Аэродинамическая поверхность и планер летательного аппарата
Группа изобретений относится к области аэродинамики. Аэродинамическая поверхность выполнена с аэродинамическим профилем и содержит переднюю и заднюю кромки, верхнюю и нижнюю стороны, а также генераторы вихрей. Передняя кромка образована последовательностью выступов и впадин с циклически изменяющимся местным углом стреловидности. Генераторы вихрей выполнены в виде участков передней кромки с наибольшими местными углами стреловидности. Аэродинамическая поверхность дополнительно содержит гребни. Выступы передней кромки выполнены в виде зубьев, имеющих клиновидную или листовидную форму. Впадины передней кромки выполнены в виде промежуточных зон. Гребни ориентированы по направлению потока воздуха и расположены попарно на верхней и нижней сторонах аэродинамической поверхности в непосредственной близости от обращенных внутрь изломов передней кромки. Планер летательного аппарата содержит фюзеляж, шасси, крыло и горизонтальное оперение, которые выполнены в виде упомянутой аэродинамической поверхности. Группа изобретений направлена на повышение безопасности полета путем упрощения пилотированием. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 15 ил.
Настоящая группа изобретений касается вихревой аэродинамики, а именно аэродинамических поверхностей, работающих в широком диапазоне скоростей и углов атаки и применяемых для создания аэродинамических сил и моментов в летательных аппаратах различных типов, ветровых турбинах, осевых вентиляторах и других лопастных машинах, а также применения предложенной аэродинамической поверхности к известному планеру летательного аппарата. Изобретение предположительно относится к рубрике В64С 23/06 МКИ.
К решениям, конструктивно близким к предложенной аэродинамической поверхности относятся варианты исполнения передней кромки аэродинамической поверхности, обеспечивающие повышение ее несущей способности за счет улучшения передачи энергии от набегающего потока в пограничный слой на верхней поверхности крыла через генерирование завихрений.
Известно «крыло с генераторами вихрей на передней кромке», описание которого приводится в патенте США №7900871 от 8.03.2011. Данное крыло включает в себя наплывы треугольной формы, расположенные на верхней поверхности крыла вблизи передней кромки, при этом высота образуемых наплывами и верхней поверхностью крыла клиновидных уступов увеличивается по направлению от передней к задней кромке крыла.
Недостатком данного технического решения является повышение Сх крыла на малых углах атаки при крейсерских режимах полета, так как генераторы вихрей, расположенные на верхней поверхности крыла позади его передней кромки не могут быть полностью «выключены» за счет расположения строго по потоку при углах атаки, соответствующих крейсерской или тем более максимальной скорости полета. Этот недостаток частично нивелирует преимущества в маневренности и безопасности полета от роста энергии пограничного слоя на больших углах атаки.
В качестве примера более полного использования преимуществ вихревой подъемной силы можно привести крыло с корневым наплывом и отклоняемыми носками консолей, примененное, в частности, на самолете F18A «Super Hornet», фотография которого в режиме полета на больших углах атаки размещена в сети Интернет по адресу http://members.chello.nl/j.meijers3/F-18-Vapour.jpq Преимуществом данного крыла является возможность активного маневрирования самолета на углах атаки порядка 35-40 градусов, что превышает критический угол атаки для ламинарно обтекаемого крыла.
Недостатком данного крыла является его ограниченная промышленная применимость, поскольку с точки зрения сохранения аэродинамического качества величина интерференционных потерь приемлема только на крыльях с двумя обращенным внутрь изломами передней кромки.
При этом следует учесть, что интерференционные потери дополнительно уменьшают малые радиусы притупления передней кромки крыла в местах сопряжения корневого наплыва с консолями крыла, что требует установки дорогостоящих отклоняемых носков консолей крыла.
В тоже время, как пример решения проблемы добавочного аэродинамического сопротивления, создаваемого обращенными внутрь изломами передней кромки при больших радиусах ее притупления можно привести крыло самолета Ту 22М3, на котором в местах сопряжения поворотных консолей с неподвижной частью крыла установлены направляющие аэродинамические гребни (аэродинамические шайбы), разделяющие сходящиеся в точке обращенного внутрь излома разновекторные потоки. Кроме того, аэродинамические шайбы уменьшают потери, возникающие при отклонении вниз носков поворотных консолей крыла. Фотографии данных конструктивных элементов размещены в сети Интернет по адресу: https://topwar.ru/uploads/posts/2011-12/1325213748_4132786_larqe.jpg
Известна также «хвостовая аэродинамическая поверхность самолета с частично волнистой передней кромкой» описание которой приводится в патенте США №8,789,793 от 29.07.2014. Данное техническое решение направлено на повышение безопасности полетов в сложных метеоусловиях, а именно на предотвращение авиационных происшествий, вызванных обледенением передней кромки горизонтального оперения, что в некоторых случаях приводит к срыву потока с нижней стороны горизонтального оперения и затягиванию самолета в пикирование. Технически это становится возможным за счет того, что согласно экспериментальным данным, на волнистой поверхности передней кромки происходит концентрация обледенения на ее пиках и во впадинах, оставляя между ними свободные ото льда участки, через которые энергия набегающего потока может быть передана пограничному слою, прилегающему со стороны разрежения к аэродинамической поверхности, в том числе при помощи образующихся на кромках ледяных бугорков вихрей, что в свою очередь задерживает срыв потока с горизонтального оперения.
Недостатком данного технического решения является ограниченность его промышленной применимости.
Среди решений, связанных с использованием эффектов вихревой аэродинамики на гражданских и транспортных самолетах также следует отметить «Мотогондолу самолета, содержащую средства генерации вихрей», описание которой приводится в заявке на патент США US 2010/0176249 А1, дата публикации 15.07.2010, дата приоритета 16.06.2008. Данные средства генерации вихрей представляют собой гребни с острыми рабочими кромками, установленные по боками гондолы турбовентиляторного двигателя самолета, при этом форма и расположение гребней на повышенных углах атаки обеспечивают формирование устойчивых вихревых жгутов, прилегающих к верхней поверхности крыла самолета и увеличивающих за счет создания зон высокого разрежения Су крыла на режимах взлета и посадки, что улучшает взлетно-посадочные характеристики самолета.
Кроме того, прилегающие к верней поверхности крыла вихревые жгуты разделяют продольно движущийся пограничный слой на верхней поверхности крыла на отдельные участки, что уменьшает вероятность миграции зон отрыва пограничного слоя по размаху крыла, что, в свою очередь, повышает допустимые угловые скорости крена на малых скоростях полета.
Данное техническое решение является примером удачного применения эффектов вихревой аэродинамики к крыльям большого относительного удлинения и малой стреловидности по передней кромке.
Недостатком данного технического решения является его узкая промышленная применимость, ограниченная самолетами с подкрыльевым расположением турбовентиляторных двигателей большого диаметра.
Из уровня техники известна также «передняя кромка лопасти ротора, выполненная с бугорками и предназначенная для турбин и компрессоров» описание которой приводится в патенте США №8,535,008 от 17.09.2013 и которая по совокупности своих конструктивных признаков наиболее близка к предложенной аэродинамической поверхности. Данное техническое решение представляет собой аэродинамическую поверхность, выполненную с аэродинамическим профилем и содержащую переднюю и заднюю кромки, верхнюю и нижнюю стороны, а также генераторы вихрей, выполненные с возможностью генерации вихревых структур, прилегающих к верхней или нижней сторонам аэродинамической поверхности, при этом передняя кромка аэродинамической поверхности образована последовательностью выступов и впадин с циклически изменяющимся местным углом стреловидности, а генераторы вихрей выполнены в виде участков передней кромки с наибольшими местными углами стреловидности. Кроме того, форма и расположение выступов и впадин обеспечивает увеличение подъемной силы и уменьшение силы лобового сопротивления одновременно с увеличением критического угла атаки аэродинамической поверхности, а минимальный радиус притупления передней кромки остается постоянным как на выступах, так и на впадинах. Кроме того, в данном патенте описана также ветровая турбина, использующая предложенную аэродинамическую поверхность в качестве рабочего органа.
