RU2667410C1

RU2667410C1 - Aerodynamic surface and airframe of aircraft

Info

Publication number: RU2667410C1
Application number: RU2017128444A
Authority: RU
Inventors: Сергей Николаевич Низов
Original assignee: Сергей Николаевич Низов
Priority date: 2017-08-09
Filing date: 2017-08-09
Publication date: 2018-09-19

Abstract

FIELD: physics; aviation.SUBSTANCE: group of inventions refers to the field of aerodynamics. Aerodynamic surface is made with an aerodynamic profile and comprises a front and a back edge, an upper and a lower side, as well as generators of vortices. Leading edge is formed by a sequence of protrusions and troughs with a cyclically varying local sweep angle. Vortex generators are made in the form of leading edge sections with the greatest local sweep angles. Aerodynamic surface additionally contains ridges. Protrusions of the leading edge are made in the form of teeth having a wedge-shaped or leaf-like shape. Cavities of the leading edge are made in the form of intermediate zones. Ridges are oriented in the direction of the air flow and are arranged in pairs on the upper and lower sides of the aerodynamic surface in close proximity to the inwardly directed fractures of the leading edge. Airframe of the aircraft contains a fuselage, landing gear, wing and horizontal tail, which are made in the form of said aerodynamic surface.EFFECT: group of inventions is aimed at improving flight safety by simplifying piloting.15 cl, 15 dwg

Description

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.The present group of inventions relates to vortex aerodynamics, namely aerodynamic surfaces operating in a wide range of speeds and angles of attack and used to create aerodynamic forces and moments in various types of aircraft, wind turbines, axial fans and other blade machines, as well as the application of the proposed aerodynamic surface to the famous glider of the aircraft. The invention allegedly relates to the heading B64C 23/06 MKI.

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.Solutions structurally close to the proposed aerodynamic surface include variants of the leading edge of the aerodynamic surface, which increase its bearing capacity by improving the transfer of energy from the incoming flow to the boundary layer on the upper surface of the wing through the generation of vortices.

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.Known "wing with vortex generators on the leading edge", a description of which is given in US patent No. 7900871 from 03/08/2011. This wing includes triangles, located on the upper surface of the wing near the leading edge, while the height of the formed by the influxes and the upper surface of the wing of the wedge-shaped ledges increases in the direction from the front to the rear edge of the wing.

Недостатком данного технического решения является повышение С_х 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.The disadvantage of this technical solution is to increase the C _x wing at low angles of attack during cruising flight modes, since the vortex generators located on the upper surface of the wing behind its leading edge cannot be completely “switched off” due to the position strictly corresponding to the flow at angles of attack corresponding to cruising or even more maximum flight speed. This drawback partially eliminates the advantages in maneuverability and flight safety from the growth of energy of the boundary layer at large angles of attack.

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.An example of a fuller use of the advantages of a whirlwind lifting force is the wing with a root influx and deflectable socks of the consoles, used, in particular, on the F18A “Super Hornet” airplane, a photograph of which in high-angle flight mode was posted on the Internet at http : //members.chello.nl/j.meijers3/F-18-Vapour.jpq The advantage of this wing is the ability to actively maneuver the aircraft at angles of attack of the order of 35-40 degrees, which exceeds the critical angle of attack for a laminarly streamlined wing.

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.The disadvantage of this wing is its limited industrial applicability, since from the point of view of maintaining aerodynamic quality, the magnitude of interference losses is acceptable only on wings with two inward-facing fractures of the leading edge.

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.It should be noted that interference losses additionally reduce the small blunting radii of the leading edge of the wing at the junctions of the root influx with the wing consoles, which requires the installation of expensive deflectable socks of the wing consoles.

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.jpgAt the same time, as an example of solving the problem of additional aerodynamic drag created by inward kinks of the leading edge at large radii of its blunting, one can take the wing of the Tu 22M3 plane, on which guiding aerodynamic ridges (aerodynamic washers) are installed at the junctions of the rotary consoles multidirectional flows separating converging at a point of the inward-facing break. In addition, aerodynamic washers reduce the losses that occur when the toes of the wing pivots are tilted down. Photos of these structural elements are available on the Internet at: 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.Also known is the "tail aerodynamic surface of an aircraft with a partially wavy leading edge", the description of which is given in US patent No. 8,789,793 from 07.29.2014. This technical solution is aimed at improving flight safety in difficult weather conditions, namely, preventing accidents caused by icing of the leading edge of the horizontal tail, which in some cases leads to a disruption of the flow from the lower side of the horizontal tail and dragging the aircraft into a dive. Technically, this becomes possible due to the fact that, according to experimental data, icing occurs on the wavy surface of the leading edge at its peaks and troughs, leaving ice-free areas between them, through which the incoming flow energy can be transferred to the boundary layer adjacent to the side rarefaction to the aerodynamic surface, including with the help of vortices formed on the edges of the ice tubercles, which in turn delays the flow stall from the horizontal tail.

Недостатком данного технического решения является ограниченность его промышленной применимости.The disadvantage of this technical solution is the limitedness of its industrial applicability.

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 С_у крыла на режимах взлета и посадки, что улучшает взлетно-посадочные характеристики самолета.Among the solutions associated with the use of the effects of vortex aerodynamics on civil and transport aircraft, it is also worth noting the “Aircraft nacelle containing vortex generation means”, which is described in US patent application US 2010/0176249 A1, publication date July 15, 2010, priority date 16.06 .2008. These means of generating vortices are ridges with sharp working edges mounted on the sides of the nacelle of the turbofan engine of the aircraft, and the shape and location of the ridges at elevated angles of attack ensure the formation of stable vortex bundles adjacent to the upper surface of the wing of the aircraft and increasing due to the creation of high vacuum zones From _the wing on takeoff and landing modes, which improves the take-off and landing characteristics of the aircraft.

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.In addition, vortex bundles adjacent to the upper surface of the wing separate the longitudinally moving boundary layer on the upper surface of the wing into separate sections, which reduces the likelihood of migration of the separation zones of the boundary layer along the wing span, which, in turn, increases the permissible angular roll speeds at low flight speeds .

Данное техническое решение является примером удачного применения эффектов вихревой аэродинамики к крыльям большого относительного удлинения и малой стреловидности по передней кромке.This technical solution is an example of the successful application of the effects of vortex aerodynamics to wings of large elongation and low sweep along the leading edge.

Недостатком данного технического решения является его узкая промышленная применимость, ограниченная самолетами с подкрыльевым расположением турбовентиляторных двигателей большого диаметра.The disadvantage of this technical solution is its narrow industrial applicability, limited to aircraft with underwing arrangement of large diameter turbofan engines.

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.The prior art also known is the "leading edge of the rotor blade, made with tubercles and intended for turbines and compressors", the description of which is given in US patent No. 8,535,008 of 09/17/2013 and which, by the combination of its design features, is closest to the proposed aerodynamic surface. This technical solution is an aerodynamic surface made with an aerodynamic profile and containing front and rear edges, upper and lower sides, as well as vortex generators configured to generate vortex structures adjacent to the upper or lower sides of the aerodynamic surface, while the front edge of the aerodynamic the surface is formed by a sequence of protrusions and depressions with a cyclically changing local sweep angle, and vortex generators are made in the form of stkov leading edge with the largest local sweep angles. In addition, the shape and location of the protrusions and depressions provides an increase in the lifting force and a decrease in the drag force along with an increase in the critical angle of attack of the aerodynamic surface, and the minimum dull radius of the leading edge remains constant both on the protrusions and on the depressions. In addition, this patent also describes a wind turbine using the proposed aerodynamic surface as a working body.

