RU2297364C1 - Устройство для улучшения характеристик сваливания и штопора самолета (варианты) - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к области аэродинамических органов управления и устойчивости самолетов. Устройство представляет собой аэродинамические гребни, устанавливаемые на нижней поверхности крыла или хвостовой части самолета симметрично относительно продольной плоскости симметрии самолета. Гребни начинаются не далее чем 0,2 в, заканчиваются на расстоянии 0,3÷1,0 в от соответствующей передней кромки и имеют максимальную высоту до 0,3 в, где в - аэродинамическая хорда крыла в месте установки аэродинамического гребня. Технический результат - упрощение выхода из штопора. 2 н.з. ф-лы, 10 ил.

Description

Изобретение относится к области авиации.

Поиск научно-технических решений, направленных на улучшение характеристик сваливания и штопора, диктуется, прежде всего, необходимостью обеспечения безопасности эксплуатации самолетов. Известно, что по мировой статистике летных происшествий около пятидесяти процентов аварий и катастроф самолетов происходит именно на этих режимах («Аэродинамика самолетов на больших углах атаки. Библ. список», ОНТИ ЦАГИ, 1990; «Авиация общего назначения. Рекомендации для конструкторов», под ред. В.Г.Микеладзе, изд. ЦАГИ, 2001, стр.213).

Проблемы сваливания и штопора являются критическими для всех типов самолетов. Особенно остро они стоят для истребительной авиации в связи с освоением сверхбольших углов атаки. При этом введение эксплуатационных ограничений не всегда приемлемо, поскольку в этом случае снижаются маневренные возможности самолета. Обеспечение безопасности полета на больших углах атаки весьма важно для пассажирских и транспортных самолетов. Решение проблем полета на больших углах атаки и сопротивляемости сваливанию и штопору очень важно для самолетов общего назначения, административных и учебно-тренировочных, которые могут эксплуатироваться сравнительно слабо подготовленными пилотами. Решение этих проблем может быть осуществлено на этапе проектирования и доработки самолетов и может вестись по двум направлениям:

- удовлетворение определенным требованиям по характеристикам сваливания, штопора и методам вывода из него, сформулированным для каждого конкретного типа самолета (истребитель, пассажирский, административный, учебно-тренировочный, спортивный и т.д.);

- поиск аэродинамических компоновок самолета, не имеющих неуправляемых режимов штопора.

Предлагаемое изобретение предназначено для решения проблем сваливания и штопора в первом из указанных направлений.

I. Известно устройство в виде так называемого Λ - наплыва крыла, имеющего кромку обратной стреловидности в месте сочленения его с фюзеляжем (Ученые записки ЦАГИ, т. XXVII, №1-2, 1996 г., Вождаев Е.С., Головкин В.А., Головкин М.А., Долженко Н.Н.). Установка такого Λ - наплыва приводит к разделению вихревых жгутов, формирующихся на носовой части фюзеляжа и собственно на наплыве крыла. В результате при наличии скольжения под подветренным вихревым жгутом наплыва, распространяющимся вдоль подветренной консоли крыла, образуется меньшее разряжение и реализуется меньшая подъемная сила, приводящая к возникновению стабилизирующего момента крена, а следовательно, улучшается характер сваливания самолета.

Недостатком такого устройства является невозможность его применения на самолете без наплыва крыла.

Наиболее близким из известных технических решений является устройство в виде гребней (ребер), устанавливаемых на верхней поверхности крыла перпендикулярно к ней (United States Patent Number: 5,575,442 Date: Nov.19, 1996; Guided Wing for Aircraft Flying at high Angeles of Attack. Tsze C.Tai, Potomac, Md. The United States of America as represented by the Secretary of the Navy, Washington, D.C.). Установка таких гребней приводит к затягиванию по углу атаки срыва потока на верхней поверхности крыла.

Недостатком такого устройства является то, что оно не предназначено для увеличения поперечной устойчивости, а следовательно, и улучшения характеристики сваливания крыла. Более того, такие гребни на верхней поверхности крыла приводят к ухудшению поперечной устойчивости крыла, а следовательно, к сваливанию на крыло. Это обусловлено, во-первых, тем, что подпор, т.е. торможение потока, реализующее при наличии скольжения с наветренных сторон таких гребней, из-за разности плеч вызывает дестабилизирующий момент крена, что способствует сваливанию на крыло. Во-вторых, при наличии скольжения с подветренных сторон аэродинамических гребней образуются вихревые жгуты, разрежение под которыми вызывает пару дополнительных положительных нормальных сил на верхней поверхности крыла, которые вследствие разности плеч на правой и левой консолях крыла приводят к появлению дестабилизирующего момента крена.