Основным недостатком данной аэродинамической поверхности применительно к ее использованию в летальных аппаратах является ограниченные демпфирующие свойства, связанные со значительным объемом и неустойчивостью зоны стагнации потока, а применительно к использованию в ветровых турбинах - ограниченный рабочий диапазон углов атаки, снижающий приемистость турбины при порывистом ветре и требующий установки дорогостоящих механизмов управления шагом лопастей и систем управления ими.
Кроме того, при огибании воздушным потоком волнистой передней кромки на малых углах атаки происходит формирование не только завихренных, но и скошенных потоков, сходящихся на верхней и нижней сторонах аэродинамической поверхности. Поэтому при наиболее эффективной с точки зрения генерации вихрей выраженности рельефа передней кромки (высоты бугорков) между выступами неизбежно образование локальных зон повышенного давления, что приведет к увеличению силы лобового сопротивления и снижению аэродинамического качества. По этой причине разработчикам приходится идти на компромисс, ограничивая эффективность генерации вихрей и срывные характеристики аэродинамической поверхности ради лучшей обтекаемости.
Среди аналогов предложенного планера летательного аппарата, можно отметить планер самолета Piper РА-28 Cherokee, описание которого приводится в сети Интернет по адресу https://ru.wikipedia.org/wiki/Piper_РА-28_Cherokee
Планер данного самолета содержит фюзеляж, шасси, крыло с отклоняемыми поверхностями, выполненными с возможностью создания управляющих моментов и изменения подъемной силы, горизонтальное оперение и киль с рулем направления.
Кроме того, самолет содержит силовую установку, а горизонтальное оперение данного самолета выполнено цельноповоротным, что улучшает линейность отклика аппарата на перемещение штурвальной колонки и уменьшает негативное влияние на управляемость положительной обратной связи, возникающей при использовании классического руля высоты из-за его перебалансировки по скошенному в результате первичного отклонения потоку и смещении в результате этого «нулевого» положения штурвальной колонки при одновременном ухудшении демпфирующих свойств ГО.
Недостатком данного технического решения является ограниченный из-за срывных характеристик аэродинамического профиля стабилизатора расход ЦПГО на кабрирование, во многих случая не позволяющий уйти от столкновения с землей или другими препятствиями, если снижение самолета происходит по слишком крутой траектории и имеет место дефицит высоты.
С другой стороны, подобное резкое снижение может иметь место, в частности, вследствие сваливания самолета в штопор из-за ограниченных несущих свойств концевых участков крыла, также определяемых свойствами крыла как аэродинамической поверхности.
Другими словами, в контексте данной заявки недостатками планера данного широко известного самолета можно считать общие для данного класса машин ограничения по углам атаки, минимальной скорости полета и времени разворота, скорости роста перегрузки при выводе из пикирования и так далее. С точки зрения безопасности полетов эти ограничения в худшем случае создают «период обреченности» то есть временной отрезок, на котором полностью работоспособный пилот, совершив фатальную ошибку в пилотировании и осознав этот факт, уже не может ее исправить и предотвратить развивающуюся катастрофу из-за ограниченных летно-технических характеристик самолета. При этом в идеальном случае, когда для повышения безопасности полета и выживания пилота в конструкции самолета реализованы все возможные средства - «период обреченности» должен быть сопоставим по времени со временем реакции пилота на опасность.
Как попытку максимально сократить «период обреченности» и повысить за счет этого безопасность полетов следует отметить самолет ICON А5, описание планера которого приводится в частности в заявке на патент США №20170021916 А1, дата публикации 26.01.2017.
Планер данного самолета содержит фюзеляж, Т-образное хвостовое оперение и высоко расположенное крыло, каждая из консолей которого разделена на внутреннюю и внешнюю части уступом передней кромки, при этом на больших углах атаки зона срывного обтекания благодаря наличию уступа передней кромки остается в пределах внутренних частей консолей крыла и не распространяется на внешние части консолей крыла и горизонтальное оперение, где расположены управляющие поверхности. Удержанию зоны срыва в границах центральной части крыла отчасти способствует Т-образное хвостовое оперение, так как положительная подъемная сила стабилизатора на больших углах атаки приложена в точке, расположенной выше центра масс самолета, что улучшает его статическую поперечную устойчивость в режиме парашютирования.
Недостатком данного технического решения, является то, что оно основано на принудительном ограничении несущих свойств центральной части крыла, в то время как срывные и несущие характеристики внешних частей консолей крыла, защищаемые таким образом от срыва потока, почти не превышают таковые у большинства других сверхлегких самолетов. В результате переход самолета в парашютирование сопровождается скачкообразным падением среднего по размаху крыла значения Су, что при входе в парашютирование на скорости близкой к скорости сваливания означает снижение с вертикальной скоростью 3-4 м/с, а при выходе в парашютирование с повышенной перегрузкой скорость снижения (распрямления траектории) может быть еще больше. Критически важным параметром в данном случае становится наличие запаса высоты, так как при входе самолета в парашютирование на высоте ниже критической вывод из него без удара о землю становится невозможным, что эквивалентно мертвой зоне авторотации у вертолетов и автожиров.
Кроме того, побочным эффектом попытки улучшения срывных характеристик концевых участков крыла за счет применения на них аэродинамического профиля с относительно толстым лобиком неизбежно становится ухудшение демпфирования в поперечном канале, вызванное ростом объемов и снижением устойчивости зон стагнации.
При этом способность пилота-любителя, на которого изначально рассчитан ICON А5, мгновенно отдать ручку управления от себя в надежде затем «поймать» самолет у самой земли вызывает большие сомнения, что еще больше увеличивает фактическое значение критической высоты.
Кроме того, интересной конструктивной особенностью планера ICON А5 является малый размах руля высоты, составляющий не более 70% размаха стабилизатора, то есть налицо попытка исключить возможность срыва концевых участков крыла за счет уменьшения эффективности руля высоты при одновременном повышении демпфирующего момента стабилизатора при его переходе в режим создания положительной подъемной силы. В совокупности эти меры существенно снижают запас момента руля высоты, который так важен при необходимости «выхватить» самолет из непреднамеренного снижения на малой высоте.
Кроме того, компоновочная схема ICON А5 с толкающим воздушным винтов и «нижней» балкой фюзеляжа предопределяет наличие верхней децентрации вектора тяги, чреватой резкой потерей скорости при отказе двигателя в наборе высоты из-за возникновения кабрирующего момента, и если в это случится до выхода из мертвой зоны парашютирования - авария в виде, как минимум, жесткого приземления почти неизбежна.
Другими словами, ограничение несущих свойств средней части крыла ради предотвращения потери управления по крену и тагнажу не может рассматриваться как вполне эффективное решение проблемы потери управления легких самолетов и в этой связи наиболее перспективным выглядит путь использования эффектов вихревой аэродинамики для повышения несущих свойств крыла и горизонтального оперения на больших углах атаки.
Известен также «Маневренный учебно-тренировочный и боевой самолет Як-130», описание планера которого приводится в патенте РФ №2144885 от 20.07.1999 и который по совокупности своих конструктивных признаков наиболее близок к предложенному изобретению. Данный планер содержит фюзеляж, шасси, крыло с отклоняемыми поверхностями, вертикальное оперение, а также горизонтальное оперение и систему управления, при этом передние кромки крыла и горизонтального оперения имеют зубчатую форму. Кроме того, самолет содержит киль с рулем направления, горизонтальное оперение выполнено цельноповоротным, крыло содержит корневой наплыв с заостренными входящими кромками, а отклоняемые поверхности крыла выполнены в виде закрылков и элеронов.
Недостатком данного самолета являются ограниченная поперечная устойчивость и управляемость на больших углах атаки, особенно при выпущенных в посадочное положение закрылках, вызванная сочетанием короткого плеча ЦПГО, однокилевой схемы вертикального оперения, значительной площади закрылков и ограниченной эффективности элеронов на больших углах атаки из-за падения энергии пограничного слоя на верхней стороне концевых участков крыла, что затрудняет предпосадочное маневрирование и усложняет посадку при отказе одного двигателя.