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.The main disadvantage of this aerodynamic surface with regard to its use in aircraft is its limited damping properties associated with a significant volume and instability of the flow stagnation zone, and with respect to use in wind turbines it has a limited working range of angles of attack, which reduces the turbine's response to gusty winds and requires installation expensive blade pitch control mechanisms and their control systems.

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.In addition, when the airflow around the wavy leading edge at small angles of attack occurs, not only swirling, but also oblique flows are formed, converging on the upper and lower sides of the aerodynamic surface. Therefore, with the most effective in terms of the generation of vortices, the severity of the relief of the leading edge (height of the tubercles) between the protrusions, the formation of local zones of increased pressure is inevitable, which will lead to an increase in the drag force and a decrease in aerodynamic quality. For this reason, developers have to compromise by limiting the efficiency of vortex generation and the disruptive characteristics of the aerodynamic surface for the sake of better streamlining.

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_CherokeeAmong the analogues of the proposed glider of the aircraft, one can note the glider of the Piper RA-28 Cherokee aircraft, a description of which is given on the Internet at https://ru.wikipedia.org/wiki/Piper_RA-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.The glider of this aircraft contains a fuselage, a landing gear, a wing with deflectable surfaces, configured to create control moments and change lift, horizontal tail and keel with rudder.

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.In addition, the aircraft contains a power plant, and the horizontal tail of the aircraft is rotary, which improves the linearity of the response of the device to the movement of the helm column and reduces the negative impact on the controllability of the positive feedback that occurs when using the classic elevator due to its rebalancing along the beveled result primary deviation to the flow and displacement as a result of this "zero" position of the helm column with a simultaneous deterioration of the damping properties of ABOUT.

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.The disadvantage of this technical solution is limited due to the disruptive characteristics of the aerodynamic profile of the stabilizer, the CPGO consumption for cabling, which in many cases does not allow avoiding a collision with the ground or other obstacles, if the aircraft decreases along a too steep path and there is a height deficit.

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.On the other hand, such a sharp decrease can occur, in particular, due to the stall of the aircraft due to the limited load-bearing properties of the end sections of the wing, also determined by the properties of the wing as an aerodynamic surface.

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.In other words, in the context of this application, the limitations of the glider of this widely known aircraft can be considered common for this class of machines restrictions on the angles of attack, the minimum flight speed and turn time, the growth rate of the overload when withdrawing from a dive, and so on. From the point of view of flight safety, these restrictions in the worst case create a “doom period”, that is, the time period during which a fully functional pilot, having made a fatal mistake in piloting and realizing this fact, can no longer fix it and prevent a developing disaster due to limited flight -technical characteristics of the aircraft. Moreover, in the ideal case, when all possible means are implemented in the aircraft structure to improve flight safety and pilot survival, the “doom period” should be comparable in time with the pilot's reaction to danger.

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.As an attempt to minimize the “doom period” and increase flight safety due to this, the ICON A5 should be noted, the description of which is described in particular in US patent application No. 20170021916 A1, publication date January 26, 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.The glider of this aircraft contains a fuselage, a T-tail and a high wing, each of the consoles is divided into internal and external parts by a ledge of the leading edge, while at large angles of attack the stall area around the leading edge remains within the inner parts of the consoles wing and does not apply to the outer parts of the wing consoles and horizontal tail, where control surfaces are located. The T-shaped tail unit partially contributes to the retention of the stall zone within the boundaries of the central part of the wing, since the positive stabilizer lifting force at large angles of attack is applied at a point located above the center of mass of the aircraft, which improves its static lateral stability in the parachuting mode.

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.The disadvantage of this technical solution is that it is based on the compulsory restriction of the load-bearing properties of the central part of the wing, while the stall and load-bearing characteristics of the outer parts of the wing consoles, which are thus protected from flow stall, almost do not exceed those of most other ultralight aircraft. As a result, the transition of the aircraft to parachuting is accompanied by a jump-like decrease in the average value of the wing value of Su, which when entering parachuting at a speed close to the stall speed means a decrease with a vertical speed of 3-4 m / s, and when going into parachuting with increased overload, the decrease speed ( straightening the trajectory) may be even greater. In this case, the presence of a reserve of altitude becomes a critical parameter, since when an aircraft enters parachuting at an altitude below the critical level, it is impossible to exit it without hitting the ground, which is equivalent to the autorotation dead zone for helicopters and gyroplanes.

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.In addition, a side effect of an attempt to improve the stall characteristics of the wing end sections due to the use of an aerodynamic profile with a relatively thick forehead on them inevitably becomes a decrease in damping in the transverse channel caused by an increase in volumes and a decrease in the stability of stagnation zones.

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.At the same time, the ability of the amateur pilot, who was originally designed for ICON A5, to instantly give the control stick away from himself in the hope of then “catching” the plane near the ground causes great doubts, which further increases the actual value of the critical height.

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.In addition, an interesting design feature of the ICON A5 airframe is its small elevator span, which is not more than 70% of the stabilizer span, that is, an attempt is made to exclude the possibility of disruption of the wing end sections by reducing the elevator elevator while increasing the stabilizer damping moment when it enters the mode creating positive lift. Together, these measures significantly reduce the margin of the elevator, which is so important if you need to "snatch" the plane from an unintentional decrease at low altitude.

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.In addition, the ICON A5 layout scheme with pushing propellers and a “lower” fuselage beam determines the presence of an upper decentration of the thrust vector, which is fraught with a sharp loss of speed when the engine fails to climb due to a cabling moment, and if this happens before leaving the dead parachuting zones - an accident in the form of at least a hard landing is almost inevitable.

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.In other words, limiting the load-bearing properties of the middle part of the wing in order to prevent loss of control over roll and tagging cannot be considered as a completely effective solution to the problem of losing control of light aircraft, and in this regard, the most promising way is to use the effects of vortex aerodynamics to increase the load-bearing properties of the wing and horizontal tail large angles of attack.

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.Also known is the "Maneuverable training and combat aircraft Yak-130", the description of which glider is given in the patent of the Russian Federation No. 2144885 from 07.20.1999 and which in terms of its design features is closest to the proposed invention. This glider contains a fuselage, landing gear, a wing with deflected surfaces, vertical tail, as well as horizontal tail and control system, while the front edges of the wing and horizontal tail have a gear shape. In addition, the aircraft contains a keel with a rudder, the horizontal tail is made completely rotatable, the wing contains a root influx with pointed incoming edges, and the deflected wing surfaces are made in the form of flaps and ailerons.

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.The disadvantage of this aircraft is the limited lateral stability and controllability at large angles of attack, especially when flaps are lowered into the landing position, caused by the combination of a short central control arm, a single-tail vertical tail, a large flap area and limited ailerons at large angles of attack due to a drop in border energy layer on the upper side of the end sections of the wing, which complicates pre-landing maneuvering and complicates landing in case of failure of one engine.

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 С_x. 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.An indirect proof of this statement is the accident of a model copy of the Yak-130 with a jet propulsion system, a video of which is posted on the Internet at https://www.youtube.com/watch?v=kyMoAS_DH_M, which occurred as a result of a wing stall at low altitude and flight speed, as well as the inability of the pilot to take the aircraft out of the second mode with the help of thrust due to the limited efficiency of the CPGO and high C _x values. It is obvious that this problem relates exclusively to the aerodynamic design of the airframe and does not have a significant character for a prototype aircraft equipped with a very advanced adaptive EMF, the control laws of which do not allow the pilot to enter the aircraft into a dangerous flight mode.

