Несущая поверхность

Изобретение имеет отношение к областям аэродинамики и гидродинамики. Несущая поверхность имеет две одинаковые консоли прямой стреловидности большого удлинения. Каждая консоль имеет по одному одинаковому наплыву, выступающему вперед от передней кромки консоли. Наплывы имеют эллиптическую форму в плане и острые передние кромки. На несущей поверхности - крыле наплывы расположены в месте расположения органов управления по крену, в частности элеронов. Наплывы расположены на конце каждой из консолей или на некотором расстоянии от концевой части консоли и на некотором расстоянии от корневой части консоли. Изобретение направлено на увеличение критических углов атаки без уменьшения подъемной силы. 3 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Заявляемое изобретение относится к областям техники, предусматривающих использование аэродинамической и гидродинамической подъемной силы, и касается, в частности, несущих поверхностей (НП), используемых на летательных аппаратах (ЛА) в качестве крыльев и оперения (горизонтального и вертикального).

Под НП здесь понимается «часть ЛА, предназначенная для создания подъемной или управляющих сил аэродинамической природы (Авиация. Энциклопедия. Под ред. Свищева Г.П. М.: Большая Российская Энциклопедия. 1994, с. 337, [1])».

Уровень техники

На многих известных современных самолетах используются крылья прямой стреловидности (КПС) большого удлинения, обладающие рядом преимуществ перед нестреловидными крыльями и крыльями малого удлинения. В частности, КПС большого удлинения обеспечивают достижение более высоких значений аэродинамического качества (по сравнению с крыльями малого удлинения) и более высоких скоростей полета самолета (по сравнению с самолетами с нестреловидными крыльями).

Однако, КПС большого удлинения обладают и некоторыми недостатками.

Из-за пространственной картины обтекания у КПС большого удлинения пограничный слой перетекает по направлению от корневой части крыла к концевым частям крыла, что на больших углах атаки крыла приводит к срыву потока в концевых частях крыла раньше, чем в корневой части крыла. При этом, если срыв потока на одном конце крыла разовьется больше, чем на другом конце крыла, то самолет начнет крениться - происходит сваливание самолета на крыло. Самолет, находящийся в сваливании, может перейти в штопор. Штопор является одним из самых сложных маневров, который может привести к катастрофическим последствиям. Вывод самолета из сваливания заключается в уменьшении угла атаки, что восстанавливает безотрывное обтекание крыла.

Срыв потока на крыле на малой высоте является причиной 80% всех аварий и катастроф среди пилотов-любителей.

Таким образом, срыв потока на концах КПС большого удлинения приводит:

- к потере поперечной устойчивости и поперечной управляемости самолета, так как элероны (органы поперечного управления самолетом), расположенные в концевых частях крыла, оказываются в зоне срыва потока;

- к появлению кабрирующего момента, так как центр давления на крыле смещается вперед (при срыве потока в концевых частях крыла подъемная сила концов крыла (которые расположены сзади центра масс самолета) уменьшается, в то время как центральная (корневая) часть крыла продолжает эффективно создавать подъемную силу), что влияет на продольную статическую устойчивость самолета. Смещение центра давления на крыле вперед приводит к дальнейшему увеличению угла атаки крыла, что может привести к катастрофическим последствиям.

Особенно опасен срыв потока в концевых частях КПС большого удлинения у аэродинамических схем «бесхвостка» и «летающее крыло», так как у этих аэродинамических схем при срыве потока в концевых частях крыла нет возможности вернуть ЛА на меньшие углы атаки (и восстановить, тем самым безотрывное обтекание крыла), что может привести к катастрофическим последствиям. У аэродинамических схем «нормальная» и «утка» существует вероятность того, что при срыве потока на крыле эффективность горизонтального оперения сохранится, а, следовательно, есть возможность уменьшить углы атаки крыла и восстановить безотрывное обтекание крыла.

Известны следующие способы уменьшения опасности срыва потока в концевых частях КПС большого удлинения (способы увеличения критического угла атаки концевых частей КПС большого удлинения):

- установка на верхней поверхности крыла аэродинамических перегородок (металлических пластин), вытянутых от передней кромки крыла к задней кромке крыла, плоскость которых параллельна плоскости симметрии самолета (аэродинамические перегородки не позволяют пограничному слою смещаться от корневой части крыла к концевым частям крыла);

- образование на верхней поверхности крыла своеобразной вихревой перегородки, выполняющей на больших углах атаки крыла роль аэродинамической перегородки (генератором этой вихревой перегородки может быть, например, так называемый «зуб» - это когда передняя кромка КПС большого удлинения выполнена ступенчатой, например, как у известного советского пассажирского самолета Ил-62);

- аэродинамическая крутка крыла - установка профилей с большими критическими углами атаки на концевых частях крыла, по сравнению с профилями в корневой части крыла (обеспечивает начало срыва потока у корневой части крыла, а не на концевых частях крыла);

- отрицательная геометрическая крутка крыла, уменьшающая установочный угол профилей крыла от корневой части крыла к концевым частям крыла (обеспечивает начало срыва потока у корневой части крыла, а не на концевых частях крыла);

- провоцирование срыва потока вначале в корневой части крыла путем использования профилей в корневой части крыла с маленьким радиусом закругления передней кромки, что способствует срыву потока на меньших углах атаки, чем у профилей на концевых частях крыла.

