UA125467C2 - Спосіб керування аеродинамічними та льотними характеристиками літального апарата типу "змішаний біплан" та пристрій керування аеродинамічною ефективністю крилового модуля для реалізації зазначеного способу - Google Patents

Abstract

Винахід належить до конструкції транспортних засобів, які використовують криловий модуль типу "літаюче крило", а саме його різновид "змішаний біплан". Спосіб здійснюють шляхом керування приграничним шаром на поверхнях крилового модуля за допомогою впливу на поле швидкостей потоку обтікання, що проходить через канал на поверхні крила товстого профілю. Канал на поверхні крила утворюють із зовнішньою цільною або складовою профільованою частиною, закріпленою з можливістю повороту в площині тангажа, і впливають на поле швидкостей дискретно-кутовим переміщенням зовнішньої профільованої частини каналу або її складових елементів. Пристрій для реалізації способу містить засіб керування полем швидкостей потоку обтікання, обладнаний каналом над верхньою поверхнею зазначеного крила. Канал утворений бічними пілонами, які виступають над верхньою поверхнею крила товстого профілю (1) і встановлені під кутом до вертикальної площини, що проходить через бічні кромки крила товстого профілю, і з'єднуючим бічні пілони верхнім крилом, виконаним з меншим по хорді і відносній товщині профілем, ніж крило товстого профілю. Причому по задніх крайках бічних пілонів та крил встановлені кермові поверхні, що відхиляються. Бічні пілони забезпечені шарнірними вузлами для приєднання верхнього крила до поперечної осі обертання і приводами для дискретно-кутового переміщення верхнього крила в площині тангажа. Застосування даних способу та пристрою дозволить поліпшити аеродинамічні та льотні характеристики літального апарата типу "літаюче крило".

Description

Причому по задніх крайках бічних пілонів та крил встановлені кермові поверхні, що відхиляються. Бічні пілони забезпечені шарнірними вузлами для приєднання верхнього крила до поперечної осі обертання і приводами для дискретно-кутового переміщення верхнього крила в площині тангажа.

Застосування даних способу та пристрою дозволить поліпшити аеродинамічні та льотні характеристики літального апарата типу "літаюче крило". - вич и м 8 я еф ! і пе ШИ ШЕ кю "х Кк нок миКОМ че и ТЕ

Зоо і; В й я у ох Мах ей 15 р. «М ік в а / суки дове ст І Ж МН з Й й ї ; їй веж чу ни ай їх й з М Ку : Мк хх. джин 6 М. М м щу. 4 Я де ї 15/ ра М и са

Фіг. 1

Галузь застосування

Винахід належить до конструкції транспортних засобів, які використовують криловий модуль типу "літаюче крило", а саме його різновид "змішаний біплан".

Терміни

Для даного винаходу під терміном "літаюче крило" мається на увазі аеродинамічна схема літального апарата типу "безхвостка" зі скороченим фюзеляжем, роль якого грає крило, що несе всі агрегати, екіпаж та корисне навантаження. Різновидом схеми типу "літаюче крило" є аеродинамічна схема "змішане крило", яка має одну загальну ознаку - потовщений профіль у центральних поздовжніх перерізах, що виконують роль фюзеляжу крилової форми малого подовження, який за розмахом (з боків) плавно переходить в тонкопрофільні консолі крила.

Аналогічно, при установці тонкопрофільного крила (або крил) над фюзеляжним криловим модулем з малою довжиною і потовщеним профілем отримують аеродинамічну схему "змішаний біплан" ("змішаний поліплан"), яка є основним предметом винаходу згідно з цією заявкою.

Рівень техніки

Відомі наступні технічні рішення, які використовують різновиди фюзеляжу типу "літаюче крило" у конструкції літального апарата для підвищення його аеродинамічних та льотних характеристик. Відомий літальний апарат, профіль крила якого виконаний у вигляді окремих аеродинамічних елементів, встановлених з утворенням каналів між ними та крилом. Передній аеродинамічний елемент виконаний у вигляді автоматично поворотного дефлектора, встановленого з можливістю утворення отворів між аеродинамічними елементами і крилом літального апарата (патент КО 2081791С1, опублікований 20.06.1997). Описаний профіль крила дозволяє здійснити керуванням приграничним шаром на поверхні крила без застосування додаткових енергозатрат, проте цим ускладнюється конструкція крила, зменшується його внутрішній корисний об'єм, наприклад, для паливних баків, ускладнюється підготовка до польоту, тому що у щілини може потрапляти вода, пил, сніг, намерзати лід тощо.

