Летательный аппарат
Изобретение относится к области авиационной техники. Летательный аппарат содержит корпус, крыло с наплывами, имеющими генераторы вихрей с острой вершиной, кромками прямой и обратной стреловидности. Генераторы вихрей установлены по передней кромке наплыва. Технический результат - расширение эксплуатационного диапазона углов атаки. 1 з.п. ф-лы, 3 ил. 
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к самолетам и крылатым ракетам, содержащим корпус, который может быть снабжен оперением, и крыло с наплывами, позволяющими иметь наряду с высокими несущими свойствами широкий диапазон углов атаки, в котором обеспечена поперечная статическая устойчивость и динамическая устойчивость по углу скольжения.
Проблема расширения диапазона углов атаки, в котором обеспечена поперечная статическая устойчивость и динамическая устойчивость по углу скольжения, является одной из важнейших проблем при создании маневренных самолетов или крылатых ракет. Существующие решения дают сравнительно небольшой диапазон углов атаки, в котором обеспечены поперечная статическая устойчивость и динамическая устойчивость по углу скольжения, либо требуют применения принципиально иных решений, требующих существенного технического риска.
Известен самолет "Макдоннелл-Дуглас" F-15 с крылом, снабженным наплывами, содержащий корпус со стабилизатором и два киля.
Однако реализация такого самолета с наплывами, дающими выигрыш в максимальной подъемной силе и аэродинамическом качестве на достаточно больших углах атаки, приводит к ограничению диапазона углов атаки вследствие преждевременной потери поперечной статической устойчивости и динамической устойчивости по углу скольжения из-за неблагоприятного воздействия на консоль крыла вихрей, сошедших с наплыва крыла и объединившихся с вихрями, отходящими от носовой части корпуса.
Известен самолет МиГ-23, содержащий корпус и крыло изменяемой геометрии с наплывами. На этом самолете достаточно развитые наплывы крыла обеспечивают увеличение подъемной силы и стабилизацию положения фокуса при изменении угла стреловидности поворотных консолей крыла. Однако вихри, образующиеся на наплывах, имеющих кромки прямой стреловидности, объединяются с вихрями, отходящими от носовой части корпуса, и при скольжении самолета располагаются несимметрично относительно продольной плоскости симметрии самолета. Наветренный вихрь следует вдоль хорды крыла и, поднимаясь за крылом вверх, идет вдоль передней кромки киля, индуцируя неблагоприятные скосы потока, в результате чего на нем создаются дестабилизирующие моменты крена. В свою очередь, подветренный вихрь, взаимодействуя с вихрями поворотной части консоли крыла, следует вдоль этой консоли и создает на ее верхней поверхности дополнительное разрежение на большом удалении от плоскости симметрии самолета, что приводит к возникновению большого дестабилизирующего момента крена и, следовательно, к динамической неустойчивости по углу скольжения (см. Е.С.Вождаев, В.А.Головкин, Н.Н.Долженко "Некоторые особенности самолетов типа МиГ-23 на больших до- и закритических углах атаки". 1974 г.).
Существенное расширение диапазона углов атаки с обеспечением поперечной статической устойчивости и динамической устойчивости по углу скольжения самолета с наплывами крыла, имеющими кромки прямой стреловидности, затруднено и связано с потерей поперечной статической устойчивости и динамической устойчивости по углу скольжения на больших углах атаки.
Целью настоящего изобретения является расширение диапазона углов атаки с обеспечением поперечной статической устойчивости и динамической устойчивости самолета по углу скольжения.
Поставленная цель достигается тем, что наплывы крыла выполнены лямбдаобразной формы с кромками прямой и обратной стреловидностей.
На фиг.1 изображен предлагаемый летательный аппарат.
На фиг.2 приведены характеристики поперечной статической устойчивости 
по углу атаки 
и характеристики динамической устойчивости 
() по углу скольжения для модели самолета МиГ-23.
На фиг.3 даны характеристики и () для модели самолета двухкилевой схемы.
Летательный аппарат содержит корпус 1, фиг.1, консоли крыла 2, 3, наплывы крыла 4, 5 с кромками прямой 6 и обратной 7 стреловидностей. Летательный аппарат может быть снабжен оперением.