Однако, все вышеперечисленные способы позволяют иметь критические углы атаки профилей в концевых частях КПС большого удлинения всего лишь на несколько градусов (на 2÷4°) больше, чем у профилей в корневой части КПС большого удлинения. Это не обеспечивает достаточного запаса по величине критического углу атаки для концевых частей крыла, и не дает достаточной гарантии от сваливания самолета на крыло. При этом, все вышеуказанные способы увеличения критического угла атаки профилей концевых частей КПС большого удлинения снижают несущие свойства крыла (по сравнению с его теоретически возможным значением). Это вынуждает, для получения конкретной величины подъемной силы КПС большого удлинения, увеличивать площадь крыла, что увеличивает величину аэродинамического сопротивления крыла и уменьшает величину аэродинамического качества крыла и самолета в целом.

В настоящее время из всех вышеперечисленных способов увеличения критического угла атаки концевых частей КПС большого удлинения широко используется аэродинамическая крутка крыла и отрицательная геометрическая крутка крыла.

Здесь следует отметь, что первоначальный срыв потока на концевых частях крыла имеют не только КПС большого удлинения, но и трапециевидные крылья большого удлинения (крылья, имеющие стреловидную переднюю кромку, но не имеющие стреловидности по четвертям хорд).

На многих известных современных самолетах широко используются крылья сложной формы в плане (при виде сверху), представляющие собой комбинацию исходного крыла малого удлинения и вытянутого вперед наплыва с очень малым удлинением (причем, плоскость симметрии наплыва лежит в плоскости симметрии самолета). При этом, формы в плане исходного крыла и наплыва могут быть разными. Например, исходное крыло может иметь трапециевидную, стреловидную, треугольную формы, а наплыв может быть треугольным, готическим, прямоугольным и др. (Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов. Под ред. Бюшгенса Г.С. М.: Физматлит, 1998, с. 189, [2]). При этом, передняя кромка наплыва должна быть острой.

На больших углах атаки крыла на острых передних кромках наплывов крыла образуются вихревые жгуты ([2], с. 200). Это увеличивает несущие свойства (подъемную силу) крыла и увеличивает критический угол атаки крыла до 30° и более. При этом, размах наплыва составляет примерно ~30% от размаха исходного крыла - в этом случае воздействие вихревых жгутов, образованных на острых передних кромках наплывов крыла, распространяется на все исходное крыло ([2], с. 201, рис. 4.2.7). Применение передних наплывов крыла позволяет повысить эффективность элеронов и закрылков на больших углах атаки ([2], с 214).

Для сравнения, у известного советского пассажирского самолета Ту-154М с КПС большого удлинения с углом стреловидности 35° критический угол атаки крыла равен 21° (Бехтир В.П., Ржевских В.М., Ципенко В.Г. Практическая аэродинамика самолета Ту-154М. М. Воздушный транспорт, 1997, с. 13, с. 19, рис. 1.5а, [3]).

Таким образом, использование на крыле малого удлинения передних наплывов с острыми передними кромками позволяет увеличить критический угол атаки крыла почти на 10° и более (по сравнению с критическим углом атаки у КПС большого удлинения).

Из результатов экспериментальных исследований, выполненных в аэродинамической трубе Т-1 Московского авиационного института, следует, что в области околокритических и закритических углов атаки крылья с эллиптическими наплывами имеют более высокие несущие свойства (подъемную силу) и большие критические углы атаки (до 35°), по сравнению с крыльями с треугольными и готическими наплывами. При этом, чем больше удлинение эллиптического наплыва (отношение большой оси эллипса к малой оси эллипса), тем больше величина критического угла атаки крыла. Крылья с эллиптическими наплывами (при отношении малой оси эллипса к большой оси эллипса равном 1:5,7) обладают наилучшими несущими свойствами в области околокритических и закритических углов атаки, по сравнению с крыльями, имеющими треугольные и готические наплывы. (Артамонова Л.Г., Радциг А.Н., Семенчиков Н.В., Яковлевский О.В. Особенности аэродинамических характеристик крыльев с эллиптическим наплывом // Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность, №97, 2006, рис. 2, [4]).

У КПС большого удлинения с малонесущим центропланом срыв потока вначале происходит на центроплане, что обеспечивает продольную статическую устойчивость крыла в широком диапазоне углов атаки (Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов. Под ред. Бюшгенса Г.С. М.: ЦАГИ, 1995, с. 67, [5])

Исследования показали, что аэродинамическое качество КПС большого удлинения с отрицательной геометрической круткой больше аэродинамического качества плоского крыла. Оптимальным законом отрицательной геометрической крутки крыла является линейный закон, а оптимальным значением угла отрицательной геометрической крутки концевого сечения крыла является угол -4° ([5], с. 89).