Також відомий літальний апарат, який має фюзеляж для створення підйомної сили, утворений корпусом у формі крила з потовщеним профілем і верхнім центральним крилом, сполученими вертикальними роздільниками потоків. Такий фюзеляж створює підвищений коефіцієнт підйомної сили для зменшення злітної та посадкової швидкості, а також утримує літак у повітрі навіть на невеликій швидкості та при поганих погодних умовах. Центральне крило створює більшу підйомну силу, ніж два окремих крила, на які впливає вільний потік повітря.

Оскільки верхнє крило розміщене між двома поверхнями вертикального роздільника потоку, воно є набагато більш ефективним з точки зору аеродинаміки, оскільки кінцеві вихори збігаються на його обох кінцях (публікація міжнародної заявки МО 2017017697 (АТ) від 02.02.2017). Недоліком цього аналога є те, що фюзеляж у формі крила з потовщеним профілем створює одночасно з підйомною силою і лобовий опір, який істотно зростає при доповненні конструкції верхнім центральним крилом через інтерференції між ними (особливо на близькій відстані між нижнім та верхнім крилами), що не сприяє оптимізації співвідношення підйомної сили до лобового опору. Також для описаної конструкції літального апарата заявлено максимізацію підйомної сили для злітно- посадочних та низько-швидкісних режимів польоту, проте не розглянуто підвищення ефективності основного (за часом польоту) крейсерського режиму, найвигіднішого з точки зору максимальної швидкості, для якого максимальна підйомна сила не є визначальною і більш важливою є мінімізація лобового опору.

Відомий пристрій для зменшення лобового опору літака, що використовується у поєднанні з поверхнею літака, де локальний повітряний потік створює висхідний імпульс через те, що вільний повітряний потік відхиляється вгору поверхнею літака. Пристрій містить допоміжний аеродинамічний профіль, що має вигнуту верхню поверхню, передню кромку і задню кромку, а також в цілому увігнуту поверхню у формі жалюзі, монтажні елементи для установки допоміжного аеродинамічного профілю над поверхнею літального апарата на відстані один від одного і під позитивним кутом атаки щодо місцевого повітряного потоку, та камеру розширення, утворену між нижньою поверхнею допоміжного аеродинамічного профілю і поверхнею літального апарата. Камера розширення розташована там, де відстань між поверхнею жалюзі допоміжного аеродинамічного профілю і поверхнею літака поступово збільшується (публікація міжнародної заявки МО 2004094227 (А1) від 04.11.2004). Недоліком описаного аналога є допоміжний аеродинамічний профіль, увігнута внутрішня поверхня якого утворює з опуклою верхньою поверхнею досить гостру передню кромку, генеруючу вихор (розрядження), а передня частина верхньої поверхні має більш висхідний нахил до горизонту, ніж висхідна поверхня, що сприяє підвищенню тиску в передній частині поверхні, і перепад тисків у передній частині бо допоміжного аеродинамічного профілю може істотно знизити ефективність камери розширення.

Також наявність увігнутості нижньої поверхні ускладнює і збільшує вагу тонкопрофільної конструкції допоміжного аеродинамічного профілю, а його фіксоване положення щодо товстопрофільного крила обумовлює однорежимність (по куту атаки їх спільного функціонування, що є недостатньо ефективним у широкому діапазоні льотних кутів атаки і в умовах високої турбулентності атмосфери.

Також відомий літальний апарат, що містить фюзеляж, утворений крилоподібним корпусом, до боків якого прикріплені крила, що йдуть вгору, граничні площині яких, звернені один від одного, проходять вертикально уздовж частини висоти крил, в той час як верхні кінці крил вигнуті назовні в напрямку лицевою поверхнею один до одного. Задні частини крил проходять вертикально по всій своїй висоті. З цими задніми частинами з'єднані напрямні рулі, які повертаються навколо вертикальних осей. Між задніми частинами крил передбачений з'єднувальний профіль у формі крила, який також може бути розташований з можливістю регулювання елеронів навколо горизонтальній осі. По боках на крилах розташовані силові установки (патент 05 5086992 А, опублікований 11.02.1992). Недоліком такої конструкції літального апарата є те, що бічні крила з вигнутими назовні кінцями в якості аеродинамічного (несучого) крилового модуля є недоцільними, тому що майже половина їх площі прилягає вертикально до боків фюзеляжу, а похилі кінці мають дуже малий розмах, а їх подовження функціонально виконують роль стабілізаторів для забезпечення стійкості по крену. Крім того, з'єднувальний профіль у формі крила з регульованими елеронами переважно виконує функцію горизонтального стабілізатора з поворотним хвостовими кермом і не є несучим крилом. У такій конструкції основною несучою поверхнею є фюзеляж крилової форми, що приводить до підвищення енергетичних витрат літального апарата на режимах максимальної і, особливо, крейсерській швидкості через високий аеродинамічний опір товстопрофільного крила надмалого подовження («1) на позитивних кутах атаки, необхідних для підтримування в повітрі польотної ваги літального апарата з корисним навантаженням.