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.Thus, when developing the proposed aerodynamic surface, the main task was to simultaneously improve the stall and bearing characteristics of the aerodynamic surface due to the all-round amplification and spatial stabilization of the vortex structures created by the vortex generators, as well as solving the problem of total interference losses of the aerodynamic surface with a serrated leading edge.

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.An additional objective was to improve the damping ability of aerodynamic surfaces, due to the fragmentation of the stagnation zone of the flow, comprehensive reduction of its volume, and also by providing the possibility of generating damping vortices both on the upper and lower sides of the aerodynamic surface with a significant change in the local angle of attack.

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.An additional objective was also to minimize or eliminate the forward pressure center shift with an increase in the angle of attack for plane-convex and convex-concave profiles in order to increase the aircraft’s overload and speed stability, as well as the stability of the aerodynamic surface to high-speed flutter.

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.At the same time, while developing the proposed design options for the aircraft glider, the task was to maximize the full potential of the proposed aerodynamic surface as applied mainly to light and ultralight airplanes and gliders.

Дополнительной задачей было улучшение эффективности системы управления, в частности горизонтального оперения, при всех конфигурациях планера, включая посадочную.An additional task was to improve the efficiency of the control system, in particular the horizontal tail, with all configurations of the airframe, including landing.

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.The purpose of the invention is a comprehensive improvement of the flight performance of manned aircraft for various purposes, mainly light and ultralight categories, unmanned aerial vehicles, as well as improving the performance of wind turbines, axial fans and other blade machines.

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.To achieve the goals in a known aerodynamic surface made with an aerodynamic profile and containing front and rear edges, upper and lower sides, as well as vortex generators made with the possibility of generating vortex structures adjacent to the upper or lower sides of the aerodynamic surface, while the front edge the aerodynamic surface is formed by a sequence of protrusions and depressions with a cyclically changing local sweep angle, and vortex generators are made in the form of the leading edge sweeps with the largest local sweep angles, the following structural features were included: the proposed aerodynamic surface additionally contains ridges, the leading edge protrusions are made in the form of teeth located at some distance from each other and having a wedge-shaped or leaf-shaped shape, and the leading edge hollows are made in in the form of intermediate zones, while the incoming tooth edges have large local sweep angles and a smaller average minimum blunting radius than intermediate zones, each of the conjugations of the incoming tooth edge with the intermediate zone forms an inward kink of the leading edge, and the ridges are oriented in the direction of the air flow and are arranged in pairs on the upper and lower sides of the aerodynamic surface in close proximity to the inward kinks of the leading edge with the possibility of reducing the intensity of interference multidirectional air flows forming near the fractures of the leading edge, as well as with the possibility of spatial stabilization created in odyaschimi edges vortex structures adjacent to the top or bottom sides of the airfoil.

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.In addition, the incoming edges of the teeth are sharpened by at least 70% of their length, while the ratio of the width of the tooth base to the length of the intermediate zone is from 0.6 to 1.5, the ratio of tooth height to the width of the tooth base is from 2 to 0.8, and the local sweep angles of the incoming tooth edges are from 40 to 90 degrees and increase in the direction from the top of the tooth to the inward fracture of the leading edge.

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.In addition (according to pre), the incoming tooth edges near the inward-facing fractures of the leading edge are made with straight sections having a constant local sweep angle of 75-90 degrees, while the length of the straight sections is from 15 to 40% of the tooth height.

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.In addition, the ridges are made sickle-shaped, while the length of the guide ridges is from 25 to 70 percent of the height of the tooth, and the ratio of the length of the comb to its maximum height is from 3 to 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.In addition, the aerodynamic surface is made in the form of a console and contains a tip and a root part, while the tooth closest to the tip is asymmetric and has one inlet edge facing the root part of the aerodynamic surface.

Кроме того, ближайший к корневой части зуб выполнен в виде корневого наплыва с одной заостренной входящей кромкой, обращенной в сторону законцовки аэродинамической поверхности.In addition, the tooth closest to the root part is made in the form of a root influx with one pointed incoming edge facing toward the tip of the aerodynamic surface.

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.In addition, the guide ridges are fully or partially installed at an angle of 1 to 15 degrees to the direction of the incoming flow, while the direction of inclination of the guide ridges adjacent to the incoming edge of the tooth corresponds to the direction of inclination of this incoming edge of the tooth relative to the direction of the incoming flow.

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.In addition, the well-known design of the aircraft glider containing the fuselage, landing gear, wing with deflected surfaces, vertical tail, as well as horizontal tail and control system, while the leading edges of the wing and horizontal tail have a gear shape, the following design changes were made: wing and the horizontal tail is fully or partially made in the form of the proposed aerodynamic surfaces, at least six teeth are located on the leading edge of the wing, and on the leading edge of the tail new plumage - at least four teeth, while the distance between the vertices of the most distant from each other in terms of tooth span is from 70 to 100% of the total wingspan of the aircraft glider, the distance between the vertices of the most distant from each other in the direction of flight of teeth is from 40 to 90% of the total length of the aircraft glider, and any two adjacent teeth located on the wing are bent downward by 2 to 6 degrees relative to the plane of the wing chord passing through the middle of the anterior th edge located between these teeth.

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.In addition, the deflected wing surfaces are installed with the possibility of in-phase and differential deviations and are made either in the form of flappers or in the form of a combination of flaps and flappers, while those installed with the possibility of in-phase deviation of the wing surface occupy at least 75% of the total wing span.

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.In addition, (by pre), when the flaps and flappers are used together, the design of the control system allows the in-phase deviation of the flappers down by an angle greater than the flap deflection angle.

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.In addition, the horizontal tail is made in the form of an adjustable stabilizer and elevator, while the elevator is hung on the rear edge of the adjustable stabilizer with the ability to control the aircraft in the longitudinal channel and is equipped with axial or aerodynamic compensation.

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.In addition, the fuselage is made with a tail boom, the horizontal tail is made entirely rotatable in the form of one or two surfaces pivotally mounted on the tail of the fuselage with the ability to control the aircraft in the longitudinal channel.

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.In addition, the horizontal tail is made in the form of two all-rotating surfaces pivotally mounted on the fuselage tail beam with the possibility of in-phase and differential deviation, while the roll and pitch control is provided by the differential and in-phase deviation of the all-turn horizontal tail sections, respectively.

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.In addition, the fuselage tail boom has a rectangular or trapezoidal cross-sectional profile, as well as a flattened rear end, smoothly turning into a fully rotated horizontal tail, while the vertical tail is made in the form of two keels, shifted forward relative to the horizontal tail and installed with a camber outward from 1 to 35 degrees each relative to the diametrical plane of the aircraft with the possibility of increasing the lateral stability of the aircraft at large angles of attack, and the lateral surfaces of the tail Alki fuselage smoothly into the outer surfaces of the keels.