Таким образом, широко используемая у известных современных самолетов с КПС большого удлинения отрицательная геометрическая крутка крыла (около -4°) приводит к увеличению аэродинамического качества крыла. Однако, при этом она позволяет иметь критические углы атаки концевых частей КПС большого удлинения всего лишь на несколько градусов (на 2÷4°) больше, чем у корневых частей крыла, что не дает достаточной гарантии от сваливания самолета на крыло и дальнейшего его перехода в штопор. Широко используемая у известных современных самолетов с КПС большого удлинения аэродинамическая крутка крыла (использование малонесущего центроплана крыла - что диктуется необходимостью возникновения первоначального срыва потока на центроплане крыла) снижает аэродинамическое качество крыла (по сравнению с его теоретически возможным значением - когда центроплан крыла имел бы большую несущую способность). Это вынуждает, для получения конкретной величины подъемной силы КПС большого удлинения, увеличивать площадь крыла, что увеличивает величину аэродинамического сопротивления крыла и уменьшает величину аэродинамического качества крыла и самолета в целом.

С другой стороны, использование на крыле малого удлинения передних наплывов с острыми передними кромками позволяет увеличить критический угол атаки крыла на дозвуковых скоростях полета почти на 10° и более (по сравнению с критическим углом атаки у КПС большого удлинения). Однако, крыло малого удлинения на дозвуковых скоростях полета имеет меньшее по величине аэродинамическое качество, чем аэродинамическое качество КПС большого удлинения.

Наиболее близким к заявляемому изобретению, по решаемой технической задаче (задаче увеличения критического угла атаки концевых частей КПС большого удлинения), является любое КПС большого удлинения, использующее любое из вышеуказанных способов увеличения критического угла атаки концевых частей крыла.

Раскрытие изобретения

Задачей заявляемого изобретения является увеличение критического угла атаки концевых частей КПС большого удлинения (по сравнению с известными техническими решениями) без уменьшения несущих свойств (подъемной силы) крыла. Тоесть, задачей заявляемого изобретения является радикальное увеличение безопасности полета самолета и увеличение аэродинамического качества КПС большого удлинения и самолета в целом.

Очевидно, если такая задача может быть решена, то это "неочевидное" решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техники, поскольку у прототипа, и у других известных аналогов она не решена.

Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, в варианте крыла самолета, имеет с прототипом общий существенный признак: несущая поверхность, имеет, две консоли прямой стреловидности большого удлинения.

Отличительными от прототипа существенными признаками являются: каждая из вышеуказанных консолей имеет наплыв, выступающий вперед от передней кромки консоли и имеющий острые передние кромки, при этом, вышеуказанные наплывы расположены или на конце каждой из вышеуказанных консолей или на некотором расстоянии от концевой части и на некотором расстоянии от корневой части каждой из вышеуказанных консолей.

Во время полета заявляемого изобретения на больших углах атаки острые передние кромки вышеуказанных наплывов начинают генерировать вихревые жгуты, которые способствуют увеличению критических углов атаки концевых частей крыла (где расположены органы управления по крену - элероны), по сравнению с критическими углами атаки корневой части крыла (так как в корневой части крыла нет наплывов). Следовательно, срыв потока будет вначале происходить в корневой части крыла. Это приведет к созданию момента на пикирование (так как центр давления на крыле переместится назад), что приведет к уменьшению угла атаки крыла и к восстановлению безотрывного обтекания корневой части крыла.

При этом, в заявляемом изобретении критические углы атаки концевых частей крыла могут быль больше на 10° и более, по сравнению с критическими углами атаки корневой части крыла. Это абсолютно гарантирует невозможность у заявляемого изобретения начала срыва потока в концевых частях крыла.

Следовательно, на всех возможных режимах полета у заявляемого изобретения элероны (тоесть, органы управления по крену), расположенные в месте расположения вышеуказанных наплывов, не будут терять своей эффективности. А, следовательно, заявляемое изобретение никогда не попадет в режим сваливания на крыло (а, следовательно, и не попадет в штопор), что радикально повышает безопасность полета самолета.

В заявляемом изобретении нет необходимости иметь малонесущую центральную (корневую) часть крыла, что повышает аэродинамическое качество крыла и самолета в целом.

Краткое описание чертежей

На ФИГ. 1÷3 схематично показан один из возможных вариантов исполнения заявляемого изобретения, в варианте несущей аэродинамической поверхности (крыла) беспилотного самолета аэродинамической схемы «летающее крыло», где цифрами обозначено: 1 и 2 - правая и левая консоли крыла, соответственно; 3 и 4 - элевоны; 5 и 6 - рули высоты; 7 и 8 - вертикальное оперение; 9 и 10 - наплывы эллиптической формы в плане, расположенные в районе концов консолей 1 и 2 крыла, соответственно; 11 - тянущий воздушный винта; Lн - длина наплыва 10; - полуразмах наплыва 10; - размах элевона 4; Осн - ось симметрии наплыва 10; - расстояние от оси Осн симметрии наплыва 10 до концевой части консоли 2 крыла; Осс - ось симметрии самолета. Стрелкой с надписью Н.П. обозначено направление полета.