Косвенным доказательством данного утверждения является авария модели-копии Як-130 с реактивной силовой установкой, видеозапись которой размещена в сети Интернет по адресу https://www.youtube.com/watch?v=kyMoAS_DH_М, произошедшая вследствие сваливания на крыло на малой высоте и скорости полета, а также неспособности пилота вывести самолет из второго режима при помощи тяги из-за ограниченной эффективности ЦПГО и высоких значений Сx. При этом очевидно, что данная проблема относится исключительно к аэродинамической схеме планера и не имеет существенного характера для самолета-прототипа, оснащенного весьма совершенной адаптивной ЭДСУ, законы управления которой не позволяют пилоту ввести самолет в опасный режим полета.
Таким образом, при разработке предложенной аэродинамической поверхности, была поставлена основная задача одновременного улучшения срывных и несущих характеристик аэродинамической поверхности за счет всемерного усиления и пространственной стабилизации создаваемых генераторами вихрей вихревых структур, а также разрешения проблемы суммарных интерференционных потерь аэродинамической поверхности с зубчатой передней кромкой.
Дополнительной задачей было улучшение демпфирующей способности аэродинамических поверхностей, за счет фрагментации зоны стагнации потока, всемерного уменьшения ее объема, а также за счет обеспечения возможности генерации демпфирующих вихрей как на верхней, так и на нижней сторонах аэродинамической поверхности при существенном изменении местного угла атаки.
Дополнительной задачей также было обеспечение минимизации либо исключения сдвига центра давления вперед при росте угла атаки для плоско-выпуклых и выпукло-вогнутых профилей с целью повышения устойчивости ЛА (летательного аппарата) по перегрузке и скорости, а также устойчивости аэродинамической поверхности к скоростному флаттеру.
Одновременно с этим, при разработке предложенных вариантов конструкции планера летательного аппарата была поставлена задача максимально полного раскрытия потенциала предложенной аэродинамической поверхности применительно, главным образом, к легким и сверхлегким самолетам и планерам.
Дополнительной задачей было улучшение эффективности системы управления, в частности горизонтального оперения, при всех конфигурациях планера, включая посадочную.
Цель изобретения - комплексное улучшение летно-технических характеристик пилотируемых летательных аппаратов различного назначения, преимущественно легкой и сверхлегкой категорий, беспилотных летательных аппаратов, а также улучшение рабочих характеристик ветровых турбин, осевых вентиляторов и других лопастных машин.
Для достижения поставленных целей в известную аэродинамическую поверхность, выполненную с аэродинамическим профилем и содержащую переднюю и заднюю кромки, верхнюю и нижнюю стороны, а также генераторы вихрей, выполненные с возможностью генерации вихревых структур, прилегающих к верхней или нижней сторонам аэродинамической поверхности, при этом передняя кромка аэродинамической поверхности образована последовательностью выступов и впадин с циклически изменяющимся местным углом стреловидности, а генераторы вихрей выполнены в виде участков передней кромки с наибольшими местными углами стреловидности, были включены следующие конструктивные признаки: предложенная аэродинамическая поверхность дополнительно содержит гребни, выступы передней кромки выполнены в виде зубьев, расположенных на некотором расстоянии друг от друга и имеющих клиновидную или листовидную форму, а впадины передней кромки выполнены в виде промежуточных зон, при этом входящие кромки зубьев имеют большие местные углы стреловидности и меньший средний минимальный радиус притупления, чем промежуточные зоны, каждое из сопряжений входящей кромки зуба с промежуточной зоной образует обращенный внутрь излом передней кромки, а гребни ориентированы по направлению потока воздуха и расположены попарно на верхней и нижней сторонах аэродинамической поверхности в непосредственной близости от обращенных внутрь изломов передней кромки с возможностью уменьшения интенсивности интерференции разнонаправленных воздушных потоков, формирующихся вблизи изломов передней кромки, а также с возможностью пространственной стабилизации создаваемых входящими кромками вихревых структур, прилегающих к верхней или нижней сторонам аэродинамической поверхности.
Кроме того, входящие кромки зубьев выполнены заостренными на, по меньшей мере, 70% своей протяженности, при этом отношение ширины основания зуба к длине промежуточной зоны составляет от 0,6 до 1,5, отношение высоты зуба к ширине основания зуба составляет от 2 до 0,8, а местные углы стреловидности входящих кромок зубьев составляют от 40 до 90 градусов и увеличиваются по направлению от вершины зуба к обращенному внутрь излому передней кромки.
Кроме того (по пред) входящие кромки зубьев вблизи обращенных внутрь изломов передней кромки выполнены с прямолинейными участками, имеющими постоянный местный угол стреловидности равный 75-90 градусов, при этом длина прямолинейных участков составляет от 15 до 40% высоты зуба.
Кроме того, гребни выполнены серповидными, при этом длина направляющих гребней составляет от 25 до 70 процентов высоты зуба, а отношение длины гребня к его максимальной высоте составляет от 3 до 10.
Кроме того, аэродинамическая поверхность выполнена в виде консоли и содержит законцовку и корневую часть, при этой ближайший к законцовке зуб выполнен асимметричным имеет одну входящую кромку, обращенную в сторону корневой части аэродинамической поверхности.
Кроме того, ближайший к корневой части зуб выполнен в виде корневого наплыва с одной заостренной входящей кромкой, обращенной в сторону законцовки аэродинамической поверхности.
Кроме того, направляющие гребни полностью или частично установлены под углом от 1 до 15 градусов к направлению набегающего потока, при этом направление наклона направляющих гребней примыкающих к входящей кромке зуба соответствует направлению наклона данной входящей кромки зуба относительно направления набегающего потока.
Кроме того, в известную конструкцию планера летательного аппарата, содержащего фюзеляж, шасси, крыло с отклоняемыми поверхностями, вертикальное оперение, а также горизонтальное оперение и систему управления, при этом передние кромки крыла и горизонтального оперения имеют зубчатую форму, были внесены следующие конструктивные изменения: крыло и горизонтальное оперение полностью или частично выполнено в виде предложенных аэродинамических поверхностей, на передней кромке крыла расположено не менее шести зубьев, а на передней кромке хвостового оперения - не менее четырех зубьев, при этом расстояние между вершинами наиболее удаленных друг от друга по размаху зубьев составляет от 70 до 100% полного размаха крыла планера летательного аппарата, расстояние между вершинами наиболее удаленных друг от друга по направлению полета зубьев составляет от 40 до 90% полной длины планера летательного аппарата, а любые два соседних зуба, расположенные на крыле, отклонены вниз на величину от 2 до 6 градусов относительно плоскости хорды крыла, проходящей через середину промежуточной зоны передней кромки, расположенной между данными зубьями.
Кроме того, отклоняемые поверхности крыла установлены с возможностью синфазного и дифференциального отклонения и выполнены либо в виде флапперонов, либо в виде сочетания закрылков и флапперонов, при этом установленные с возможностью синфазного отклонения поверхности крыла занимают, по меньшей мере, 75% полного размаха крыла.
Кроме того, (по пред), при совместном использовании закрылков и флапперонов конструктивное исполнение системы управления обеспечивает возможность синфазного отклонения флапперонов вниз на угол, больший угла отклонения закрылков.
Кроме того, горизонтальное оперение выполненного в виде переставного стабилизатора и руля высоты, при этом руль высоты навешен на задней кромке переставного стабилизатора с возможностью управления летальным аппаратом в продольном канале и снабжен средствами осевой либо аэродинамической компенсации.
Кроме того, фюзеляж выполнен с хвостовой балкой, горизонтальное оперение выполнено цельноповоротным в виде одной или двух поверхностей, шарнирно установленных на хвостовой балке фюзеляжа с возможностью управления летательным аппаратом в продольном канале.
Кроме того, горизонтальное оперение выполнено в виде двух цельноповоротных поверхностей, шарнирно установленных на хвостовой балке фюзеляжа с возможностью синфазного и дифференциального отклонения, при этом управление по крену и тангажу обеспечивается дифференциальным и синфазным отклонением секций цельноповоротного горизонтального оперения соответственно.
Кроме того, хвостовая балка фюзеляжа имеет прямоугольный или трапециевидный профиль поперечного сечения, а также уплощенный задний конец, плавно переходящей в цельноповоротное горизонтальное оперение, при этом вертикальное оперение выполнено в виде двух килей, смещенных вперед относительно горизонтального оперения и установленных с развалом наружу от 1 до 35 градусов каждый относительно диаметральной плоскости самолета с возможностью повышения поперечной устойчивости самолета на больших углах атаки, а боковые поверхности хвостовой балки фюзеляжа плавно переходят в наружные поверхности килей.
