффективного удлинения крыла и, таким образом, сэкономить ту часть топлива, которая шла на унос энергии в концевом вихре при его расположении вдоль продольной оси Х самолета.
Ожидаемая экономия топлива может составить 10-15% в каждом полете. Безотрывное обтекание крыла в зоне органов поперечного управления обеспечивает повышение управляющего момента также на 10-15%.