На ФИГ. 1 показан вид в плане (сверху) заявляемого изобретения. Показаны места продольного А-А и поперечного Б-Б сечений наплыва 10.

На ФИГ. 2 показано продольное сечение А-А наплыва 10 в увеличенном масштабе 2:1 (в повернутом на 90° виде).

На ФИГ. 3 показано поперечное сечение Б-Б наплыва 10 в увеличенном масштабе 2:1.

На ФИГ. 4 показан вариант наплыва 12 треугольный формы в плане. Другие обозначения те же, что и на ФИГ. 1.

На ФИГ. 5 показан вариант наплыва 13 готической формы в плане. Другие обозначения те же, что и на ФИГ. 1.

На ФИГ. 6 показан вариант наплыва 14 переменной стреловидности. Другие обозначения те же, что и на ФИГ. 1.

На ФИГ. 7 показан вариант наплыва 15 оживальной формы в плане. Другие обозначения те же, что и на ФИГ. 1.

На ФИГ. 8 показан вариант наплыва 16 прямоугольной формы в плане. Другие обозначения те же, что и на ФИГ. 1.

На ФИГ. 9 показан вариант расположения наплыва 17 эллиптической формы в плане на конце консоли 2 крыла. Другие обозначения те же, что и на ФИГ. 1.

На ФИГ. 10 показан вариант расположения наплыва 18 эллиптической формы в плане на конце консоли 2 крыла, представляющего собой половину от наплыва 17, показанного на ФИГ. 9. Другие обозначения те же, что и на ФИГ. 1.

На ФИГ. 11 схематично показан один из возможных вариантов исполнения заявляемого изобретения, в варианте несущей аэродинамической поверхности (крыла) беспилотного самолета аэродинамической схемы «летающее крыло», где цифрами обозначено: 1 и 2 - правая и левая консоли крыла, соответственно; 3 и 4 - элевоны; 5 и 6 - рули высоты; 7 и 8 - вертикальное оперение; 9 и 10 - наплывы эллиптической формы в плане, расположенные в районе концов консолей 1 и 2 крыла, соответственно; 11 - тянущий воздушный винта; 19 - наплыв эллиптической формы в плане, расположенный в корневой части крыла; 20 - наплыв эллиптической формы в плане, расположенный между наплывом 19 и наплывом 10; 21 - наплыв эллиптической формы в плане, расположенные между наплывом 19 и наплывом 9. Стрелкой с надписью Н.П. обозначено направление полета.

Осуществление изобретения

Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, в варианте несущей аэродинамической поверхности (крыла) беспилотного самолета аэродинамической схемы «летающее крыло», представляет собой следующее. Имеется крыло прямой стреловидности (например, для определенности, с углом стреловидности по четвертям хорд равным 22°) большого удлинения с правой 1 и левой 2 консолями. На концах консолей 1 и 2 крыла расположены элевоны 3 и 4, соответственно. У корневой части консолей 1 и 2 крыла расположены передние рули высоты 5 и 6, соответственно. На самолете имеется двухкилевое вертикальное оперение 7 и 8, расположенное на концах консолей 1 и 2 крыла, соответственно, выполненное в виде концевых крылышек (как один из возможных вариантов исполнения). Ближе к концам консолей 1 и 2 крыла расположены наплывы 9 и 10 эллиптической формы в плане (одинаковые по форме в плане и размерам), соответственно. Оси симметрии Осн наплывов 9 и 10 параллельны оси симметрии самолета Осс, и находятся от оси симметрии самолета Оcc на некотором (одинаковом, не равном нулю) расстоянии. При этом, наплывы 9 и 10 (ФИГ. 2÷3) имеют острые передние кромки. В продольном сечении (сечение А-А, ФИГ. 2) наплыв 10 (и наплыв 9) имеет форму крылового профиля (но может иметь и любую иную приемлемую форму). Угол установки наплыва 10 (и наплыва 9) равен (но может быть и иным - большим или меньшим) углу установки сечений профилей крыла в месте установки наплыва 10 (наплыва 9). Таким образом, в полете заявляемого изобретения углы атаки наплыва 10 (и наплыва 9) равны углам атаки сечений профилей крыла в месте установки наплыва 10 (наплыва 9). Ось симметрии Осн наплыва 10 (и наплыв 9) расположена на расстоянии от края консоли 2 крыла (от края консоли 1 - для наплыва 9). Размах элевона 4 (и элевона 3) равен . При этом, составляет примерно половину (50%) от . Полуразмах наплыва 10 (и наплыва 9) равен и составляет -30% от (полный размах наплыва равен ). Тоесть, относительный размах наплыва в заявляемом изобретении такой же по величине, как относительный размах наплыва у известных крыльев малого удлинения с передним наплывом. Длина наплыва 10 (и наплыва 9) в направлении полета равна . Удлинение наплыва 10 (и наплыва 9) - тоесть, отношение , равно 5,7 (как у эллиптического наплыва, известного из [4]). В корневой части крыла наплыва нет. Перед крылом, в плоскости симметрии самолета, расположен тянущий воздушный винт 11, приводимый в действие двигателем (например, электродвигателем - на ФИГ. 1÷3 не показан). Таким образом, наплывы 10 и 9 выступают вперед за переднюю кромку консолей 2 и 1 крыла, соответственно, и имеют форму наподобие зуба (клыка). При этом, передняя кромка консоли 2 (и консоли 1) крыла слева и справа от наплыва 10 (от наплыва 9) лежат на одной прямой (но могут, или не лежать на одной прямой, или иметь разные углы стреловидности).