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.In addition, the glider of the aircraft contains a root influx of horizontal tail and aerodynamic washers, vertical tail includes one keel with a rudder on the trailing edge, the tail boom contains a root influx and is made tapering so that the side surfaces of the tail boom smoothly pass into the side surfaces keel, while the root influx is made with pointed incoming edges, a fully rotated horizontal tail is hung on the root influx, is shifted forward relative to It is made with cuts in the root part, located with the possibility of decreasing the aerodynamic shading of the rudder at large angles of attack, and the aerodynamic washers are installed on the root influx or on the all-turning horizontal tail in the immediate vicinity of the fracture points of the leading edge formed by the junction of the all-turning horizontal tail unit to the root the influx.

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.Thus, thanks to the structural changes introduced into the well-known designs of the high-performance aerodynamic surface and aircraft, the main task was successfully solved for the simultaneous improvement of the stall and bearing characteristics of the aerodynamic surface due to the all-round amplification and spatial stabilization of the vortex structures created by the vortex generators, as well as solving the problem of the total interference losses of the aerodynamic serrated front edge.

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.In addition, the additional problem of improving the damping ability of aerodynamic surfaces was also successfully solved, due to the fragmentation of the stagnation zone of the flow, the overall reduction of its volume, and also by providing the possibility of generating damping vortices both on the upper and lower sides of the aerodynamic surface with a significant change local angle of attack.

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.In addition, the additional problem of minimizing or eliminating the forward pressure center shift with increasing the angle of attack for plane-convex and convex-concave profiles was also successfully solved in order to increase the overload and speed stability of the aircraft (aircraft), as well as the stability of the aerodynamic surface to high-speed flutter.

Кроме того, была предпринята попытка решения задачи максимально полного раскрытия потенциала предложенной аэродинамической поверхности применительно, главным образом, к легким и сверхлегким самолетам и планерам.In addition, an attempt was made to solve the problem of the fullest disclosure of the potential of the proposed aerodynamic surface as applied mainly to light and ultralight airplanes and gliders.

Настоящее изобретение иллюстрируется чертежами, на которых обозначено:The present invention is illustrated by drawings, in which is indicated:

На Фиг. 1 - Общий вид предложенной аэродинамической поверхности.In FIG. 1 - General view of the proposed aerodynamic surface.

На Фиг. 2 - Схематичное изображение характера обтекания предложенной аэродинамической поверхности при значительном положительном угле атаки (вид сверху).In FIG. 2 - Schematic representation of the nature of the flow around the proposed aerodynamic surface with a significant positive angle of attack (top view).

На Фиг. 3 - Схематическое изображение неустойчивости вихревого жгута на аэродинамической поверхности, не имеющей направляющих гребней.In FIG. 3 - Schematic representation of the instability of a vortex rope on an aerodynamic surface that does not have guide ridges.

На Фиг. 4 - Схема повышения устойчивости вихревого жгута на предложенной аэродинамической поверхности.In FIG. 4 - Scheme of increasing the stability of the vortex rope on the proposed aerodynamic surface.

На Фиг. 5 - Схематичное изображение устранения зоны повышенного давления возникающей позади передней кромки вследствие интерференции разновекторных воздушных потоков.In FIG. 5 - Schematic representation of the elimination of the zone of high pressure arising behind the leading edge due to interference of multivector air flows.

На Фиг. 6 - Схематичное изображение устранения зоны повышенного давления, возникающей позади передней кромки вследствие интерференции разновекторных воздушных потоков.In FIG. 6 - Schematic representation of the elimination of the zone of high pressure arising behind the leading edge due to interference of multivector air flows.

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.In FIG. 7 - A schematic representation of the assumed nature of the flow around the proposed aerodynamic surface with guide ridges according to Clause 7 of the Formula and teeth according to Clause 2 and 3 of the Formula.

На Фиг. 8 - Схематичное изображение характера обтекания внешнего профиля серповидных направляющих гребней по П. 4 Формулы.In FIG. 8 - Schematic representation of the nature of the flow around the external profile of the crescent-shaped guide ridges according to P. 4 of the Formula.

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.In FIG. 9 - Schematic representation of the effect of changing the angle of the teeth relative to the chord passing through the top of the tooth, eliminating the premature transition of the tooth to the regime of active generation of vortices and improving the aerodynamic quality and lateral damping of the wing with in-phase deviation of the deflected surfaces.

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.In FIG. 10 - Schematic representation of the nature of the flow around the wing of the proposed glider of the aircraft with the flapper deflected downward, ensuring flight safety, including with the "portal" issue of wing mechanization according to Clause 10 of the Formula.

На Фиг. 11 - Схематичное изображение возникновения вихревой составляющей демпфирующего момента крена.In FIG. 11 - Schematic representation of the occurrence of the vortex component of the damping moment of the roll.

На Фиг. 12 - Схема улучшения поперечной устойчивости вблизи земли за счет эффекта «портальной» воздушной подушки.In FIG. 12 - Scheme of improving lateral stability near the ground due to the effect of the "portal" air cushion.

На Фиг. 13 - Самолет с хвостовым оперением по П. 13 и 15 Формулы.In FIG. 13 - Aircraft with tail in accordance with paragraphs 13 and 15 of the Formula.

На Фиг. 14 - Самолет с хвостовым оперением по П. 12 и 14 Формулы.In FIG. 14 - Aircraft with tail in accordance with paragraphs 12 and 14 of the Formula.

На Фиг. 15 - Самолет с хвостовым оперением по П. 11 Формулы.In FIG. 15 - Aircraft with tail in accordance with Clause 11 of the Formula.

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.The aerodynamic surface according to the invention is, for example, made in the form of a console (1) including a leading edge (2), a trailing edge (3), an upper side (4), a lower side (5), a tip (6), and the root part (7) and teeth (8) with leading edges (9), as well as ridges (10), while the leading edge (2) has a serrated shape formed by the incoming edges (9) and intermediate zones (11), the abutment points of the incoming edges to the intermediate zones (11) form inwardly kinks of the leading edge (2), the guide ridges (10) are located in pairs on the upper th and lower sides (4) and (5), in the immediate vicinity of each inward-facing fracture of the leading edge (2) and have a crescent shape, and the intermediate zones (11) are made concave.

Возможно также выполнение ближайших к законцовке (6) и корневой части (7) зубьев (8) асимметричными и имеющими одну обращенную внутрь входящую кромку (9).It is also possible that the teeth (8) closest to the tip (6) and root part (7) are asymmetrical and have one inward-facing edge (9).

Предложенный планер летательного аппарата может быть реализован в трех вариантах:The proposed airframe can be implemented in three versions:

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.1. In a variant of a maneuverable light engine aircraft with a tail unit, implemented according to Clauses 13 and 15 of the Formula and containing a wing (12), a fuselage (13) with a tail boom (14), a cockpit (15), a power plant (16), flappers (17), root influx (18), keel (19) with rudder (20), chassis (21). In this case, the horizontal tail is made in the form of sections of the CPSC (22) installed on the root influx (18), the root influx (18) is made with incoming edges, and the wing (12) and the sections of the CPGO (22) are made in the form of the proposed consoles (1) and contain teeth (8) and guide ridges (10). In addition, the CPSC sections are also made with cutouts (23) in the root part and are shifted forward relative to the keel (19). On the wing (12), made in the form of the proposed aerodynamic surface, there are 10 teeth (8), while the two teeth (8) closest to the tips (6) are asymmetrical and have one incoming edge (9) facing to the side plane of symmetry of the aircraft. The CPSC sections (22) are mounted on the root influx (18) with the possibility of in-phase and differential deviation, while each of the CPSC sections has three teeth (8) at the fracture points of the leading edge formed by the abutment of the leading edge (2) of the CPSC sections ( 22) to the root influx (18), aerodynamic washers (24) are installed, and the wing (12) is equipped with flappers (17) installed with the possibility of in-phase and differential deviation.