При полете летательного аппарата (самолета или крылатой ракеты) на больших углах атаки со скольжением вдоль боковых поверхностей носовой части корпуса 1 и на кромках прямой стреловидности 6 наплывов 4, 5 образуются свободные вихри совпадающего направления вращения. На кромках обратной стреловидности 7 наплывов 4, 5 образуются вихри противоположного знака. Наличие этих кромок и вихрей не позволяет объединиться свободным вихрям, сходящим с носовой части корпуса 1 и кромок прямой стреловидности 6 наплывов 4, 5. В результате, например при положительном скольжении летательного аппарата, отходящий от наплыва 4 вихрь не усиливается подветренным вихрем, отходящим от носовой части корпуса 1, хотя и смещается вдоль подветренной консоли крыла 2. В результате на консоли крыла 2 создается разрежение меньшее, чем в случае обычных наплывов, имеющих только кромки прямой стреловидности, и, таким образом, дестабилизирующая компонента момента крена уменьшается. Далее этот вихрь с уменьшенной интенсивностью поднимается вдоль передней кромки вертикального оперения, если оно установлено в хвостовой части корпуса, и создает на нем меньшую дестабилизацию по крену. В свою очередь вихри, отошедшие от носовой части корпуса 1, не поднимаются и проходят в нижней части киля и создают на нем благоприятные скосы потока, приводящие к стабилизирующим компонентам моментов крена и рыскания. При этом суммарная максимальная подъемная сила самолета равна подъемной силе самолета с обычными наплывами, так как уменьшение подъемной силы крыла из-за уменьшения интенсивности вихрей, сходящих с наплывов, компенсируется приростом подъемной силы на верхней поверхности средней части корпуса вследствие полезного взаимодействия его со свободными вихрями, отходящими от его носовой части. Это при сохранении высоких несущих свойств компоновки самолета приводит к возможности расширения диапазона рабочих углов атаки. Таким образом сохраняются высокие несущие свойства летательного аппарата и одновременно расширяется диапазон углов атаки, в котором обеспечивается поперечная статическая устойчивость и динамическая устойчивость летательного аппарата по углу скольжения.
Как видно из описания аэродинамического взаимодействия элементов предлагаемого летательного аппарата, существенной является возможность расширения диапазона углов атаки, в котором обеспечена поперечная статическая устойчивость и динамическая устойчивость аппарата по углу скольжения. Так, испытания моделей самолета МиГ-23 в аэродинамической трубе показали, что у самолета с крылом, снабженным лямбдаобразными наплывами, имеющими кромки как прямой, так и обратной стреловидностей, диапазон углов атаки, в котором обеспечена поперечная статическая устойчивость, фиг.2а, на 20% шире, чем диапазон углов атаки самолета с обычными наплывами крыла, имеющими только кромки прямой стреловидности, фиг.2b. Также расширяется и диапазон углов атаки, в котором обеспечена динамическая устойчивость по углу скольжения, фиг.2с - самолет с лямбдаобразными наплывами крыла, фиг.2d - с обычными наплывами. Была испытана также модель двухкилевого самолета с крылом прямой стреловидности с развитыми наплывами, имеющими только кромки прямой стреловидности, и отклоняемыми носками консолей крыла, а также модель с наплывами, полученными из исходных наплывов путем минимальной доработки их таким образом, что у корпуса наплыв имеет короткие кромки обратной стреловидности. На фиг.3 видно, что такой самолет устойчив по крену на любых углах атаки, фиг.3е, в отличие от исходной модели, для которой устойчивость теряется на углах атаки около =30°, фиг.3f. Аналогичная картина наблюдается по динамической устойчивости по углу скольжения, фиг.3g - модель с лямбдаобразными наплывами, фиг.3h - модель с обычными наплывами.
Формула изобретения
1. Летательный аппарат, содержащий корпус, крыло с наплывами, имеющими переднюю кромку прямой стреловидности и генераторы вихрей с острой вершиной, с кромками прямой и обратной стреловидности и задней кромкой, отличающийся тем, что, с целью расширения диапазона углов атаки с обеспечением поперечной статической устойчивости и динамической устойчивости летательного аппарата по углу скольжения при сохранении подъемной силы, генератор вихрей установлен по передней кромке наплыва.
2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что вершина генератора вихря расположена на расстоянии L=(1,05÷1,35)D от продольной плоскости симметрии летательного аппарата, а площадь наплыва S=(0,6÷0,98)F, где D - половина ширины корпуса летательного аппарата в плоскости поперечного сечения, проходящей чрез вершины наплывов, F - площадь треугольника, ограниченного при виде в плане передней кромкой крыла, корпусом и линией, совпадающей с кромкой прямой стреловидности генератора и продолженной до пересечения с корпусом.
РИСУНКИ