Задачей данного изобретения является улучшение поперечной устойчивости - характеристики сваливания самолета на крыло, затягивание по углу атаки вхождения самолета в штопор, повышение безопасности эксплуатации.

Технический результат достигается тем, что устройство для улучшения характеристик сваливания и штопора самолета содержит пластины в виде аэродинамических гребней, установленных симметрично относительно продольной плоскости симметрии самолета на нижней поверхности крыла. Аэродинамические гребни начинаются не далее, чем 0,2 в, заканчиваются на расстоянии 0,3÷1,0в от передней кромки крыла и имеют максимальную высоту до 0,3в, где в - аэродинамическая хорда крыла в месте установки аэродинамического гребня.

Такая геометрия устройства и его положение выбраны на основе расчетно-теоретических оценок и экспериментальных исследований с помощью весовых измерений, а также визуализации вихревых жгутов, образующихся при наличии скольжения на аэродинамических гребнях на нижней поверхности крыла модели самолета, проведенных в аэро- и гидродинамической трубах. Подпор, торможение потока перед такими аэродинамическими гребнями, реализующий при обтекании со скольжением, приводит с наветренных сторон аэродинамических гребней, стоящих на правой и левой консолях крыла, к реализации дополнительных положительных нормальных сил на этих частях крыла, а разность плеч, на которых они реализуются, - к созданию дополнительного стабилизирующего момента крена. Кроме того, при обтекании со скольжением на этих аэродинамических гребнях с их подветренных сторон образуются свободные вихревые жгуты, которые сносятся вниз по потоку таким образом, что под наветренной консолью вихревой жгут приближается к плоскости симметрии самолета, а под подветренной - отдаляется от нее. Обтекание отдельного аэродинамического гребня может быть приближенно оценено в соответствии со схемой Л.Прандля (о зеркальном отображении от плоскости), как обтекание крыла малого удлинения. Откуда следует, что интенсивность концевых вихревых жгутов на таком крыле зависит от площади крыла, т.е. в рассматриваемом случае от протяженности и высоты аэродинамического гребня.

Сформированная геометрия предлагаемого устройства обеспечивает достаточную интенсивность вихревых жгутов, сходящих с аэродинамических гребней, а следовательно, высокую степень разрежения на нижней поверхности крыла в местах прохождения этих вихревых жгутов. В результате этого разрежения на нижней поверхности крыла над этими вихревыми жгутами возникают некоторые отрицательные приросты нормальной силы, а разность плеч, на которых реализуются эти приросты, также обеспечивает приращение стабилизирующего момента крена. Сдвижка аэродинамических гребней к передней кромке крыла позволяет увеличить отклонение свободных вихревых жгутов от плоскости установки аэродинамических гребней, что способствует возрастанию стабилизирующего момента крена. Для увеличения положительного эффекта в устройстве может быть применено несколько пар таких аэродинамических гребней.

На фиг.1, 2 изображен общий вид предлагаемого устройства для улучшения характеристик сваливания и штопора самолета в различных вариантах его исполнения.

На фиг.3 показан механизм образования стабилизирующего момента крена самолета с помощью предлагаемого устройства.

На фиг.4 показано сравнение характеристик поперечной статической устойчивости для модели самолета с предлагаемым устройством и без него (исходный вариант), полученных при испытаниях в аэродинамической трубе, в зависимости от угла атаки α. Характеристика поперечной статической устойчивости представляет собой производную коэффициента момента крена m_x по углу скольжения β: m_x ^β=∂m_x/∂β. Она имеет размерность [1/град], град - градус.

Устройство для улучшения характеристик сваливания и штопора самолета содержит аэродинамические гребни 1, установленные симметрично относительно продольной плоскости симметрии 2 самолета 3 на нижней поверхности 4 крыла 5. Аэродинамические гребни начинаются не далее чем 0,2в, заканчиваются на расстоянии 0,3÷1,0в от передней кромки 6 крыла и имеют максимальную высоту до 0,3в, где в - аэродинамическая хорда крыла в месте установки аэродинамического гребня. Количество устанавливаемых аэродинамических гребней четное и может быть равным 2, 4, 6 и т.д.