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).2. In the version of the aircraft with the tail unit, implemented according to Clauses 12 and 14 of the Formula, adapted mainly for solving transport and educational problems within the framework of general aviation and structurally different from the first option in that the horizontal unit is made in the form of an all-turning stabilizer ( 25), the tail beam (14) of the fuselage (13) is made with a rectangular or trapezoidal cross-sectional profile, as well as with a flattened rear end (26), smoothly turning into a one-turn stabilizer (25), ver The plumage is made in the form of two keels (19), shifted forward relative to the all-turning stabilizer (25), equipped with rudders (20) and installed with a camber outward from 1 to 35 degrees each relative to the diametrical plane of the aircraft, and the lateral surfaces of the tail boom (14) the fuselage (13) smoothly pass into the outer surfaces of the keels (19). In addition, in this embodiment of the aircraft, the wing (12) is equipped with flappers (17) and flaps (27), equipped with separate control with the possibility of releasing flappers (17) with the flaps removed (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.3. In the version of a local airline aircraft with tail unit, implemented according to Clause 11 of the Formula and structurally different from the first option in that the power unit (16) includes two engines, the fuselage (13) is made with a cargo compartment (28), and the tail unit the plumage is made T-shaped, while the horizontal plumage is made in the form of an adjustable stabilizer (29) with elevator (30) mounted on the keel (19). In addition, in this embodiment of the aircraft, the wing (12) is also equipped with flappers (17) and flaps (27) equipped with separate control, but the teeth (8) closest to the wing tips (6) (12) are symmetrical and have 2 incoming edges (9) each.

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:It makes sense to consider the work of the proposed aerodynamic surface in the context of its practical application to the Cessna 182 radio-controlled model of the aircraft, made on a 1: 6 scale, the wing and horizontal tail of which were made in the form of the proposed aerodynamic surface, with 16 installed on the wing and horizontal plumage from 4 to 6 teeth (8). According to the results of about 200 flights, in the intervals between which certain changes were made to the model regarding the design of the horizontal tail, as well as design features of the leading edges of the aerodynamic surfaces, a comprehensive improvement in the flight performance of the model was noted, the behavior of which is in the standard configuration has been previously comprehensively studied. This improvement was expressed in the following main differences:

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:1. A significant (at least 20-30%) increase in the aerodynamic quality of the airframe, the wing and the horizontal tail of which are made in the form of the proposed aerodynamic surfaces, relative to the original wing with a NACA 2440 profile and a “clean” leading edge. From the point of view of the operator (external pilot), this improvement in the bearing properties is expressed in a decrease in the reduction speed when the engine is off (low gas mode) to values that impede the normal landing of the model at the desired point due to the significant severity of the screen effect. Moreover, in the initial configuration of the model, landing with the engine completely turned off was extremely difficult to calculate, since it required acceleration of the model in a gentle dive and subsequent “grabbing” at the leveling, otherwise damping the vertical speed was problematic. From the point of view of the proposed aerodynamic surface, this improvement has the following explanation:

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 С_х аэродинамической поверхности и повышает аэродинамическое качество, так как в проходящих через входящие кромки (9) хордах аэродинамической поверхности отсутствует выраженная зона стагнации потока, а С_mах 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).Due to the fact that the teeth (8) located on the wing (12) are tilted down by 2 to 6 degrees relative to the plane of the wing chord (12) passing through the middle of the intermediate zone (11) of the leading edge (2) located between these teeth (8), then at small positive angles of attack of the wing (12), the teeth (8) installed on it are located strictly upstream or have a near-zero angle of attack (see Figs. 1 and 9), which reduces the C _x aerodynamic surface and increases the aerodynamic quality, as in the aerodynamic chords passing through the incoming edges (9) There is no pronounced flow stagnation zone on the surface, and C _{max of the} aerodynamic profile in the chords passing through the teeth (8) substantially shifts back to the values corresponding to the laminarized profiles. In addition, at near-zero angles of attack, the drag of the aerodynamic surface is additionally reduced due to the location of the contact points of the incoming edges (9) of the teeth (8) to the front edge (2) of the main part (1) in the area where there is no oblique flow and due to the sharpness of the incoming edges (9) of teeth (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.It should be noted here that during field experiments, the location of the adjoining points of the incoming edges (9) to the intermediate zones (11) in the flow stagnation zone and optimization of the geometry of the leading edge elements according to Section 2. The formulas alone did not solve the problem of total interference losses of the aerodynamic surface with a serrated leading edge, since in view of the large number of abutment points (there are 32 at the wing of the experimental model), the aerodynamic quality of the experimental wing was still substantially Like the prototype wing with a “clean” leading edge (2), and the obvious gain in the stall, balancing and damping properties of such a wing was bought at the cost of high energy costs. In this case, the phenomenon that reduces the aerodynamic quality of such a wing is shown schematically in FIG. 5 of the Drawings is the formation of interference zones of high pressure near the inward-facing fractures of the leading edge.

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.At the same time, the installation on the experimental wing (12) of 64 guide ridges (10), the shape and location of which were determined empirically, allowed not only to surpass the original “clean” wing (12) in flight range and minimum reduction speed, but also further improve its stall performance.

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.Presumably, this “double” technical result from the introduction of ridges (10) was achieved on the one hand due to the separation of multidirectional converging air flows arising in the vicinity of the inward-facing fractures of the leading edge (2), which virtually eliminated the appearance of increased pressure zones near the inward-facing fractures of the front edges, reducing its interference losses, as shown in FIG. 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.On the other hand, at large angles of attack, when the vortex bundles exit the incoming edges (9), their energy and, consequently, the vacuum created, increase due to the spatial stabilization of the vortex bundles along the Z axis, achieved by simultaneously suctioning the vortex bundle to the upper side (3) and the plane of the guide ridge (10) internal with respect to the plane of symmetry of the tooth (8), which, as an example of the interaction of solids, can be represented as the rotation of the shaft in the prism (see Fig. 4) as a result of the accumulation of a larger kinetic energy WGIG rotary motion, this enhanced vortex harness with increasing angle of attack is able to store energy longer than the upper side of the boundary layer (3) of the airfoil, increasing the critical angle of attack, as compared to non stabilized by vortex rope Z axis shown in FIG. 3 drawings.

Кроме того, серповидная форма направляющих гребней (10) по П. 4 Формулы была выбрана в процессе экспериментов как наиболее выгодная с точки зрения уменьшения С_х аэродинамической поверхности, что объяснимо минимизацией донного сопротивления за счет исключения формирования позади гребней (10) свободных вихревых дорожек (см. Фиг. 8).In addition, the crescent shape of the guide ridges (10) according to Clause 4 of the Formula was chosen during the experiments as the most favorable from the point of view of reducing the C _x aerodynamic surface, which is explained by minimization of bottom drag due to the elimination of the formation of free vortex tracks behind the ridges (10) ( see Fig. 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.In addition, during the experiments, the bearing properties of the proposed aerodynamic surface at large angles of attack were also increased due to the implementation of the incoming edges (9) according to P. 3 of the Formula with straight sections located near the inward-facing fractures of the leading edge and having a local sweep angle of about 85 degrees , which is explained by lower resistance to overflow of air particles participating in the formation of the vortex bundle through the inlet edge (9). This tooth shape is depicted in FIG. 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.In addition, during the experiments, the aerodynamic quality of the proposed surface was also improved by giving the intermediate zones (11) a concave shape that is also characteristic of the prototype surface, which reduces the degree of change in the local sweep angle in the fractures of the leading edge while maintaining the optimal local sweep angles of the incoming edges (9) and thereby contributes to an additional reduction in the level of interference losses of the aerodynamic surface.

