Крило літального апарату

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на летательных аппаратах с крыльевыми поверхностями. Известно наиболее близкое по технической сущности крыло летательного аппарата с минимальным аэродинамическим сопротивлением, содержащее на внешнем конце аэродинамическую поверхность, образованную стреловидными передней и задней кромками, корневой и концевой, хордами, направленную вверх и наружу относительно плоскости перпендикулярной плоскости хорд крыла и параллельной плоскости симметрии летательного аппарата и установленную под углом к набегающему воздушному потоку носками хорд наружу [1]. Данное техническое решение обладает таким основным недостатком, как низкая величина аэродинамического качества крыла, из-за резких изломов передний и задней кромок аэродинамической поверхности при виде в плане и сзади, плоскости хорд аэродинамической поверхности при переходе к плоскости хорд крыла, а также угла ее крутки по размаху в месте сочленения с концевым участком крыла, приводящих к образованию. вихревого воздушного потока в области сочленения аэродинамической поверхности с концевой частью крыла. В основу изобретения поставлена задача создать такое крыло летательного аппарата, в котором новое выполнение параметров концевой аэродинамической поверхности позволило бы повысить аэродинамическое качество крыла. Эта задача достигается тем, что в крыле летательного аппарата, содержащем на внешнем конце аэродинамическую поверхность, образованную передней и задней кромками, корневой и концевой хордами, направляющую вверх и наружу относительно плоскости перпендикулярной плоскости хорд крыла и параллельной плоскости симметрии летательного аппарата и установленную носками хорд наружу, передняя и задняя кромки аэродинамической поверхности при виде в плане и сзади выполнены без изломов, угол наклона плоскости хорд аэродинамической поверхности выполнен переменным, монотонно возрастающим по размаху от нулевого значения в корневом сечении аэродинамической поверхности совпадающего с плоскостью хорд крыла до значения 40 ... 80 градусов от плоскости хорд крыла в концевом сечении, угол крутки аэродинамической поверхности выполнен переменным, монотонно возрастающим по размаху от н улевого значения в корневом сечении аэродинамической поверхности до угла 3 ... 15 градусов в концевом сечении. При этом угол наклона плоскости хорд аэродинамической поверхности может быть выполнен возрастающим от плоскости хорд крыла в корневом ее сечении до значения 40 ... 80 градусов от плоскости хорд крыла в концевом ее сечении с постоянным градиентом приращения угла по размаху, угол крутки аэродинамической поверхности выполнен возрастающим от нулевого значения в корневом сечении до угла 3 ... 15 градусов в концевом сечении с постоянным градиентом приращения по размаху. В полете летательного аппарата аэродинамическая поверхность с вышеуказанными геометрическими параметрами устраняет вихревой воздушный поток, вызванный перетеканием воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю в месте сочленения аэродинамической поверхности с концевым участком крыла, что повышает аэродинамические качество крыла в целом. На фиг.1 показано крыло летательного аппарата, вид в плане; на фиг.2 - то же, вид сзади; на фиг.3 концевая аэродинамическая поверхность крыла летательного аппарата, вид сбоку. Крыло летательного аппарата содержит на внешнем конце 1 аэродинамическую поверхность 2, образованную стреловидными передней 3 и задней 4 кромками, корневой 5 и концевой 6 хордами. Аэродинамическая поверхность 2 направлена вверх от плоскости хорд 7 концевого участка крыла 1 и наружу относительно плоскости 8 перпендикулярной плоскости хорд 7. Угол наклона плоскости хорд 9 аэродинамической поверхности 2 выполнен возрастающим от плоскости хорд крыла в корневом сечении 10 до значения 75 градусов от плоскости хорд 7 крыла 1 в концевом сечении 11 с постоянным градиентом приращения по размаху. Угол крутки выполнен возрастающим от нулевого значения в корневом сечении 10 до угла 7 градусов к направлению невозмущенного воздушного потока 12 в концевом сечении 11 с постоянным градиентом приращения по размаху носками хорд 13 наружу. Площадь одной аэродинамической поверхности 2 составляет около 1% площади крыла 1. Крыло летательного аппарата работает следующим образом. В полете летательного аппарата аэродинамическая поверхность 2 с вышеуказанными геометрическими параметрами устраняет вихревой воздушный поток, вызванный перетеканием воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю в месте сочленения аэродинамической поверхности 2 с концевым участком крыла 1, что повышает аэродинамическое качество крыла в целом.