Кроме того, планер летательного аппарата содержит корневой наплыв горизонтального оперения и аэродинамические шайбы, вертикальное оперение включает в себя один киль с рулем направления на задней кромке, хвостовая балка содержит корневой наплыв и выполнена сужающейся таким образом, что боковые поверхности хвостовой балки плавно переходят в боковые поверхности киля, при этом корневой наплыв выполнен с заостренными входящими кромками, цельноповоротное горизонтальное оперение навешено на корневом наплыве, смещено вперед относительно киля и выполнено с вырезами в корневой части, расположенными с возможностью уменьшения аэродинамического затенения руля направления на больших углах атаки, а аэродинамические шайбы установлены на корневом наплыве либо на цельноповоротном горизонтальном оперении в непосредственной близости от точек изломов передней кромки, образованных примыканием цельноповоротного горизонтального оперения к корневому наплыву.
Таким образом, благодаря введенным в известные конструкции высокоэффективной аэродинамической поверхности и самолета конструктивным изменениям, была успешно решена основная задача одновременного улучшения срывных и несущих характеристик аэродинамической поверхности за счет всемерного усиления и пространственной стабилизации создаваемых генераторами вихрей вихревых структур, а также разрешения проблемы суммарных интерференционных потерь аэродинамической поверхности с зубчатой передней кромкой.
Кроме того, была также успешно решена дополнительная задача улучшения демпфирующей способности аэродинамических поверхностей, за счет фрагментации зоны стагнации потока, всемерного уменьшения ее объема, а также за счет обеспечения возможности генерации демпфирующих вихрей как на верхней, так и на нижней сторонах аэродинамической поверхности при существенном изменении местного угла атаки.
Кроме того, была также успешно решена дополнительная задача минимизации либо исключения сдвига центра давления вперед при росте угла атаки для плоско-выпуклых и выпукло-вогнутых профилей с целью повышения устойчивости ЛА (летательного аппарата) по перегрузке и скорости, а также устойчивости аэродинамической поверхности к скоростному флаттеру.
Кроме того, была предпринята попытка решения задачи максимально полного раскрытия потенциала предложенной аэродинамической поверхности применительно, главным образом, к легким и сверхлегким самолетам и планерам.
Настоящее изобретение иллюстрируется чертежами, на которых обозначено:
На Фиг. 1 - Общий вид предложенной аэродинамической поверхности.
На Фиг. 2 - Схематичное изображение характера обтекания предложенной аэродинамической поверхности при значительном положительном угле атаки (вид сверху).
На Фиг. 3 - Схематическое изображение неустойчивости вихревого жгута на аэродинамической поверхности, не имеющей направляющих гребней.
На Фиг. 4 - Схема повышения устойчивости вихревого жгута на предложенной аэродинамической поверхности.
На Фиг. 5 - Схематичное изображение устранения зоны повышенного давления возникающей позади передней кромки вследствие интерференции разновекторных воздушных потоков.
На Фиг. 6 - Схематичное изображение устранения зоны повышенного давления, возникающей позади передней кромки вследствие интерференции разновекторных воздушных потоков.
На Фиг. 7 - Схематическое изображение предположительного характера обтекания предложенной аэродинамической поверхности с направляющим гребнями по П. 7 Формулы и зубьями по П. 2 и 3 Формулы.
На Фиг. 8 - Схематичное изображение характера обтекания внешнего профиля серповидных направляющих гребней по П. 4 Формулы.
На Фиг. 9 - Схематичное изображение эффекта изменения угла установки зубьев относительно проходящей через вершину зуба хорды, исключающее преждевременный переход зуба в режим активной генерации вихрей и улучшающий аэродинамическое качество и поперечное демпфирование крыла при синфазном отклонении отклоняемых поверхностей.
На Фиг. 10 - Схематичное изображение характера обтекания крыла предложенного планера летательного аппарата с отклоненным вниз флаппероном, обеспечивающее безопасность полета в том числе при «портальном» выпуске механизации крыла по П. 10 Формулы.
На Фиг. 11 - Схематичное изображение возникновения вихревой составляющей демпфирующего момента крена.
На Фиг. 12 - Схема улучшения поперечной устойчивости вблизи земли за счет эффекта «портальной» воздушной подушки.
На Фиг. 13 - Самолет с хвостовым оперением по П. 13 и 15 Формулы.
На Фиг. 14 - Самолет с хвостовым оперением по П. 12 и 14 Формулы.
На Фиг. 15 - Самолет с хвостовым оперением по П. 11 Формулы.
Аэродинамическая поверхность, согласно изобретению, выполнена, например, в виде консоли (1), включающей в себя переднюю кромку (2), заднюю кромку (3), верхнюю сторону (4), нижнюю сторону (5), законцовку (6), и корневую часть (7) и зубья (8) с водящими кромками (9), а также гребни (10), при этом передняя кромка (2) имеет зубчатую форму, образованную входящими кромками (9) и промежуточными зонами (11), точки примыкания входящих кромок к промежуточным зонам (11) образуют обращенные внутрь изломы передней кромки (2), направляющие гребни (10) расположены попарно на верхней и нижней сторонах (4) и (5), в непосредственной близости от каждого обращенного внутрь излома передней кромки (2) и имеют серповидную форму, а промежуточные зоны (11) выполнены вогнутыми.
Возможно также выполнение ближайших к законцовке (6) и корневой части (7) зубьев (8) асимметричными и имеющими одну обращенную внутрь входящую кромку (9).
Предложенный планер летательного аппарата может быть реализован в трех вариантах:
1. В варианте маневренного легкомоторного самолета с хвостовым оперением, реализованным по П. 13 и 15 Формулы и содержащим крыло (12), фюзеляж (13) с хвостовой балкой (14), кабину пилота (15), силовую установку (16), флаппероны (17), корневой наплыв (18), киль (19) с рулем направления (20), шасси (21). При этом горизонтальное оперение выполнено в виде секций ЦПГО (22), установленных на корневом наплыве (18), корневой наплыв (18) выполнен с входящими кромками, а крыло (12) и секции ЦПГО (22) выполнены в виде предложенных консолей (1) и содержат зубья (8) и направляющие гребни (10). Кроме того, секции ЦПГО также выполнены с вырезами (23) в корневой части и смещены вперед относительно киля (19). На крыле (12), выполненном в виде предложенной аэродинамической поверхности, расположено 10 зубьев (8), при этом два зуба (8), ближайшие к законцовкам (6), выполнены асимметричными и имеют по одной входящей кромке (9), обращенной в сторону плоскости симметрии самолета. Секции ЦПГО (22) установлены на корневом наплыве (18) с возможностью синфазного и дифференциального отклонения, при этом на каждой из секций ЦПГО расположено по три зуба (8), в точках излома передней кромки, образованных примыканием передней кромки (2) секций ЦПГО (22) к корневому наплыву (18), установлены аэродинамические шайбы (24), а крыло (12) оснащено флапперонами (17), установленными с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.
2. В варианте самолета с хвостовым оперением, реализованным по П. 12 и 14 Формулы, адаптированного преимущественно для решения транспортных и учебно-тренировочных задач в рамках авиации общего назначения и конструктивно отличающегося от первого варианта тем, что горизонтальное оперение выполнено в виде цельноповоротного стабилизатора (25), хвостовая балка (14) фюзеляжа (13) выполнена прямоугольным или трапециевидным профилем поперечного сечения, а также с уплощенным задним концом (26), плавно переходящим в цельноповоротный стабилизатор (25), вертикальное оперение выполнено в виде двух килей (19), смещенных вперед относительно цельноповоротного стабилизатора (25), оборудованных рулями направления (20) и установленных с развалом наружу от 1 до 35 градусов каждый относительно диаметральной плоскости самолета, а боковые поверхности хвостовой балки (14) фюзеляжа (13) плавно переходят в наружные поверхности килей (19). Кроме того, в данном варианте реализации самолета крыло (12) оборудовано флапперонами (17) и закрылками (27), оснащенными раздельным управлением с возможностью выпуска флапперонов (17) при убранных закрылках (27).