Остальные агрегаты заявляемого изобретения не влияют на получаемый технический результат, а поэтому на фигурах и в описании не указаны.

В полете (на любом режиме полета) заявляемого изобретения, при выходе заявляемого изобретения на большие углы атаки (близкие к критическим углам атаки для установленных в корневой части крыла профилей), в начале срыв потока происходит в корневой части крыла, что приводит к уменьшению величины подъемной силы, создаваемой корневой частью крыла. Это происходит потому, что в корневой части крыла наплыва нет, следовательно, критические углы атаки корневой части крыла определяются критическими углами атаки профилей, установленных в корневой части крыла. Так как на концевых частях крыла имеются наплывы 9 и 10, то на острых передних кромках наплывов 9 и 10 образуются вихревые жгуты, что способствует увеличению несущих свойств (подъемной силы) и критического угла атаки концевых частей консолей 1 и 2 крыла, где расположены элевоны 3 и 4. Таким образом, критические углы атаки концевых частей крыла определяются не критическими углами атаки профилей, установленных в концевых частях крыла, а вихревыми жгутами, генерируемыми острыми передними кромками наплывов 9 и 10. Так как отношение размаха наплыва 10 (и наплыва 9) к размаху элевона 4 (и элевона 3) у заявляемого изобретения такое же по величине, как у известных самолетов с крылом малого удлинения с передним наплывом, то у заявляемого изобретения благоприятное воздействие вышеуказанных вихревых жгутов, образующихся на острых передних кромках наплывов 10 и 9, будет распространятся на весь размах элевонов 4 и 3. Следовательно, элевоны 4 и 3 (органы управления самолетом по крену и тангажу) будут сохранять свою эффективность до больших углов атаки.

Таким образом, в заявляемом изобретении концевые части консолей 1 и 2 крыла имеют большие критические углы атаки (примерно на 10° и более), чем корневая часть крыла. Это приведет к тому, что центр давления крыла переместится назад (так как величина подъемной силы, создаваемой корневой частью крыла, уменьшается, а величина подъемной силы, создаваемая концевыми частями крыла не уменьшается (даже увеличится)), а, следовательно, на крыле появится момент на пикирование. Угол атаки крыла уменьшится и на нем (в корневой части крыла) восстановится безотрывное обтекание.

У заявляемого изобретения, из-за наличия у него на концах консолей 1 и 2 крыла наплывов 9 и 10, срыв потока на крыле всегда будет происходить в корневой части крыла. При этом, разность между критическими углами атаки корневой части крыла и концевых частей крыла может достигать 10° и более. Тоесть, у заявляемого изобретения срыв потока на концевых частях крыла вообще невозможен. Это дает абсолютную гарантию невозможности возникновения сваливания заявляемого изобретения на крыло, а, следовательно, дает абсолютную гарантию от попадания заявляемого изобретения в штопор, что радикально увеличивает безопасность полета заявляемого изобретения (по сравнению с известными самолетами). Причем, это достигается в аэродинамической схеме «летающее крыло». При этом, в заявляемом изобретении увеличивается несущая способность крыла, так как у него нет необходимости использовать в корневой части крыла малонесущие профили (у известных самолетов это используют для обеспечения начального срыва потока в корневой части крыла). В заявляемом изобретении в корневой и концевых частях крыла могут устанавливаться любые приемлемые профили, в том числе, высоконесущие.

Таким образом, в заявляемом изобретении безопасность полета радикально повышается только за счет соответствующей компоновки крыла, что более надежно и дешево, по сравнению с тем гипотетическим случаем, когда невозможность выхода самолета на критические углы атаки обеспечивает система управления самолетом (имеющая меньшую надежность и большую стоимость, по сравнению с компоновкой крыла).