Рассмотрим работу устройства для улучшения характеристик сваливания и штопора самолета на примере, когда на самолете установлено два аэродинамических гребня (фиг.1). Работа заключается в следующем. Устройство работает как автомат, препятствующий развитию движения по крену. При полете самолета на углах атаки, близких к сваливанию, начинает развиваться движение со скольжением. В результате наличия угла скольжения β при установке аэродинамических гребней под крылом реализуются два положительных эффекта. Во-первых, при наличии скольжения с наветренных сторон аэродинамических гребней создается подпор, торможение потока (фиг.3). Это приводит к созданию дополнительных положительных нормальных примерно равных сил Y₁ и Y₂, а за счет разности плеч L₁=l₀+_ΔL₁, L₂=l₀-_ΔL₂ создается еще прирост стабилизирующего момента крена _ΔM_x1≈2_ΔLY₊, где l₀ - расстояние вдоль оси OZ от продольной плоскости симметрии самолета до сечений крыла, в которых установлены аэродинамические гребни; Y₊≈Y₁≈Y₂; _ΔL≈_ΔL₁≈_ΔL₂ - расстояние вдоль оси OZ от сечений крыла, в которых установлены аэродинамические гребни, до центра приложения сил Y₁ и Y₂. Во-вторых, при наличии скольжения с подветренных сторон аэродинамических гребней развивается течение с образованием отрывных вихревых жгутов, сходящих с кромок аэродинамических гребней. Вихревой жгут Г₁, образующийся под наветренной консолью крыла, приближается к плоскости симметрии крыла, а вихревой жгут Г₂, образующийся под подветренной консолью - наоборот - отдаляется от продольной плоскости симметрии самолета. Над вихревыми жгутами на нижней поверхности крыла реализуется разрежение, приводящее в интеграле к примерно равным дополнительным, отрицательным нормальным силам Y₃, Y₄, а за счет разности плеч l₁=l₀-_Δl₁, l₂=l₀+_Δl₂ создается прирост стабилизирующего момента крена _ΔM_x2≈2_ΔlY_-, где Y_-≈Y₃≈Y_{4 Δ}l≈_Δl₁≈_Δl₂ - расстояние вдоль оси OZ от сечений крыла, в котором установлены аэродинамические гребни, до центра приложения, сил Y₃ и Y₄. Таким образом, в результате установки предлагаемого устройства на самолет при наличии скольжения будет действовать суммарный дополнительный стабилизирующий момент крена _ΔM_x=_ΔM_x1+_ΔM_x2, препятствующий сваливанию самолета на крыло и развитию штопора. Для увеличения положительного эффекта может быть установлено несколько пар таких аэродинамических гребней. Из фиг.4 видно, что модель самолета с установленным на ней предлагаемым устройством более устойчива по крену, чем модель в исходном варианте. Математическое моделирование динамики движения самолета с предложенным устройством и без него, а также летные эксперименты на самолете Як-52М показали, что самолет с предлагаемым устройством не имеет режима сваливания на крыло, если его не провоцировать резким движением педалей и ручки в бок, а имеет режим плавного парашютирования без развития спирального, штопорного движения.

II. Известно устройство в виде гребней (ребер), устанавливаемых на верхней поверхности крыла перпендикулярно к ней (United States Patent Number: 5,575,442, Date: Nov.19, 1996; Guided Wing for Aircraft Flyiny at high Angles of Attack. Tsze C.Tai, Potomac, Md. The United States of America as represented by the Secretary of the Navy, Washiuyton, D.С.).Установка таких гребней приводит к затягиванию по углу атаки срыва потока на верхней поверхности крыла.

Недостатком такого устройства является то, что оно не предназначено для увеличения боковой устойчивости, а следовательно, и улучшения характеристик сваливания и штопора.

Известно противоштопорное устройство для самолета, позволяющее пилоту самолета, попавшего в штопор, при желании остановить его. Оно имеет аэродинамический гребень, одна сторона которого закреплена внизу хвостовой части фюзеляжа самолета, а другая, с рычагом, имеет возможность поворачиваться вокруг шарнирной опоры на самолете. Поворот рычага осуществляется с помощью силового цилиндра. В обычном положении устройство сложено (France, Patent: 2,050,256(В)[69 23290]. - 9 jailed 1969. В 64 с 5/00 - Diapositif anti-vrille pour aerodyne. - Y.Gardan). По команде пилота силовой цилиндр поворачивает рычаг, вызывая таким образом выпуск аэродинамического гребня в положение, при котором он почти параллелен плоскости симметрии самолета. Это увеличивает коэффициент демпфирования (демпфирующие свойства) хвоста, и штопор прекращается. После прекращения штопора пилот может с помощью силового цилиндра возвратить систему в исходное положение.