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 С_х крыла (12). (см. Фиг. 9).In addition, the simultaneous release of flaps (27) and flappers (17) at an angle of 10-15 degrees on the wing (12), made in the form of the proposed aerodynamic surface, led to an almost twofold decrease in the rate of decrease of the model on planning without an engine, i.e. aerodynamic quality models with partially launched mechanization are not decreasing, but, on the contrary, are somewhat increasing. From the point of view of the work of the proposed aerodynamic surface, this is explained by a combination of two main factors: the greater energy of the boundary layer on the upper surface (4) of the wing (12) near the trailing edge (3), caused by the presence of attached vortices formed on the upper surface (5) by the incoming edges ( 9), as well as a decrease in the angle of attack of the teeth (8) achieved due to the distortion of the wing profile (12) with the in-phase deviation of the flappers (17) located throughout the wingspan (12), which, as the angle of attack increases, delays their tooth transition (8) into a stall flow mode and further reduces the C _x wing (12). (see Fig. 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.In addition, the flapperons produced as an experiment (17) with flaps retracted (27), called “portal” during testing, provided, on the one hand, extremely stable model roll behavior on the ground due to the creation of a “portal” air cushion under the wing, which is essentially an aerodynamic continuation of the main landing gear (21) (see Fig. 13), and on the other hand, the oblique flow from the central part of the wing (12), unperturbed due to the flaps (27), made it possible to maintain the efficiency of the all-turning stabilizer (25),then further increased the margin of the pitching moment when landing with the engine turned off, making this method of planting the most simple and easy to implement.

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.2. The improvement in the stall characteristics of the proposed glider of the aircraft caused by the design features of the leading edge described above was expressed in the almost complete exclusion of the model getting into stall mode, including during frankly provocative actions of the operator (external pilot), which is ensured by the high load-bearing properties of the proposed wing (12) and horizontal plumage at large and supercritical angles of attack. As a result, uncontrolled loss of altitude even after the model is completely stopped in air from both direct and inverted flight, becomes almost impossible, and altitude loss in controlled parachuting after such a stop does not exceed 2-2.5 m, even with extreme front centerings.

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.3. Improving the balancing characteristics of the airframe, expressed primarily in the stable and predictable behavior of the model on take-off, including with deliberate forced lifting off the ground ("undermining"), which allows the model to accelerate after breaking off from the ground with a gradual decrease in the angle of attack when maintaining pitch angle. From the point of view of the work of the proposed aerodynamic surface, this behavior of the model is explained by the fact that as the angle of attack increases and the wing (12) transitions to the vortex mode of operation, most of the increase in lift due to the generation of vortices falls on the middle and back of the upper side ( 4), which compensates for the shift of the center of pressure forward on the lower side (5) and shifts the aerodynamic focus of the surface back. This contributes to the self-descent of the aircraft from supercritical angles of attack, and also provides stability overload and presumably contributes to an increase in the maximum speed for high-speed flutter.

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.4. Improving the horizontal maneuverability of the model by maintaining the load-bearing properties of the internal braked wing when performing a U-turn or a half-wing turn, which made it possible to perform “helicopter” U-turns of 180 or more degrees with a radius of no more than the wing span (12) of the model, using completely unacceptable on “clean” lowering of the inner flapperon (17) as a means of further increasing the yaw moment. From the point of view of the work of the proposed aerodynamic surface, this behavior of the model can be explained by the fact that the boundary layer having an increased kinetics on the upper surface (5) of the inhibited half wing remains stable even in the area of the flapper deflected down (17), (see Fig. 10) that additionally increases the Su of this wing section (12) and excludes stalling of the model.

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).5. Improvement of damping in the transverse channel, including when flying under conditions of pronounced turbulence, combined with an extremely calm and smooth reaction of the model to the differential deviation of flappers (17). From the point of view of the operator (external pilot), this change in behavior is expressed in the subjective feeling of increasing the viscosity of the medium in which the model is moving. From the point of view of the work of the proposed aerodynamic surface, this change is explained, firstly, by a decrease in the total volume of the stagnation zone of the flow in front of the wing (12) and its fragmentation into separate zones of small length located opposite intermediate zones (11), which is true at low angular velocities roll, and, secondly (in the presence of significant angular roll velocities), by generating diagonal “damping” vortex bundles, (see Fig. 11) arising due to the arrangement of spaced apart teeth (8) under bying sign of attack angles and arranged on the upper and lower sides (4) and (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.6. The transformation of the all-rotary stabilizer (25), made in the form of the proposed aerodynamic surface into an “angle of attack”, since the extremely high damping ability of the CPGO made in the form of the proposed aerodynamic surface instantly fixes the model at the angle of attack corresponding to the current position of the CPGO. At the same time, the dynamic stability is so high that no fluctuations even after the sharpest pitch correction are observed, and the model can reach angles of attack greater than the maximum deflection angle of the CSSC, it is possible exclusively in the dynamic mode due to climb with loss of speed. For example, when the engine is turned off and the right stick of the transmitter (RUS equivalent) is gradually deflected “to itself”, which corresponds to the rejection of the central control center for cabling by an angle of 28 degrees, the model plans in the second mode at attack angles of about 26-30 degrees, keeping the transverse and road stability and normally controlled by roll and yaw. When releasing the right stick to the neutral position, the reduction speed first increases, but then gradually decreases and the model independently switches to planning at a speed close to the speed of maximum aerodynamic quality without developing pitch oscillations.

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.In addition, in the process of flight tests, the configuration of the horizontal tail was also studied according to Clause 13 of the Formula with a variable stabilizer (29), at the trailing edge of which the elevator was mounted (30). This configuration of the horizontal tail showed exceptional simplicity and ease of control in the longitudinal channel, which is provided due to the extremely smooth response to the elevator (30) and extremely stable horizontal flight. At the same time, the effectiveness of the elevator (30) in this horizontal configuration is limited by a rather narrow range of angles of attack defined by the position of the shift stabilizer (29), when going beyond the boundaries of which there is a significant damping moment of the shift stabilizer (29), made in the form of the proposed aerodynamic surface, equalizes the control moment of the elevator (30). This circumstance necessarily requires a change in the position of the shifting stabilizer (29) in preparation for takeoff and landing, otherwise difficulties with lifting off the ground and “lack” of the elevator (30) on leveling and holding are inevitable.

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.In addition, the work of the aerodynamic surface according to Clause 5 of the Formula, made in the form of a console (1), while the tooth (8) closest to the tip (6) is asymmetric with one incoming edge (9) facing the root part (7) presumably differs in that the vortex rope formed by this incoming edge (9), interfering with the end vortex created by the console (1), which reduces its kinetics and further increases the bearing properties of the proposed aerodynamic surface at large angles of attack, especially at small relative s lengthening.

Работа аэродинамической поверхности по П. 6 Формулы полностью идентична работе известного из уровня техники корневого наплыва крыла.The work of the aerodynamic surface according to Clause 6 of the Formula is completely identical to the work of the wing root flow known from the prior art.