3. В варианте самолета местных авиалиний с хвостовым оперением, реализованным по П. 11 Формулы и конструктивно отличающимся от первого варианта тем, что силовая установка (16) включает в себя два двигателя, фюзеляж (13) выполнен с грузовым отсеком (28), хвостовое оперение выполнено Т-образным, при этом горизонтальное оперение выполнено в виде переставного стабилизатора (29) с рулем высоты (30), установленного на киле (19). Кроме того, в данном варианте реализации самолета крыло (12) также оборудовано флапперонами (17) и закрылками (27), оснащенными раздельным управлением, но ближайшие к законцовкам (6) крыла (12) зубья (8) выполнены симметричными и имеют по 2 входящие кромки (9) каждый.
Работу предложенной аэродинамической поверхности имеет смысл рассматривать в контексте ее практического применения к радиоуправляемой модели самолета Cessna 182, выполненной в масштабе 1:6, крыло и горизонтальное оперение которой были выполнены в виде предложенной аэродинамической поверхности, при этом на крыле было установлено 16, а на горизонтальном оперении от 4 до 6 зубьев (8). По итогам около 200 полетов, в промежутках между которыми в модель вносились те и иные изменения, касающиеся вариантов конструктивного исполнения горизонтального оперения, а также конструктивных особенностей исполнения передних кромок аэродинамических поверхностей, было отмечено комплексное улучшение летно-технических характеристик модели, поведение которой в стандартной конфигурации было предварительно всесторонне изучено. Данное улучшение выразилось в следующих основных отличиях:
1. Существенное (не менее 20-30%) повышение аэродинамического качества планера, крыло и горизонтальное оперение которого выполнено в виде предложенных аэродинамических поверхностей, относительно исходного крыла с профилем NACA 2440 и «чистой» передней кромкой. С точки зрения оператора (внешнего пилота) данное улучшение несущих свойств выражается в уменьшении скорости снижения при отключенном двигателе (режим малого газа) до величин, затрудняющих нормальную посадку модели в нужную точку из-за значительной выраженности экранного эффекта. При этом в исходной конфигурации модели посадка при полностью отключенном двигателе была крайне сложна в расчете, так как требовала разгона модели в пологом пикировании и последующего «подхвата» на выравнивании, в противном случае гашение вертикальной скорости было проблематичным. С точки зрения работы предложенной аэродинамической поверхности данное улучшение имеет следующее объяснение:
Ввиду того, что зубья (8), расположенные на крыле (12) отклонены вниз на величину от 2 до 6 градусов относительно плоскости хорды крыла (12), проходящей через середину промежуточной зоны (11) передней кромки (2), расположенной между данными зубьями (8), то на малых положительных углах атаки крыла (12), установленные на нем зубья (8) располагаются строго по потоку или имеют околонулевой угол атаки (см. фиг. 1 и 9), что уменьшает Сх аэродинамической поверхности и повышает аэродинамическое качество, так как в проходящих через входящие кромки (9) хордах аэродинамической поверхности отсутствует выраженная зона стагнации потока, а Сmах аэродинамического профиля в проходящих через зубья (8) хордах существенно смещается назад до величин, соответствующих ламинаризованным профилям. Кроме того, при околонулевых углах атаки лобовое сопротивление аэродинамической поверхности дополнительно уменьшается за счет расположения точек примыкания входящих кромок (9) зубьев (8) к передней кромке (2) основной части (1) в зоне, где отсутствует скошенный поток и за счет заострения входящих кромок (9) зубьев (8).
Здесь следует отметить, что при проведении натурных экспериментов расположение точек примыкания входящих кромок (9) к промежуточным зонам (11) в зоне стагнации потока и оптимизация геометрии элементов передней кромки по П. 2 Формулы сами по себе не позволили решить проблему суммарных интерференционных потерь аэродинамической поверхности с зубчатой передней кромкой, поскольку ввиду большого количества точек примыкания (у крыла экспериментальной модели их 32), аэродинамическое качество экспериментального крыла все равно было существенно ниже крыла-прототипа с «чистой» передней кромкой (2) и очевидный выигрыш в срывных, балансировочных и демпфирующих свойствах такого крыла покупался ценой больших энергозатрат. При этом явление, снижающие аэродинамическое качество такого крыла, схематически изображено на Фиг. 5 Чертежей и представляет собой формирование интерференционных зон повышенного давления вблизи обращенных внутрь изломов передней кромки.
В тоже время, установка на экспериментальное крыло (12) 64 направляющих гребней (10), форма и место расположения которых были определены опытным путем, позволила не только превзойти исходное «чистое» крыло (12) по дальности полета и минимальной скорости снижения, но и дополнительно улучшить его срывные характеристики.
Предположительно данный «двойной» технический результат от внедрения гребней (10) был достигнут с одной стороны за счет разделения разновекторных сходящихся воздушных потоков, возникающих в вблизи обращенных внутрь изломов передней кромки (2), что практически исключило возникновение зон повышенной давления вблизи обращенных внутрь изломов передней кромки, снизив ее интерференционные потери, что показано на Фиг. 6.
С другой стороны, на больших углах атаки при сходе с входящих кромок (9) вихревых жгутов их энергия и, следовательно, создаваемое разрежение, увеличиваются благодаря пространственной стабилизации вихревых жгутов по оси Z, достигаемой за счет одновременного присасыванию вихревого жгута к верхней стороне (3) и внутренней по отношению к плоскости симметрии зуба (8) плоскости направляющего гребня (10), что на примере взаимодействия твердых тел можно представить как вращение вала в призме, (см. Фиг. 4) В результате накопления большей кинетической энергии вращательного движения, такой усиленный вихревой жгут по мере роста угла атаки способен дольше сохранять энергию пограничного слоя верхней стороны (3) аэродинамической поверхности, увеличивая критический угол атаки, по сравнению с не стабилизированным по оси Z вихревым жгутом, изображенным на Фиг. 3 Чертежей.
Кроме того, серповидная форма направляющих гребней (10) по П. 4 Формулы была выбрана в процессе экспериментов как наиболее выгодная с точки зрения уменьшения Сх аэродинамической поверхности, что объяснимо минимизацией донного сопротивления за счет исключения формирования позади гребней (10) свободных вихревых дорожек (см. Фиг. 8).
Кроме того, в ходе экспериментов, несущие свойства предложенной аэродинамической поверхности на больших углах атаки также удалось увеличить за счет выполнения входящих кромок (9) по П. З Формулы с прямолинейными участками расположенными вблизи обращенных внутрь изломов передней кромки и имеющих местный угол стреловидности около 85 градусов, что объяснимо меньшим сопротивлением перетоку участвующих в формировании вихревого жгута частиц воздуха через входящую кромку (9). Данная форма зубьев изображена на Фиг. 7.
Кроме того, в ходе экспериментов, аэродинамическое качество предложенной поверхности удалось также улучшить за счет придания промежуточным зонам (11) вогнутой формы, также характерных для поверхности-прототипа, что уменьшает степень изменения местного угла стреловидности в изломах передней кромки при сохранении оптимальных местных углов стреловидности входящих кромок (9) и способствует тем самым дополнительному снижению уровня интерференционных потерь аэродинамической поверхности.
Кроме того, одновременный выпуск закрылков (27) и флапперонов (17) на угол 10-15 градусов на крыле (12), выполненном в виде предложенной аэродинамической поверхности, привел к почти двукратному уменьшению скорости снижения модели на планировании без двигателя, то есть аэродинамическое качество модели с частично выпущенной механизацией не уменьшается, а напротив, несколько увеличивается. С точки зрения работы предложенной аэродинамической поверхности это объяснимо сочетанием двух основных факторов: большей энергии пограничного слоя на верхней поверхности (4) крыла (12) вблизи задней кромки (3), вызванного наличием на верхней поверхности (5) присоединенных вихрей, образованных входящими кромками (9), а также и уменьшением угла атаки зубьев (8) достигаемым за счет искажения профиля крыла (12) при синфазном отклонении флапперонов (17), расположенных по всему размаху крыла (12), что по мере роста угла атаки задерживает их переход зубьев (8) в срывной режим обтекания и дополнительно уменьшает Сх крыла (12). (см. Фиг. 9).