Недостатками данного устройства являются:

- устройство не предназначено для улучшения характеристик сваливания, т.е. предотвращения попадания самолета в режим штопора;

- устройство не улучшает штопор и не ликвидирует его заблаговременно, до попадания в режим штопора;

- сложность конструкции из-за необходимости складывания устройства на крейсерских режимах полета; наличие специального привода для выпуска и уборки такого устройства;

- большой вес конструкции такого устройства, особенно вследствие наличия привода для уборки и выпуска.

Известно устройство в виде одного или двух вертикальных аэродинамических гребней, устанавливаемых снизу в хвостовой части самолета (Авиация. Энциклопедия, главный ред. Г.П.Свищев, научное издательство: «Большая Российская энциклопедия». Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е.Жуковского, М., 1994; стр.348 - самолеты МиГ-21, МиГ-31; стр.550 - самолет Су-27). Установка таких аэродинамических гребней приводит на больших углах атаки к увеличению путевой устойчивости и демпфирования вращения, когда обычное вертикальное оперение не обеспечивает их в достаточной мере из-за аэродинамического затенения.

Недостатком данного устройства является то, что оно не улучшает поперечную устойчивость, а следовательно, сваливания на крыло, и не затягивает по углу атаки развитие штопорного движения.

Задачей данного изобретения является улучшение комплекса аэродинамических характеристик - поперечной и путевой статической устойчивости, демпфирования вращения, а следовательно, улучшения характеристики сваливания на крыло, затягивания по углу атаки вхождения самолета в режим штопора, уменьшение угловой скорости вращения в штопоре и тем самым упрощение выхода самолета из штопора и повышение безопасности эксплуатации.

Технический результат достигается тем, что устройство для улучшения характеристик сваливания штопора самолета содержит поверхности в виде аэродинамических гребней в хвостовой части самолета, а также дополнительные аэродинамические гребни, установленные симметрично относительно плоскости симметрии самолета на нижней поверхности крыла. Эти дополнительные аэродинамические гребни начинаются на расстоянии не далее чем 0,2в, заканчиваются на расстоянии 0,3÷1,0в от передней кромки крыла и имеют максимальную высоту до 0,3в, где в - аэродинамическая хорда крыла в месте установки аэродинамического гребня.

Такая геометрия устройства и расположение аэродинамических гребней выбрано на основе расчетно-теоретических оценок и экспериментальных исследований, проведенных в аэродинамических трубах. Аэродинамический гребень (или гребни) в хвостовой части самолета на больших углах атаки увеличивают путевую устойчивость, а также демпфирование вращения в штопоре. Механизм улучшения характеристик путевой статической устойчивости и демпфирования вращения аэродинамического гребня заключается в следующем.

Аэродинамический гребень (гребни) в хвостовой части самолета работают как крыло малого удлинения, обтекаемое потоком со скольжением или с угловой скоростью вращения, на них создается боковая сила, способствующая увеличению путевой устойчивости и демпфирования вращения самолета. Установка аэродинамических гребней на нижней поверхности крыла увеличивает поперечную устойчивость самолета и тем самым препятствует сваливанию самолета на крыло. Установка аэродинамических гребней в хвостовой части самолета и на нижней поверхности крыла позволяет в комплексе решить задачу по улучшению характеристики динамической устойчивости по углу скольжения. Характеристика динамической устойчивости по углу скольжения определяется характеристиками путевой и поперечной статической устойчивости, соотношением моментов инерции относительно осей ОХ и OY и углом атаки. Установка предлагаемого устройства, как показали экспериментальные и расчетные исследования, позволяет существенно улучшить поведение самолета на критических режимах полета при сваливании и в штопоре.

Подпор, торможение потока перед аэродинамическими гребнями, установленными на нижней поверхности крыла, реализующийся при обтекании со скольжением, приводит с наветренных сторон аэродинамических гребней, стоящих на правой и левой консолях крыла, к реализации дополнительных положительных нормальных сил на этих частях крыла, а разность плеч, на которых они реализуются, к созданию дополнительного стабилизирующего момента крена. Кроме того, при обтекании со скольжением на этих аэродинамических гребнях с их подветренных сторон образуются свободные вихревые жгуты, которые сносятся вниз по потоку таким образом, что под наветренной консолью вихревой жгут приближается к плоскости симметрии самолета, а под подветренной - отдаляется от нее. Обтекание отдельного аэродинамического такого гребня может быть приближенно оценено в соответствии со схемой Л.Прандля (о зеркальном отображении от плоскости), как обтекание крыла малого удлинения. Откуда следует, что интенсивность концевых вихревых жгутов на таком крыле зависит от площади крыла, т.е. в рассматриваемом случае от протяженности и высоты аэродинамического гребня.