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.In addition, the work of the aerodynamic surface according to Clause 7 of the Formula presumably differs in that the guide ridges (10) installed at an angle of 1 to 15 degrees to the direction of flight can in some cases enhance the kinetics of the vortex bundles created by the incoming edges (9) (12) ) since air is sucked in, flowing through the upper surfaces of the ridges (10) and directed along the upper tangent of the rotating vortex bundle (12) (see Fig. 7) At the same time, the question of choosing the optimal angle of inclination of the ridges (10) to require additional mining in the process of scaling the proposed design of the airframe of the aircraft to the natural size.

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.In addition, based on the test results of the proposed aerodynamic surface on an airplane model, the technical result of using this aerodynamic surface as a blade of a wind turbine is expected to consist in better throttle response and lower efficiency losses with a “torn” gusty wind, as well as the possibility of eliminating the step control system blades for relatively powerful wind turbines, which reduces their cost and increases commercial efficiency.

Кроме того, работа изображенных на фигурах чертежей вариантов планера летательного аппарата, предположительно имеет следующие отличия от работы экспериментальной модели:In addition, the operation of the aircraft glider options depicted in the figures of the drawings presumably has the following differences from the operation of the experimental model:

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.1. In FIG. 13 depicts the first version of the proposed glider of the aircraft, characterized by the performance of the tail unit according to Clause 13 and Clause 15 of the Formula. The expected technical result achieved when using the TsSPGO sections (22), installed with the possibility of in-phase and differential deviation for the purpose of pitch and roll control, consists in better lateral controllability of the aircraft at large and super-critical angles of attack, including at near-zero flight speeds , which can be critically important when performing particularly complex aerobatics, or in cases of emergency evasion of suddenly appeared obstacles, but it is not mandatory for summer general aviation. At the same time, the root influx (18) not only ensures the installation of sections of the central control center (22) on the tail boom (14) but also improves the damping of the aircraft in the longitudinal channel due to the presence of pointed inlet edges (9) of the teeth (8). In addition, the removal of the keel (19) back relative to the horizontal plumage and the implementation of the CSSC sections (22) with cutouts (23) in the root part, ensures the high efficiency of the rudder (20) at large angles of attack due to the absence of its aerodynamic shading.

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.In addition, the in-phase and differential deviation of the CPSC sections (22) at relatively low flight speeds itself becomes possible solely due to the high stall characteristics of the proposed aerodynamic surface, because when summing the angles of the in-phase and differential deviation, the CPSC section (22), made in the form of the known aerodynamic surfaces can periodically go beyond the working range of angles of attack, which can lead to disruption of aircraft control.

Кроме того, аэродинамические шайбы (24) уменьшают интерференционные потери в точках сопряжения секций ЦПГО (22) с корневым наплывом (18), что дополнительно улучшает аэродинамическое качество самолета.In addition, aerodynamic washers (24) reduce interference losses at the junctions of the CPSC sections (22) with the root influx (18), which further improves the aerodynamic quality of the aircraft.

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.In addition, the reduction in the angle of attack of the teeth (8) and the delay in their transition to the stall flow mode is achieved due to the distortion of the aerodynamic profile of the wing (12) with the in-phase deviation of the flappers (17) located throughout the wing span, which ensures high aerodynamic quality of the wing at low speeds flight, which is extremely beneficial from the point of view of flight safety, since it allows to increase the duration of planning in the event of engine failure and simplifies landing after engine shutdown.

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.In addition, the presence of differential deviation of the CPGO sections (22) allows the use of flappers (17) as the only deflected wing surfaces (12), since, despite the decrease in the efficiency of flappers (17) in the roll channel at large angles of their common mode deviation, high stall the properties of the wing (12) in combination with the additional roll moment created by the CPSC sections (22) guarantee the aircraft good controllability in the transverse channel in the absence of a stall risk.

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).2. In FIG. 14 depicts the second version of the proposed glider of the aircraft, characterized by the performance of the tail unit according to Clause 12 and Clause 14 of the Formula. The technical result achieved due to this design of the tail section presumably consists in the greater lateral stability of the aircraft at supercritical angles of attack caused by the interaction of the oblique stream incident on the tail beam with the external surfaces of the keels (19), which can be useful from the point of view of providing almost "forgiving »Controllability at supercritical angles of attack, necessary for initial training in piloting, use of aircraft by inexperienced pilots, field max in the mountains, in conditions of limited visibility, and so on (see Fig.). In addition, the improvement of lateral stability at supercritical angles of attack makes it inappropriate to use expensive sections of CPGO (22) and allows the use of a simpler control scheme in the longitudinal channel based on the all-turning stabilizer (25), which is a continuation of the flattened end (26) of the tail boom (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.In addition, the deflected wing surfaces in this embodiment of the invention are made in the form of separately controlled flappers (17) and flaps (27), which, when performing takeoff and landing operations, makes it possible to use the wing mechanization configuration (12) that is most suitable for solving a specific problem.

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.For example, when landing in a calm with a full load, the most advantageous option is the full release of the flaps (27) with a partial or full release of flappers (17), since the maximum possible load-bearing properties of the wing (12) are more important than its drag.

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 С_у иметь лучшее аэродинамическое качество, меньший, вплоть до малого газа, режим силовой установки (16) и большие маневренные возможности в случае необходимости ухода на второй круг.It should be noted that, in landing, the common-mode deviation of the flappers (17) reduces the required flap deflection angle (27) and allows one _to have the best aerodynamic quality, lower, even down to small gas, at the same landing speed and the same average swing value С _у , power plant mode (16) and great maneuverability if necessary to go to the second round.

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.The “portal” mode of operation of the wing mechanization specific to the proposed glider of the aircraft (12) is optimal for take-off and landing with a side or head-wind with a sufficient runway length, since the “portal” air cushion significantly improves lateral stability near the ground, being a kind of aerodynamic continuation of the main landing gear (21). (See Fig. 12) It should also be noted that the increase in bending loads on the central part of the wing (12), which is inevitable with the “portal” release of mechanization, cannot under any circumstances go beyond the strength limits of the aircraft, since maneuvers with the implementation of overload are more 1.3-1.5 g in the take-off and landing configuration are not performed.

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.In addition, the “portal” release of mechanization due to the absence of significant disturbance of the air flow by the “clean” central part of the wing (12) provides an increase in the efficiency of the all-turning stabilizer (25) which increases the reserve in terms of the converting moment and simplifies alignment, which is especially important with relatively steep glides.

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.And, finally, the “classic” way of using wing mechanization (12), which consists in releasing flaps (27) with flappers retracted (17), can be useful to reduce the undesirable screen effect, which is important when making “short” landings with the engine running on unprepared sites.

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 С_у средней части крыла (12) и позволяет производить более короткие взлеты и посадки.3. In FIG. 15 depicts a third version of the proposed aircraft glider, characterized by the performance of the tail unit according to Clause 11 of the Formula. The technical result achieved by performing the tail unit according to Clause 11 of the Formula and applying this horizontal tail unit to a twin-engine aircraft of local airlines presumably consists in extremely high dynamic stability in horizontal flight, achieved by performing the end sections of the wing (12) and a permutable stabilizer (29 ) in the form of the proposed aerodynamic surface, which creates a "damping triangle", and also due to the removal of the permutable stabilizer (29) in unperturbed th stream by the use of a T-shaped empennage circuit. An additional technical result is supposedly to sharply reduce the likelihood of stalling when performing maneuvers with one engine running, in particular, turns towards the switched off engine, due to an increase in the load-bearing properties of the wing end sections (12). The design and operation modes of wing mechanization (12) in this case fully correspond to those described above for the second version of the aircraft glider, except that the flaps in the third embodiment of the airframe (27) are located in the accelerated flow from the propeller propellers (16) ), which, in the presence of the thrust force of the power plant (16), additionally increases C _{at the} middle part of the wing (12) and allows for shorter take-offs and landings.