Заявлений у винаході спосіб поліпшення аеродинамічних та льотних характеристик літального апарата оснований на керуванні приграничним шаром на поверхнях крилового модуля. Відомо спосіб поліпшення аеродинамічних та льотних характеристик літального апарата шляхом керування приграничним шаром на поверхнях крилового модуля, обраний за

Зо прототип, який передбачає вплив на поле швидкостей потоку обтікання, що проходить через канал на поверхні крила товстого профілю (патент КО 2157777, опублікований 20.10.2000).

Описаний спосіб реалізується за допомогою пристрою підвищення аеродинамічної ефективності крилового модуля. Криловий модуль виконаний як несучий корпус у вигляді крила товстого профілю малого подовження. Пристрій підвищення аеродинамічної ефективності крилового модуля містить засіб керування полем швидкостей потоку обтікання, обладнаний аеродинамічним каналом над верхньою поверхнею зазначеного крила. Канал утворений верхньою поверхнею крила товстого профілю та фіксованими щілинними надкрилками, розташованими над верхньою поверхнею крила товстого профілю та закріплених кінцями на вертикальних бічних пілонах. Фіксовані щілинні надкрилки виконані у вигляді крил з тонкими профілями переважного малого подовження. Також засіб керування полем швидкостей потоку обтікання обладнаний тяговим двигуном, розташованим у кормовій частині крилового модуля.

За рахунок утвореного таким чином каналу над верхньою поверхнею крила товстого профілю з фіксованими щілинними надкрилками, які по суті замикають зазначений канал, та тяговим двигуном, що відсмоктує повітря у зазначеному каналі, виконують керування приграничним шаром на верхній поверхні крила товстого профілю. Недоліком пристрою та способу згідно прототипу є ускладнення конструкції крилового модуля та збільшення його ваги через наявність надкрилків, встановлених на бічних пілонах уздовж значної (до біля 80 95) частини крила (фіг. 1 опису до патенту КО 2157777), та розміщення тягового двигуна у кормовій частині крилового модуля, що вимагає його додаткового зміцнення. Крім того, надкрилки створюють додатковий аеродинамічний опір Ой за рахунок зростаючих кутів їх встановлення відносно хорди крила товстого профілю у кормовій частині (фіг. 1), що знижує ефект від ламінаризації потоку на низхідній частині верхньої поверхні крила товстого профілю. Тобто за рахунок засобу керування полем швидкостей потоку обтікання згідно прототипу створюють позитивні місцеві кути атаки надкрилків відносно вектора швидкості М; (фіг. 1), та, відповідно, збільшення С через їх збільшення нахилу надкрилків відносно поздовжньої осі крила. Таким чином, описаний у прототипі криловий модуль можна розглядати як єдиний профіль з внутрішнім енергетичним каналом і щілинним відсмоктуванням приграничного шару, верхній контур якого визначається верхнім контуром вертикальних щитів, що збільшує товщину єдиного профілю Смах і, відповідно, його профільний опір, і у підсумку погіршує аеродинамічні якості літального апарата. Крім того, бо на великих кутах атаки вся система надкрилків потрапляє у затінення від тіла нижче розташованого крила товстого профілю, що порушує рівномірність щілинного всмоктування і значно погіршує умови роботи тягового двигуна у кормовій частині крилового модуля. Таким чином, розміщення двигуна в районі задньої кромки крила товстого профілю не тільки збільшує вагу крилового модуля, але й підвищує ймовірність його нештатної роботи або відмови, що практично не дозволить досягти високих аеродинамічних якостей літального апарата.