Кроме того, проведенный в качестве эксперимента выпуск флапперонов (17) при убранных закрылках (27), названный в процессе испытаний «портальным», обеспечил с одной стороны крайне устойчивое поведение модели по крену у земли за счет создания под крылом «портальной» воздушной подушки, являющейся по сути аэродинамическим продолжением основных опор шасси (21) (см. Фиг. 13), ас другой стороны, невозмущенный из-за выпуска закрылков (27) скошенный поток от центральной части крыла (12) позволил сохранить эффективность цельноповоротного стабилизатора (25), что дополнительно увеличило запас по моменту тангажа при посадках с выключенных двигателем, сделав этот способ посадки наиболее простым и удобным в исполнении.
2. Вызванное описанными выше конструктивными особенностями передней кромки улучшение срывных характеристик предложенного планера летательного аппарата выразилось в практически полном исключении попадания модели в режим сваливания, в том числе при откровенно провокационных действиях оператора (внешнего пилота), что обеспечивается высокими несущими свойствами предложенного крыла (12) и горизонтального оперения на больших и закритических углах атаки. В результате неконтролируемая потеря высоты даже после полной остановки модели в воздухе как из прямого, так и из перевернутого полета, становится практически невозможной, а потеря высоты в режиме управляемого парашютирования после такой остановки не превышает 2-2,5 м даже при крайних передних центровках.
3. Улучшение балансировочных характеристик планера, выражающееся в первую очередь, в стабильном и предсказуемое поведение модели на взлете, в том числе при намеренном форсировании отрыва от земли («подрыве»), что позволяет модели после отрыва от земли разгоняться с постепенным уменьшением угла атаки при сохранении угла тангажа. С точки зрения работы предложенной аэродинамической поверхности, данное поведение модели объяснимо тем, что по мере роста углов атаки и перехода крыла (12) в вихревой режим работы, большая часть достигаемого за счет генерации вихрей приращения подъемной силы приходится на среднюю и заднюю часть верхней стороны (4), что компенсирует смещение центра давления вперед на нижней стороне (5) и смещает аэродинамический фокус поверхности назад. Это способствует самостоятельному сходу самолета с закритических углов атаки, а также обеспечивает устойчивость по перегрузке и предположительно способствует увеличению предельной скорости по скоростному флаттеру.
4. Улучшение горизонтальной маневренности модели за счет сохранения несущих свойств внутреннего заторможенного при выполнении разворота или виража полукрыла, что позволило выполнять «вертолетные» развороты на 180 и более градусов с радиусом не более размаха крыла (12) модели, используя совершенно недопустимое на «чистом» крыле опускание внутреннего флапперона (17), как средство дополнительного увеличения момента рыскания. С точки зрения работы предложенной аэродинамической поверхности, данное поведение модели может быть объяснено тем, что обладающий повышенной кинетикой пограничный слой на верхней поверхности (5) заторможенного полукрыла сохраняет устойчивость даже в зоне отклоненного вниз флапперона (17), (см. Фиг. 10) что дополнительно увеличивает Су этого участка крыла (12) и исключает сваливание модели.
5. Улучшение демпфирования в поперечном канале, в том числе при полетах в условиях выраженной турбулентности в сочетании с крайне спокойной и плавной реакцией модели на дифференциальное отклонение флапперонов (17). С точки зрения оператора (внешнего пилота) данное изменение поведения выражается в субъективном ощущении повышения вязкости среды, в которой движется модель. С точки зрения работы предложенной аэродинамической поверхности, данное изменение объяснимо, во-первых, уменьшением общего объема зоны стагнации потока перед крылом (12) и ее фрагментацией на отдельные зоны небольшой протяженности, располагающиеся напротив промежуточных зон (11), что справедливо при малых угловых скоростях крена, а, во-вторых (при наличии значительных угловых скоростей крена), генерацией диагональных «демпфирующих» вихревых жгутов, (см. Фиг. 11) возникающих вследствие расположения разнесенных по размаху зубьев (8) под противоположными по знаку углами атаки и располагающихся на верхней и нижней сторонах (4) и (5).
6. Превращение цельноповоротного стабилизатора (25), выполненного в виде предложенной аэродинамической поверхности в «задатчик угла атаки», так как крайне высокая демпфирующая способность ЦПГО, выполненного в виде предложенной аэродинамической поверхности, мгновенно фиксирует модель на угле атаки, соответствующему текущему положению ЦПГО. При этом динамическая устойчивость столь высока, что никаких колебаний даже после максимально резкой коррекции по тангажу не наблюдается, а выход модели на углы атаки, большие, чем максимальный угол отклонения ЦПГО, возможен исключительно в динамическом режиме за счет набора высоты с потерей скорости. Например, при отключенном двигателе и постепенном отклонении правого стика передатчика (эквивалент РУСа) до упора «на себя», что соответствует отклонению ЦПГО на кабрирование на угол 28 градусов, модель планирует во втором режиме на углах атаки порядка 26-30 градусов, сохраняя поперечную и путевую устойчивость и нормально управляясь по крену и рысканию. При отпускании правого стика в нейтральное положение скорость снижения сначала увеличивается, но затем постепенно уменьшается и модель самостоятельно переходит в планирование на скорости близкой к скорости максимального аэродинамического качества без развития колебаний по тангажу.
Кроме того, в процесс летных тестов была исследована также конфигурация горизонтального оперения по П. 13 Формулы с переставным стабилизатором (29), на задней кромке которого был установлен руль высоты (30). Данная конфигурация горизонтального оперения показала исключительную простоту и удобство управления в продольном канале, обеспечиваемую за счет чрезвычайно плавного отклика на руль высоты (30) и крайне устойчивого горизонтального полета. В тоже время эффективность руля высоты (30) в данной конфигурации горизонтального ограничивается достаточно узким диапазоном углов атаки, заданных положением переставного стабилизатора (29), при выходе за границы которого значительный демпфирующий момент переставного стабилизатора (29), выполненного в виде предложенной аэродинамической поверхности, практически уравнивает управляющий момент руля высоты (30). Данное обстоятельство в обязательном порядке требует изменения положения переставного стабилизатора (29) при подготовке к взлету и на посадке, в противном случае неизбежны затруднения с отрывом от земли и «нехватка» руля высоты (30) на выравнивании и выдерживании.
Кроме того, работа аэродинамической поверхности по П. 5 Формулы, выполненной в виде консоли (1), при этом ближайший к законцовке (6) зуб (8) выполнен асимметричным с одной входящей кромкой (9), обращенной в сторону корневой части (7) предположительно отличается тем, что вихревой жгут, формируемый данной входящей кромкой (9), интерферируя с концевым вихрем, создаваемым консолью (1), что уменьшает его кинетику и дополнительно увеличивает несущие свойства предложенной аэродинамической поверхности на больших углах атаки, особенно при малых относительных удлинениях.
Работа аэродинамической поверхности по П. 6 Формулы полностью идентична работе известного из уровня техники корневого наплыва крыла.
Кроме того, работа аэродинамической поверхности по П. 7 Формулы, предположительно отличается тем, что установленные под углом от 1 до 15 градусов к направлению полета направляющие гребни (10) в некоторых случаях могут способствовать усилению кинетики создаваемых входящими кромками (9) вихревых жгутов (12) поскольку в них засасывается воздух, перетекающий через верхние поверхности гребней (10) и направленный по верхней касательной вращающегося вихревого жгута (12) (См. Фиг. 7) В тоже время вопрос выбора оптимального угла наклона гребней (10) несомненно требует дополнительной отработки в процессе масштабировании предложенной конструкции планера летательного аппарата до натуральных размеров.
Кроме того, исходя из результатов испытаний предложенной аэродинамической поверхности на модели самолета, технический результат использования данной аэродинамической поверхности в качестве лопасти ветровой турбины предположительно будет заключаться в лучшей приемистости и меньших потерях КПД при «рваном» порывистом ветре, а также в возможности исключения системы управления шагом лопастей для относительно мощных ветровых турбин, что уменьшает их стоимость и повышает коммерческую эффективность.