Сформированная геометрия предлагаемого устройства обеспечивает достаточную интенсивность вихревых жгутов, сходящих с таких аэродинамических гребней, а следовательно, высокую степень разрежения на нижней поверхности крыла в местах прохождения этих вихревых жгутов. В результате этого разрежения на нижней поверхности крыла над этими вихревыми жгутами возникают некоторые отрицательные приросты подъемной силы, а разность плеч, на которых реализуются эти приросты, также обеспечивает прирост стабилизирующего момента крена. Сдвижка аэродинамических гребней к передней кромке крыла позволяет увеличить отклонение свободных вихревых жгутов от плоскости установки аэродинамических гребней, что способствует возрастанию стабилизирующего момента крена. Для увеличения положительного эффекта в устройстве может быть применено несколько пар аэродинамических гребней на нижней поверхности крыла.

На фиг.5, 6 изображены общие виды вариантов предлагаемого устройства для улучшения характеристик сваливания и штопора самолета.

На фиг.7 показан механизм образования стабилизирующего момента крена самолета с помощью предлагаемого устройства.

На фиг.8 показано сравнение характеристик путевой статической устойчивости m_y ^β и демпфирования относительно оси OY вращения

модели самолета с аэродинамическим гребнем, установленным в хвостовой части самолета, и без него (исходный вариант), полученных при испытаниях в аэродинамической трубе в зависимости от угла атаки α. Характеристика путевой статической устойчивости представляет собой производную коэффициента момента рыскания m_y по углу скольжения β: m_y ^β=∂m_у/∂β. Она имеет размерность [1/град], град. - градус. Характеристика демпфирования вращения представляет собой производную коэффициента m_у по проекции

безразмерной угловой скорости вращения

на ось OY, где

- размерная угловая скорость вращения в радианах, l - размах крыла, V - линейная скорость набегающего потока.

На фиг.9 помещено сравнение характеристик поперечной статической устойчивости модели самолета с установленными на нижней поверхности крыла аэродинамическими гребнями и без них (прототип), полученных при испытаниях в аэродинамической трубе в зависимости от угла атаки α. Характеристика поперечной статической устойчивости представляет собой производную коэффициента момента крена m_х по углу скольжения β: m_x ^β=∂m_x/∂β. Она имеет размерность [1/град], град - градус.

На фиг.10 показано сравнение характеристик динамической устойчивости по углу скольжения модели самолета с предлагаемым устройством и прототипа. Характеристика динамической устойчивости по углу скольжения представляет собой выражение: σ_β=m_y ^βcosα+m_x ^βsinα(I_у/I_х), где I_x, I_y - моменты инерции самолета относительно осей ОХ и OY соответственно.

Устройство для улучшения характеристик сваливания и штопора самолета содержит аэродинамические гребни (гребень) 1 в хвостовой части самолета 2. На нижней поверхности 3 крыла 4 самолета симметрично относительно продольной плоскости симметрии 5 установлены дополнительные аэродинамические гребни 6. Дополнительные аэродинамические гребни начинаются не далее, чем 0,2в, заканчиваются на расстоянии 0,3÷1,0в от передней кромки 7 крыла и имеют максимальную высоту до 0,3в, где в - аэродинамическая хорда 9 крыла в месте установки аэродинамического гребня. Количество аэродинамических гребней, устанавливаемых на нижней поверхности крыла, четное и может быть равным 2, 4, 6, и т.д.