Заявляемое изобретение во время полета управляется: по тангажу - посредством дифференциального (в разные стороны) отклонения элевонов 3 и 4, с одной стороны, и передних рулей высоты 5 и 6, с другой стороны (но возможен вариант, когда элевоны 3 и 4 не участвуют в управлении по тангажу, а используются только как элероны - только для управления по крену); по крену - посредством дифференциального (в разные стороны) отклонения элевонов 3 и 4; по курсу - путем отклонения рулей направления (на фигурах не показаны), расположенных на вертикальном оперении 7 и 8, расположенном на концах консолей 1 и 2 крыла.

Наплывы 9 и 10 в заявляемом изобретении, помимо вышеуказанного положительного влияния на аэродинамику крыла, используются в качестве противофлаттерных грузов, что повышает критическую скорость флаттера. При этом, в наплывах (не выходя за их габариты) может размещаться различное оборудование, например, антенны.

Наплывы в заявляемом изобретении могут быть выполнены или отдельно от других деталей самолета (как рассмотрено выше и показано на ФИГ. 1÷11), или совместно с другими деталями. Например, впереди передней кромки консолей крыла может располагаться обтекатель антенны в виде тела вращения, а слева и справа к нему примыкает заявляемый наплыв (как у известных самолетов с крылом малого удлинения передний корневой наплыв крыла примыкает слева и справа к корпусу фюзеляжа).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него на концах крыла крепятся топливные баки (как на некоторых известных самолетах), имеющие форму тела вращения. Слева и справа (или только с одной стороны) к нему примыкает заявляемый наплыв.

Заявляемое изобретение может иметь наплывы любой приемлемой формы в плане (при виде сверху): треугольной 12 (ФИГ. 4); готической 13 (ФИГ. 5); переменной стреловидности 14 (ФИГ. 6); оживальной 15 (ФИГ. 7); прямоугольной 16 (ФИГ. 8); и др. На ФИГ. 4÷8 показаны наплывы на левой 2 консоли крыла - на правой консоли 1 крыла расположены точно такие же наплывы (по форме, по величине, и на том же расстоянии от оси симметрии самолета Осс).

В заявляемом изобретении оси симметрии наплывов Осн могут быть или параллельны оси симметрии самолета Осс (как в рассмотренных выше случаях, показанных на ФИГ 1÷11), или составлять с Осс любой приемлемый угол.

На ФИГ. 1÷11 показаны варианты исполнения наплывов, когда наплывы имеют симметричную при виде в плане форму (при виде сверху). Однако, возможны варианты, когда в заявляемом изобретении наплывы имеют не симметричную при виде в плане форму. Например, левая часть наплыва имеет эллиптическую форму, а правая часть наплыва имеет оживальную форму.

Заявляемое изобретение может иметь наплывы любой приемлемой относительной длины (отношение длины наплыва (в направлении полета) к полуразмаху наплыва - отношение ) и формы (в поперечном и продольном сечениях).

В заявляемом изобретении наплывы могут иметь любую приемлемую конкретную величину длины и полуразмаха .

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него наплыв 17 (ФИГ. 9) расположен на конце консоли 2 крыла (на конце консоли 1 крыла расположен точно такой же наплыв (по форме и величине).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него наплыв 18 (ФИГ. 10) расположен на конце консоли 2 крыла (на конце консоли 1 крыла расположен точно такой же наплыв (по форме и величине)). При этом, наплыв 18 представляет собой часть (половинку) от наплыва 17, показанного на ФИГ. 9.

В заявляемом изобретении передние кромки наплывов могут быть как острыми (как в рассмотренных выше случаях, показанных на ФИГ. 1÷11), так и любой иной приемлемой формы, например, скругленными.

В заявляемом изобретении угол установки наплывов может быть или равен углу установки профилей крыла в месте установки наплывов (как в рассмотренных выше случаях, показанных на ФИГ. 1÷11), или может быть иным - большим или меньшим по величине.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ. 11), отличающийся от показанного на ФИГ. 1÷3 тем, что у него дополнительно имеется один корневой наплыв 19 и два наплыва 20 и 21, расположенные на консолях 2 и 1 крыла между наплывом 19 и наплывами 10 и 9, соответственно. Тоесть, между осями симметрии наплывов имеются некоторые расстояния, большие, чем ширина наплывов. Наплывы 9, 10, 19, 20 и 21 выполнены эллиптической формы в плане. При этом, наплывы 9, 10, 20 и 21 имеют равную длину в направлении полета (равное относительное удлинение - отношение ), а наплыв 19 имеет меньшую (но может иметь и равную) длину в направлении полета (чтобы у корневой части крыла критический угол атаки был меньше, чем на концах консолей крыла - чтобы срыв потока вначале происходил у корневой части крыла).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличающийся от показанного на ФИГ. 11 тем, что у него имеются еще наплывы на консолях крыла, расположенные на некотором расстоянии друг от друга (расстояния между осями симметрии наплывов большие, чем ширина наплывов). В таком варианте исполнения заявляемого изобретения можно добиться того, что вихревые жгуты, срывающиеся с острых передних кромок наплывов, воздействовали на все крыло. Это будет способствовать увеличению критического угла атаки всего крыла (как у известного крыла малого удлинения с передним наплывом, ось симметрии которого расположена в плоскости симметрии самолета). При этом, так как крыло в заявляемом изобретении имеет большое удлинение, то оно будет иметь большее аэродинамическое качество, чем известное крыло малого удлинения с передним наплывом.