Кроме того, работа изображенных на фигурах чертежей вариантов планера летательного аппарата, предположительно имеет следующие отличия от работы экспериментальной модели:
1. На Фиг. 13 изображен первый вариант предложенного планера летательного аппарата, отличающийся исполнением хвостового оперения по П. 13 и П. 15 Формулы. Предположительный технический результат, достигаемый при использовании секций ЦПГО (22), установленных с возможностью синфазного и дифференциального отклонения с целью управления по тангажу и крену, заключается в лучшей поперечной управляемости самолета на больших и закритических по Су углах атаки, в том числе на околонулевых скоростях полета, что может быть критически важно при выполнении особо сложных фигур высшего пилотажа, либо в случаях экстренного уклонения от внезапно появившихся препятствий, но не является обязательным для самолета авиации общего назначения. При этом корневой наплыв (18) не только обеспечивает монтаж секций ЦПГО (22), на хвостовую балку (14) но также улучшает демпфирование самолета в продольном канале за счет наличия заостренных входящих кромок (9) зубьев (8). Кроме того, вынос киля (19) назад относительно горизонтального оперения и выполнение секций ЦПГО (22) с вырезами (23) в корневой части, обеспечивает высокую эффективность руля направления (20) на больших углах атаки из-за отсутствия его аэродинамического затенения.
Кроме того, само по себе синфазное и дифференциальное отклонение секций ЦПГО (22) на относительно малых скоростях полета становится возможным исключительно благодаря высоким срывным характеристикам предложенной аэродинамической поверхности, поскольку при суммировании углов синфазного и дифференциального отклонения секция ЦПГО (22), выполненная в виде известной аэродинамической поверхности может периодически выходить за пределы рабочего диапазона углов атаки, что может привести к нарушению управления самолетом.
Кроме того, аэродинамические шайбы (24) уменьшают интерференционные потери в точках сопряжения секций ЦПГО (22) с корневым наплывом (18), что дополнительно улучшает аэродинамическое качество самолета.
Кроме того, уменьшение угла атаки зубьев (8) и задержка их перехода в срывной режим обтекания достигаемое благодаря искажению аэродинамического профиля крыла (12) при синфазном отклонении флапперонов (17), расположенных по всему размаху крыла, позволяет обеспечить высокое аэродинамическое качество крыла при малых скоростях полета, что крайне выгодно с точки зрения безопасности полетов, поскольку позволяет увеличить продолжительность планирования в случае отказа двигателя и упрощает выполнение посадки после выключения двигателя.
Кроме того, наличие дифференциального отклонения секций ЦПГО (22) позволяет использовать флаппероны (17) в качестве единственных отклоняемых поверхностей крыла (12), так как, несмотря на снижение эффективности флапперонов (17) в канале крена при больших углах их синфазного отклонения, высокие срывные свойства крыла (12) в сочетании с дополнительным моментом крена, создаваемым секциями ЦПГО (22) гарантируют самолету хорошую управляемость в поперечном канале при отсутствии угрозы сваливания.
2. На Фиг. 14 изображен второй вариант предложенного планера летательного аппарата, отличающийся исполнением хвостового оперения по П. 12 и П. 14 Формулы. Технический результат, достигаемый за счет данного конструктивного исполнения хвостовой части предположительно заключается в большей поперечной устойчивости самолета на закритических углах атаки, вызванной взаимодействием набегающего на хвостовую балку скошенного потока с внешними поверхностями килей (19), что может быть полезно с точки зрения обеспечения практически «всепрощающей» управляемости на закритических углах атаки, необходимой при первоначальном обучении пилотированию, использовании самолета малоопытными пилотами, полетах в горах, в условиях ограниченной видимости и так далее (см. Фиг). Кроме того, улучшение поперечной устойчивости на закритических углах атаки делает нецелесообразным применение дорогостоящих секций ЦПГО (22) и позволяет использовать более простую схему управления в продольном канале на основе цельноповоротного стабилизатора (25), являющегося продолжением уплощенного конца (26) хвостовой балки (14).
Кроме того, отклоняемые поверхности крыла в данном варианте реализации изобретения выполнены в виде раздельно управляемых флапперонов (17) и закрылков (27), что при выполнении взлетно-посадочных операций позволяет использовать конфигурацию механизации крыла (12), наиболее пригодную для решения конкретной задачи.
Например, при посадке в штиль с полной нагрузкой наиболее выгодным будет вариант полного выпуска закрылков (27) при частичном или полном выпуске флапперонов (17), так как максимально возможные несущие свойства крыла (12) при этом важнее, чем величина его лобового сопротивления.
При этом следует отметить, что на посадке синфазное отклонение флапперонов (17) уменьшает потребный угол отклонения закрылков (27) и позволяет на той же самой посадочной скорости и том же среднем по размаху значении Су иметь лучшее аэродинамическое качество, меньший, вплоть до малого газа, режим силовой установки (16) и большие маневренные возможности в случае необходимости ухода на второй круг.
Специфичный для предложенного планера летательного аппарата «портальный» режим работы механизации крыла (12) оптимален для взлета и посадки с боковым или встречно-боковым ветром при достаточной длине ВПП, так как «портальная» воздушная подушка существенно улучшает поперечную устойчивость вблизи земли, являясь своего рода аэродинамическим продолжением основных опор шасси (21). (См. Фиг. 12) Следует также отметить, что рост изгибающих нагрузок на центральную часть крыла (12), неизбежный при «портальном» выпуске механизации, не при каких обстоятельствах не может выйти за пределы прочностных ограничений самолета, поскольку маневры с реализацией перегрузки более 1,3-1,5 g во взлетно-посадочной конфигурации не выполняются.
Кроме того, «портальный» выпуск механизации вследствие отсутствия существенного возмущения воздушного потока «чистой» центральной частью крыла (12) обеспечивает рост эффективности цельноповоротного стабилизатора (25) что увеличивает запас по кабрирующему моменту и упрощает выполнение выравнивания, что особенно важно при относительно крутых глиссадах.
И, наконец, «классический» способ использования механизации крыла (12), заключающийся в выпуске закрылков (27) при убранных флапперонах (17), может быть полезен для уменьшения нежелательного экранного эффекта, что важно при выполнении «коротких» посадок с работающим двигателем на неподготовленные площадки.
3. На Фиг. 15 изображен третий вариант предложенного планера летательного аппарата, отличающийся исполнением хвостового оперения по П. 11 Формулы. Технический результат, достигаемый за счет выполнения хвостового оперения по П. 11 Формулы и применения данного горизонтального оперения к двухдвигательному самолету местных авиалиний предположительно заключается в исключительно высокой динамической устойчивости в горизонтальном полете, достигаемой за счет выполнения концевых участков крыла (12) и переставного стабилизатора (29) в виде предложенной аэродинамической поверхности, что создает «треугольник демпфирования», а также за счет выноса переставного стабилизатора (29) в невозмущенный поток за счет применения Т-образной схемы хвостового оперения. Дополнительный технический результат предположительно заключается в резком уменьшении вероятности сваливания при выполнении маневров с одним работающим двигателем, в частности разворотов в сторону отключенного двигателя, из-за повышения несущих свойств концевых участков крыла (12). Конструктивное исполнение и режимы работы механизации крыла (12) в данном случае полностью соответствуют описанным выше для второго варианта планера летательного аппарата, за исключением того, что закрылки в третьем варианте реализации планера (27) расположены в зоне ускоренных потоков от воздушных винтов силовой установки (16), что при наличии силы тяги силовой установки (16) дополнительно увеличивает Су средней части крыла (12) и позволяет производить более короткие взлеты и посадки.
Таким образом, благодаря введенным в известную конструкцию высокоэффективной аэродинамической поверхности конструктивным изменениям, была успешно решена основная задача одновременного улучшения срывных и несущих характеристик аэродинамической поверхности за счет всемерного усиления и пространственной стабилизации создаваемых генераторами вихрей вихревых структур, а также разрешения проблемы суммарных интерференционных потерь аэродинамической поверхности с зубчатой передней кромкой.