Рассмотрим работу устройства для улучшения характеристик сваливания и штопора самолета. При полете самолета на углах атаки, близких к сваливанию, аэродинамический гребень (гребни) в хвостовой части самолета создает дополнительный путевой момент, способствующий повышению устойчивости самолета по рысканию. Однако он не способствует повышению устойчивости по крену при полете со скольжением и не предотвращает или не затягивает по углу атаки сваливания на крыло, которое может развиться в результате срывных явлений на верхней поверхности крыла или резких движений летчиком педалей (по крену) и руля направления (по рысканию). Рассмотрим работу дополнительных аэродинамических гребней, установленных на нижней поверхности крыла, на примере, когда их два. Эти дополнительные аэродинамические гребни работают как автомат, препятствующие развитию движения по крену. В результате наличия скольжения β при установке дополнительных аэродинамических гребней под крылом реализуются два положительных эффекта. Во-первых, при наличии скольжения с наветренных сторон аэродинамических гребней создается подпор, торможение потока (фиг.7). Это приводит к созданию дополнительных, положительных нормальных, примерно равных сил Y₁ и Y₂ а за счет разности плеч L₁=l₀+_ΔL₁, L₂=l₀-_ΔL₂ создается еще прирост стабилизирующего момента крена _ΔM_x1=2_ΔLY₊, где l₀ - расстояние вдоль оси OZ от продольной плоскости симметрии самолета до сечений крыла, в которых установлены дополнительные аэродинамические гребни; Y₊≈Y₁≈Y₂; _ΔL≈_ΔL₁≈_ΔL₂ - расстояние вдоль оси OZ от сечений крыла, в которых установлены аэродинамические гребни, до центра приложения сил Y₁ и Y₂. Во-вторых, при наличии скольжения с подветренных сторон аэродинамических гребней развивается течение с образованием отрывных вихревых жгутов, сходящих с кромок дополнительных аэродинамических гребней. Вихревой жгут Г₁, образующийся под наветренной консолью крыла, приближается к плоскости симметрии крыла, а вихревой жгут Г₂, образующий под подветренной консолью, наоборот - отдаляется от продольной плоскости симметрии самолета. Над вихревыми жгутами на нижней поверхности крыла реализуется разрежение, приводящее в интеграле к примерно равным дополнительным, отрицательным нормальным силам Y₃, Y₄, а за счет разности плеч l₁=l₀-_Δl₁, l₂=l₀+_Δl₂ создается прирост дополнительного стабилизирующего момента крена _ΔM_x2=2_ΔlY_-, где Y_-≈Y₃≈Y₄; _Δl≈_Δl₁≈_Δl₂ - расстояние вдоль оси OZ от сечений крыла, в котором установлены дополнительные аэродинамические гребни, до центра приложения сил Y₃ и Y₄. Таким образом, в результате установки дополнительных аэродинамических гребней на самолет при наличии скольжения будет действовать суммарный дополнительный стабилизирующий момент крена _ΔМ_x=_ΔМ_x1+_ΔМ_x2, препятствующий сваливанию самолета на крыло и развитию штопора. Для увеличения положительного эффекта может быть установлено несколько пар таких дополнительных аэродинамических гребней.

Из фиг.9, 10, видно, что модель самолета с установленными на ней дополнительными аэродинамическими гребнями на нижней поверхности крыла более устойчива по крену, и имеет большую динамическую устойчивость, чем прототип. Математическое моделирование динамики движения самолета с предложенным устройством и без него, а также летные испытания на самолете Як-52М показали, что самолет с предложенным устройством не имеет режима сваливания на крыло, если его не провоцировать резким движением педалей и ручки вбок, а имеет режим плавного парашютирования без развития спирального, штопорного движения. Если же пилот резким движением педалей и ручки вбок вводит самолет в штопор, то штопор является менее колебательным и с существенно меньшей угловой скоростью движения. Вывод самолета даже из развитого режима штопора осуществляется в течение полутора - двух витков, что существенно меньше, чем для самолета - прототипа (до трех витков).

Claims (2)

1. Устройство для улучшения характеристик сваливания и штопора самолета, содержащее поверхности в виде аэродинамических гребней на поверхности крыла, отличающееся тем, что на нижней поверхности крыла симметрично относительно продольной плоскости симметрии самолета установлены дополнительные аэродинамические гребни, которые начинаются на расстоянии не далее чем 0,2 в, заканчиваются на расстоянии 0,3÷1,0 в от передней кромки крыла и имеют максимальную высоту до 0,3 в, где в - аэродинамическая хорда крыла в месте установки аэродинамического гребня.

2. Устройство для улучшения характеристик сваливания и штопора самолета, содержащее поверхности в виде аэродинамических гребней в хвостовой части самолета, отличающееся тем, что дополнительные аэродинамические гребни установлены симметрично относительно продольной плоскости симметрии самолета на нижней поверхности крыла, начинаются на расстоянии не далее чем 0,2 в, заканчиваются на расстоянии 0,3÷1,0 в от передней кромки крыла и имеют максимальную высоту до 0,3 в, где в - аэродинамическая хорда крыла в месте установки аэродинамического гребня.

Images