Заявляемое изобретение может быть использовано в качестве несущей аэродинамической поверхности любого приемлемого типа: крыла самолета, имеющего две консоли (левую и правую), как рассмотрено выше и показано на ФИГ. 1÷11; горизонтального оперения, имеющего, или две консоли (левую и правую) или одну консоль (в случае самолета двухбалочной схемы); вертикального оперения, имеющего или одну консоль (например, прикрепленную сверху к хвостовой части фюзеляжа) или две консоли (если оно двухкилевое, расположенное на концах горизонтального оперения). Тоесть, заявляемая несущая поверхность может иметь или одну консоль, или две консоли, или более двух консолей (например, в варианте бипланной несущей поверхности).

Заявляемое изобретение в качестве несущей аэродинамической поверхности может быть использовано в любой приемлемой аэродинамической схеме: «летающее крыло» (как рассмотрено выше и показано на ФИГ. 1÷11); «бесхвостка»; «нормальная»; «утка»; и др.

Заявляемая несущая поверхность может иметь любую приемлемую форму в плане: не стреловидную (например, прямую или трапециевидную); стреловидную (прямой стреловидности (как в рассмотренных выше случаях, показанных на ФИГ. 1÷11) или обратной стреловидности); переменной стреловидности; скользящую; треугольную; и др.

Заявляемая несущая поверхность может иметь любое приемлемое удлинение; большое (как рассмотрено выше и показано на ФИГ. 1÷11); малое; умеренное; и др.

Заявляемое изобретение может быть использовано на самолете (или любом ином летательном аппарате самолетной схемы - планере, крылатой ракете, и др.) любой размерности, как пилотируемом, так и беспилотном.

Заявляемая несущая поверхность может или иметь аэродинамические органы управления (например, по крену (элевоны 3 и 4) - как в рассмотренных выше случаях, показанных на ФИГ. 1÷11), или не иметь таких органов (например, консоли несущей поверхности выполнены цельноповоротными).

Заявляемое изобретение может быть использовано в качестве лопасти на несущем винте и рулевом винте вертолета или автожира, и на воздушном винте самолета. В этом случае наплывы устанавливаются на концах лопастей. Это повышает критические углы атаки концевой части лопастей и снижает уровень вибраций вертолета, генерируемых лопастями несущих винтов.

Заявляемое изобретение может иметь один (или более одного) движитель любого приемлемого типа: воздушный винт (как в показанных на ФИГ. 1 и 11 вариантах); реактивный двигатель (воздушно-реактивный двигатель; жидкостный ракетный двигатель; и др.).

Заявляемое изобретение может быть использовано также в иных областям техники, предусматривающих использование аэродинамической и гидродинамической подъемной силы, например к области ветроэнергетики, судов на подводных крыльях и др. Тоесть, заявляемое изобретение может быть использовано как в качестве несущей аэродинамической поверхности (как рассмотрено выше и показано на ФИГ. 1÷11), так и в качестве несущей гидродинамической поверхности.

1. Несущая поверхность, например крыло, имеющая две консоли, отличающаяся тем, что каждая из вышеуказанных консолей имеет по меньшей мере один наплыв, выступающий вперед от передней кромки консоли, вышеуказанные наплывы расположены или на конце каждой из вышеуказанных консолей, или на некотором расстоянии от концевой части каждой из вышеуказанных консолей, при этом ближе к концевой части каждой из вышеуказанных консолей, чем к корневой части каждой из вышеуказанных консолей.

2. Несущая поверхность по п. 1, отличающаяся тем, что вышеуказанные наплывы выполнены или эллиптической, или готической, или треугольной, или оживальной формы в плане, передние кромки вышеуказанных наплывов выполнены или острыми, или скругленными.

3. Несущая поверхность по п 1 или 2, отличающаяся тем, что она выполнена прямой стреловидности большого удлинения.

4. Несущая поверхность по п. 3, отличающаяся тем, что она выполнена в качестве крыла самолета, вышеуказанные наплывы расположены в месте расположения на крыле органов управления по крену.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике. Профиль крыла, у которого спереди в нижней части установлен выступ, с размерами по высоте и длине, равными половине высоты крыла.

Изобретение относится к авиационной технике. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата, такая как горизонтальный стабилизатор или вертикальный стабилизатор, содержит переднюю кромку (14).

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло самолета выполнено из композитного материала несимметричного двояковыпуклого профиля.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло выполнено с удлинением λ=9-11, сужением η=2,0÷4,0 и стреловидностью X1/4=15÷25o.