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.Thus, thanks to the structural changes introduced into the well-known design of the high-performance aerodynamic surface, the main task was successfully solved to simultaneously improve the stall and bearing characteristics of the aerodynamic surface due to the all-round amplification and spatial stabilization of the vortex structures created by the vortex generators, as well as to solve the problem of the total interference losses of the aerodynamic surface with serrated leading edge.

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.In addition, the additional problem of improving the damping ability of aerodynamic surfaces was also successfully solved, due to the fragmentation of the stagnation zone of the flow, a comprehensive reduction of its volume, and also by providing the possibility of generating damping vortices both on the upper and lower sides of the aerodynamic surface with significant changes local angle of attack.

Claims

1. Aerodynamic surface made with an aerodynamic profile and containing front and rear edges, upper and lower sides, as well as vortex generators, configured to generate vortex structures adjacent to the upper or lower sides of the aerodynamic surface, while the front edge of the aerodynamic surface is formed by a sequence protrusions and depressions with a cyclically changing local sweep angle, and vortex generators are made in the form of sections of the leading edge with the largest local sweep angles, characterized in that it further comprises ridges, protrusions of the leading edge are made in the form of teeth located at some distance from each other and having a wedge-shaped or leaf-shaped shape, and the hollows of the leading edge are made in the form of intermediate zones, while the incoming edges of the teeth have large local sweep angles and a smaller average minimum blunting radius than the intermediate zones, each of the joints of the incoming tooth edge with the intermediate zone forms an inward daisies, and ridges are oriented in the direction of air flow and are arranged in pairs on the upper and lower sides of the aerodynamic surface in the immediate vicinity of the inward-facing fractures of the leading edge with the possibility of reducing the interference intensity of multidirectional air flows forming near the fractures of the leading edge, as well as with the possibility of spatial stabilization of the incoming edges of the vortex structures adjacent to the upper or lower sides of the aerodynamic surface.

2. The aerodynamic surface according to claim 1, characterized in that the incoming tooth edges are sharpened by at least 70% of their length, while the ratio of the width of the tooth base to the length of the intermediate zone is from 0.6 to 1.5, the ratio of the height of the tooth to the width of the base of the tooth is from 2 to 0.8, and the local sweep angles of the incoming edges of the teeth are from 40 to 90 ° and increase in the direction from the top of the tooth towards the inward fracture of the leading edge.

3. The aerodynamic surface according to claim 2, characterized in that the incoming tooth edges near the inward-facing fractures of the leading edge are made with straight sections having a constant local sweep angle of 75-90 °, while the length of the straight sections is from 15 to 40% of the height a tooth.

4. The aerodynamic surface according to claim 1, characterized in that the ridges are sickle-shaped, while the length of the guide ridges is from 25 to 70% of the height of the tooth, and the ratio of the length of the ridge to its maximum height is from 3 to 10.

5. The aerodynamic surface according to claim 1, characterized in that the aerodynamic surface is made in the form of a console and contains a tip and a root part, while the wedge-shaped tooth closest to the tip is asymmetric and has one incoming edge facing the root part of the aerodynamic surface.

6. The aerodynamic surface according to claim 5, characterized in that the wedge-shaped tooth closest to the root part is made in the form of a root influx with one incoming edge facing the tip of the aerodynamic surface.

7. The aerodynamic surface according to claim 1, characterized in that the guide ridges are fully or partially installed at an angle from 1 to 15 ° to the direction of the incoming flow, while the direction of inclination of the guide ridges adjacent to the incoming edge of the tooth corresponds to the direction of inclination of this incoming edge tooth relative to the direction of the incoming flow.

8. Aircraft glider comprising a fuselage, a landing gear, a wing with deflected surfaces, vertical tail, as well as horizontal tail and control system, while the front edges of the wing and horizontal tail have a gear shape, characterized in that the wing and horizontal tail fully or partially made in the form of an aerodynamic surface according to any one of paragraphs. 1-7, with at least six teeth located on the leading edge of the wing, and at least four teeth on the leading edge of the tail unit, the distance between the vertices of the teeth most distant from each other in terms of the span is from 80 to 100% of the total wing span of the aircraft of the apparatus, the distance between the vertices of the teeth farthest from each other in the direction of flight is from 40 to 90% of the total length of the aircraft glider, and any two adjacent teeth located on the wing are deflected downward by 2 to 6 ° but the wing chord plane passing through the middle of the front edge of the intermediate zone located between the teeth.

9. The aircraft glider according to claim 8, characterized in that the deflected wing surfaces are installed with the possibility of in-phase and differential deviation and are made either in the form of flappers or in the form of a combination of flaps and flappers, while those installed with the possibility of in-phase deviation of the wing surface occupy at least 75% of the total wingspan.

10. The aircraft glider according to claim 9, characterized in that when the flaps and flappers are used together, the design of the control system enables the in-phase deflection of the flappers downward by an angle greater than the flap deflection angle.

11. Aircraft glider according to claim 8, characterized in that the horizontal tail is made in the form of an adjustable stabilizer and elevator, while the elevator is hung on the rear edge of the adjustable stabilizer with the ability to control the aircraft in the longitudinal channel and equipped with axial or aerodynamic compensation .

12. Aircraft glider according to claim 8, characterized in that the fuselage is made with a tail boom, the horizontal tail is made fully rotatable in the form of one or two surfaces pivotally mounted on the tail of the fuselage with the ability to control the aircraft in the longitudinal channel.

13. The aircraft glider according to claim 12, characterized in that the horizontal tail is made in the form of two all-turning surfaces pivotally mounted on the fuselage tail beam with the possibility of in-phase and differential deviation, while the roll and pitch control is provided by differential and in-phase deviation of the all-rotary sections horizontal plumage, respectively.

14. Aircraft glider according to claim 12, characterized in that the fuselage is made with a tail boom having a rectangular or trapezoidal cross-sectional profile, as well as a flattened rear end, smoothly turning into a fully rotatable horizontal tail, while the vertical tail is made in the form of two keels displaced forward relative to the horizontal tail and installed with a collapse outward from 1 to 35 ° each relative to the diametrical plane of the aircraft with the possibility of increasing lateral stability of the aircraft by large angles of attack, and the lateral surfaces of the rear fuselage beam smoothly pass into the outer surfaces of the keels.

15. The aircraft glider according to claim 12, characterized in that it contains a root influx of horizontal tail and aerodynamic washers, vertical tail includes one keel with a rudder at the trailing edge, the tail boom contains a root influx and is made tapering so that the side the surface of the tail boom smoothly transitions to the lateral surfaces of the keel, while the root influx is made with pointed incoming edges, a fully rotated horizontal tail is hung on the root influx, is shifted forward ed with respect to the keel and made with cuts in the root part, located with the possibility of reducing the aerodynamic shading of the rudder at large angles of attack, and the aerodynamic washers are mounted on the root influx or on the all-turning horizontal tail in the immediate vicinity of the break points of the leading edge formed by the junction of the all-turning horizontal tail to the root inflow.