Кроме того, была также успешно решена дополнительная задача улучшения демпфирующей способности аэродинамических поверхностей, за счет фрагментации зоны стагнации потока, всемерного уменьшения ее объема, а также за счет обеспечения возможности генерации демпфирующих вихрей как на верхней, так и на нижней сторонах аэродинамической поверхности при существенных изменениях местного угла атаки.
Кроме того, была также успешно решена дополнительная задача минимизации либо исключения сдвига центра давления вперед при росте угла атаки для плоско-выпуклых и выпукло-вогнутых профилей с целью повышения устойчивости ЛА (летательного аппарата) по перегрузке и скорости, а также устойчивости аэродинамической поверхности к скоростному флаттеру.
Кроме того, была предпринята попытка решения задачи максимально полного раскрытия потенциала предложенной аэродинамической поверхности применительно, главным образом, к легким и сверхлегким самолетам и планерам.
1. Аэродинамическая поверхность, выполненная с аэродинамическим профилем и содержащая переднюю и заднюю кромки, верхнюю и нижнюю стороны, а также генераторы вихрей, выполненные с возможностью генерации вихревых структур, прилегающих к верхней или нижней сторонам аэродинамической поверхности, при этом передняя кромка аэродинамической поверхности образована последовательностью выступов и впадин с циклически изменяющимся местным углом стреловидности, а генераторы вихрей выполнены в виде участков передней кромки с наибольшими местными углами стреловидности, отличающаяся тем, что дополнительно содержит гребни, выступы передней кромки выполнены в виде зубьев, расположенных на некотором расстоянии друг от друга и имеющих клиновидную или листовидную форму, а впадины передней кромки выполнены в виде промежуточных зон, при этом входящие кромки зубьев имеют большие местные углы стреловидности и меньший средний минимальный радиус притупления, чем промежуточные зоны, каждое из сопряжений входящей кромки зуба с промежуточной зоной образует обращенный внутрь излом передней кромки, а гребни ориентированы по направлению потока воздуха и расположены попарно на верхней и нижней сторонах аэродинамической поверхности в непосредственной близости от обращенных внутрь изломов передней кромки с возможностью уменьшения интенсивности интерференции разнонаправленных воздушных потоков, формирующихся вблизи изломов передней кромки, а также с возможностью пространственной стабилизации создаваемых входящими кромками вихревых структур, прилегающих к верхней или нижней сторонам аэродинамической поверхности.
2. Аэродинамическая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что входящие кромки зубьев выполнены заостренными на по меньшей мере 70% своей протяженности, при этом отношение ширины основания зуба к длине промежуточной зоны составляет от 0,6 до 1,5, отношение высоты зуба к ширине основания зуба составляет от 2 до 0,8, а местные углы стреловидности входящих кромок зубьев составляют от 40 до 90° и увеличиваются по направлению от вершины зуба к обращенному внутрь излому передней кромки.
3. Аэродинамическая поверхность по п.2, отличающаяся тем, что входящие кромки зубьев вблизи обращенных внутрь изломов передней кромки выполнены с прямолинейными участками, имеющими постоянный местный угол стреловидности равный 75-90°, при этом длина прямолинейных участков составляет от 15 до 40% высоты зуба.
4. Аэродинамическая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что гребни выполнены серповидными, при этом длина направляющих гребней составляет от 25 до 70% высоты зуба, а отношение длины гребня к его максимальной высоте составляет от 3 до 10.
5. Аэродинамическая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что аэродинамическая поверхность выполнена в виде консоли и содержит законцовку и корневую часть, при этом ближайший к законцовке клиновидный зуб выполнен асимметричным и имеет одну входящую кромку, обращенную в сторону корневой части аэродинамической поверхности.
6. Аэродинамическая поверхность по п.5, отличающаяся тем, что ближайший к корневой части клиновидный зуб выполнен в виде корневого наплыва с одной входящей кромкой, обращенной в сторону законцовки аэродинамической поверхности.
7. Аэродинамическая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что направляющие гребни полностью или частично установлены под углом от 1 до 15° к направлению набегающего потока, при этом направление наклона направляющих гребней, примыкающих к входящей кромке зуба, соответствует направлению наклона данной входящей кромки зуба относительно направления набегающего потока.
8. Планер летательного аппарата, содержащий фюзеляж, шасси, крыло с отклоняемыми поверхностями, вертикальное оперение, а также горизонтальное оперение и систему управления, при этом передние кромки крыла и горизонтального оперения имеют зубчатую форму, отличающийся тем, что крыло и горизонтальное оперение полностью или частично выполнено в виде аэродинамической поверхности по любому из пп. 1-7, при этом на передней кромке крыла расположено не менее шести зубьев, а на передней кромке хвостового оперения - не менее четырех зубьев, расстояние между вершинами наиболее удаленных друг от друга по размаху зубьев составляет от 80 до 100% полного размаха крыла планера летательного аппарата, расстояние между вершинами наиболее удаленных друг от друга по направлению полета зубьев составляет от 40 до 90% полной длины планера летательного аппарата, а любые два соседних зуба, расположенных на крыле, отклонены вниз на величину от 2 до 6° относительно плоскости хорды крыла, проходящей через середину промежуточной зоны передней кромки, расположенной между данными зубьями.
9. Планер летательного аппарата по п.8, отличающийся тем, что отклоняемые поверхности крыла установлены с возможностью синфазного и дифференциального отклонения и выполнены либо в виде флапперонов, либо в виде сочетания закрылков и флапперонов, при этом установленные с возможностью синфазного отклонения поверхности крыла занимают по меньшей мере 75% полного размаха крыла.
10. Планер летательного аппарата по п.9, отличающийся тем, что при совместном использовании закрылков и флапперонов конструктивное исполнение системы управления обеспечивает возможность синфазного отклонения флапперонов вниз на угол, больший угла отклонения закрылков.
11. Планер летательного аппарата по п.8, отличающийся тем, что горизонтальное оперение выполнено в виде переставного стабилизатора и руля высоты, при этом руль высоты навешен на задней кромке переставного стабилизатора с возможностью управления летальным аппаратом в продольном канале и снабжен средствами осевой либо аэродинамической компенсации.
12. Планер летательного аппарата по п.8, отличающийся тем, что фюзеляж выполнен с хвостовой балкой, горизонтальное оперение выполнено цельноповоротным в виде одной или двух поверхностей, шарнирно установленных на хвостовой балке фюзеляжа с возможностью управления летательным аппаратом в продольном канале.
13. Планер летательного аппарата по п.12, отличающийся тем, что горизонтальное оперение выполнено в виде двух цельноповоротных поверхностей, шарнирно установленных на хвостовой балке фюзеляжа с возможностью синфазного и дифференциального отклонения, при этом управление по крену и тангажу обеспечивается дифференциальным и синфазным отклонением секций цельноповоротного горизонтального оперения соответственно.
14. Планер летательного аппарата по п.12, отличающийся тем, что фюзеляж выполнен с хвостовой балкой, имеющей прямоугольный или трапециевидный профиль поперечного сечения, а также уплощенный задний конец, плавно переходящей в цельноповоротное горизонтальное оперение, при этом вертикальное оперение выполнено в виде двух килей, смещенных вперед относительно горизонтального оперения и установленных с развалом наружу от 1 до 35° каждый относительно диаметральной плоскости самолета с возможностью повышения поперечной устойчивости самолета на больших углах атаки, а боковые поверхности хвостовой балки фюзеляжа плавно переходят в наружные поверхности килей.
15. Планер летательного аппарата по п.12, отличающийся тем, что содержит корневой наплыв горизонтального оперения и аэродинамические шайбы, вертикальное оперение включает в себя один киль с рулем направления на задней кромке, хвостовая балка содержит корневой наплыв и выполнена сужающейся таким образом, что боковые поверхности хвостовой балки плавно переходят в боковые поверхности киля, при этом корневой наплыв выполнен с заостренными входящими кромками, цельноповоротное горизонтальное оперение навешено на корневом наплыве, смещено вперед относительно киля и выполнено с вырезами в корневой части, расположенными с возможностью уменьшения аэродинамического затенения руля направления на больших углах атаки, а аэродинамические шайбы установлены на корневом наплыве либо на цельноповоротном горизонтальном оперении в непосредственной близости от точек изломов передней кромки, образованных примыканием цельноповоротного горизонтального оперения к корневому наплыву.