Изобретение относится к авиастроению. Профиль содержит верхний выпуклый АВМС и нижний ANEDC контуры, соединенные передней А и задней С кромками, координаты которых заданы относительно хорды АС профиля.

Крыло с естественным ламинарным обтеканием для сверхзвукового летательного аппарата, в котором форма поперечного сечения крыла в направлении по хорде крыла в каждой точке по размаху крыла выбирается таким образом, что кривизна вблизи передней кромки имеет заранее заданное значение 1/3 или менее по сравнению с нормальной формой поперечного сечения в области линейного элемента 0,1% длины хорды крыла.

Изобретение относится к авиационной технике. Аэродинамический профиль крыла включает носовую часть круговой формы малого радиуса от передней кромки до сопряжения с контуром нижней поверхности.

Способ обеспечения летательного аппарата, имеющего фюзеляж и стреловидное крыло, сконфигурированные для ламинарного обтекания в условиях крейсерского полета, характеризуется тем, что обеспечивают аэродинамические профили крыла двояковыпуклого типа, имеющие значения толщины, хорды и формы вдоль размаха крыла.

Изобретение относится к аэродинамике и может быть использовано для создания летательного аппарата (ЛА), а также для создания несущих винтов для вертолетов, винтов для поршневых самолетов и гребных винтов для водного транспорта.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к устройствам для управления летательным аппаратом (ЛА) с помощью подвижных аэродинамических поверхностей. Консоль крыла (1) ЛА содержит устройство для управления по курсу, установленное на концевой части консоли.

Изобретение относится к устройствам для управления летательным аппаратом (ЛА) с помощью подвижных аэродинамических поверхностей. Консоль крыла (1) ЛА содержит устройство для управления по курсу, установленное на концевой части консоли.

Многорежимная аэродинамическая поверхность содержит основную часть и зубья. Основная часть - верхняя и нижняя стороны, сопрягающиеся между собой с образованием передней и задней кромок.

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.

Аэродинамическая поверхность летательного аппарата содержит основную часть с передней и задней кромками, выполненную с аэродинамическим профилем, а также генераторы вихря в виде зубьев с кромками вдоль длины.

Устройство аэродинамическое крыло с адаптивно изменяющейся поверхностью для компенсации турбулентности содержит подвижные пластины, которые имеют две оси вращения, опирающиеся на элементы каркаса крыла.

Описаны способ и система аэро/гидродинамического регулирования потока ньютоновской текучей среды в радиальной турбомашине, которые с использованием конформного вихрегенератора обеспечивают возможность улучшения энергетической эффективности и возможность управления в различных точках в турбокомпрессоре или обрабатывающем устройстве для аэро/гидродинамической обработки потока ньютоновской текучей среды.

Летательный аппарат, содержащий фюзеляж, конфигурацию с Т-образным хвостовым оперением и высокое крыло, имеющее переднюю кромку, соединенную с верхней частью флюзеляжа, где высокое крыло содержит первую область, примыкающую к фюзеляжу, и вторую область, примыкающую к законцовке крыла, причем первая область примыкает ко второй области, и где на больших углах атаки срывной элемент и связанный с ним отдельный воздушный поток изолирован при помощи разрыва непрерывности на передней кромке крыла в пределах первой области и потока ниже Т-образного хвостового оперения таким образом, чтобы остаться в стороне от органов управления полетом, расположенных в пределах второй области и органов управления, относящихся к Т-образному хвостовому оперению.

Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла самолета серповидной формы имеет переднюю и заднюю кромки, выполненные нелинейной формы, выпуклой по всей длине, состоит из профилей с увеличенной относительно концевого сечения крыла кривизной (f=0.005-0.02), меньшей относительной толщиной (c=5-15%) и большими отрицательными значениями углов крутки (ε=5-25%).

Сверхзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, крыло малого удлинения с наплывом большой стреловидности в корневой части, вертикальное оперение с рулем направления, силовую установку с воздухозаборником, элевоны.

Изобретение относится к области авиационной техники. Осесимметричная носовая часть фюзеляжа затуплена по торцу и ее боковая поверхность имеет образующую, которая составлена из двух дуг окружностей и элемента, задаваемого степенной зависимостью радиуса от продольной координаты.

Изобретение имеет отношение к областям аэродинамики и гидродинамики. Несущая поверхность имеет две одинаковые консоли прямой стреловидности большого удлинения. Каждая консоль имеет по одному одинаковому наплыву, выступающему вперед от передней кромки консоли. Наплывы имеют эллиптическую форму в плане и острые передние кромки. На несущей поверхности - крыле наплывы расположены в месте расположения органов управления по крену, в частности элеронов. Наплывы расположены на конце каждой из консолей или на некотором расстоянии от концевой части консоли и на некотором расстоянии от корневой части консоли. Изобретение направлено на увеличение критических углов атаки без уменьшения подъемной силы. 3 з.п. ф-лы, 11 ил.

Наверх