Суть винаходу

Основною задачею заявленого винаходу є поліпшення аеродинамічних та льотних характеристик літального апарата (далі по тексту - ЛА) типу "літаюче крило", виконаного в різновиді аеродинамічної схеми "змішаний біплан", для різних режимів польоту ЛА, усунення або істотне зменшення залежності досягнення технічного результату від роботи тягового двигуна або місця його установки (при наявності тягового двигуна в конструкції ЛА) та поліпшення характеристик стійкості та керованості ЛА.

Поставлена задача вирішується тим, що запропоновано спосіб керування аеродинамічними та льотними характеристиками літального апарата типу "змішаний біплан" шляхом керування приграничним шаром на поверхнях крилового модуля за допомогою впливу на поле швидкостей потоку обтікання, що проходить через канал на поверхні крила товстого профілю, у якому згідно з винаходом, канал на поверхні крила утворюють із зовнішньою цільною або складеною профільованою частиною у вигляді верхнього крила, виконаного з меншим по хорді і відносній товщині профілем, ніж крило товстого профілю, та закріпленою з можливістю повороту в площині тангажа, і впливають на поле швидкостей дискретно-кутовим переміщенням зазначеної зовнішньої профільованої частини каналу або її складових елементів, що утворює і характеризує аеродинамічну схему "змішаний біплан".

Відповідно до одного із переважних варіантів виконання способу, дискретно-кутове переміщення зовнішньої профільованої частини каналу здійснюють в межах кута від -157 до т45" відносно горизонтально розташованої хорди крила.

Відповідно до ще одного переважного варіанта виконання способу, знижують аеродинамічний опір літального апарата дискретно-кутовим переміщенням зовнішньої профільованої частини каналу у межах установного кута хорди верхнього крила від -37 до 5" відносно горизонтально розташованої хорди крила.

Відповідно до ще одного переважного варіанта виконання способу, як зовнішню профільовану частину використовують верхнє крило, встановлене протилежно поверхні крила товстого профілю та прикріплене до нього з можливістю повороту за допомогою похило встановлених бічних пілонів.

Відповідно до ще одного переважного варіанта виконання способу, поворот верхнього крила виконують за допомогою шарнірного сполучення нижніх кінців бічних пілонів з бічними кромками крила товстого профілю. В цьому випадку впливають на поле швидкостей дискретно-кутовим односпрямованим переміщенням бічних пілонів у площині крену, завдяки чому переміщують у тій же площині верхнє крило відносно протилежно розташованого крила товстого профілю при бічному маневруванні.

Відповідно до ще одного переважного варіанта виконання способу, знижують вібраційно- коливальний вплив турбулентного потоку на крило товстого профілю шляхом демпфірування відносних коливань верхнього крила і бічних пілонів відносно крила товстого профілю.

Відповідно до ще одного переважного варіанта виконання способу, використовують верхнє крило з меншим по хорді і відносній товщині профілем, що перекриває не більше 50 95 площі проекції крила товстого профілю на базову площу крила товстого профілю.

Відповідно до ще одного переважного варіанта виконання способу, використовують верхнє крило, площа якого перекриває від 20 до 35 95 площі проекції крила товстого профілю на базову площу крила товстого профілю.

Поставлена задача вирішується також за допомогою пристрою керування аеродинамічною ефективністю крилового модуля, створеного для реалізації описаного вище способу. Пристрій містить засіб керування полем швидкостей потоку обтікання, обладнаний каналом над верхньою поверхнею зазначеного крила. Згідно з винаходом, зазначений канал утворений бічними пілонами, що виступають над верхньою поверхнею крила товстого профілю і встановлені під кутом до вертикальної площини, що проходить через бічні кромки крила товстого профілю, і з'єднуючим бічні пілони верхнім крилом, виконаним з меншим по хорді і відносній товщині профілем, ніж крило товстого профілю, причому по задніх кромках пілонів та крил встановлені кермові поверхні, що відхиляються, а бічні пілони забезпечені шарнірними вузлами для приєднання верхнього крила до поперечної осі обертання і приводом дискретно- кутового переміщення верхнього крила в площині тангажа.

Відповідно до одного переважного варіанта виконання пристрою, верхнє крило сполучене з шарнірними вузлами через консолі на обох кінцях верхнього крила.

Відповідно до ще одного переважного варіанта виконання пристрою, верхнє крило виконано таким, що перекриває не більше 50 95 площі верхньої поверхні крила товстого профілю.

Відповідно до ще одного переважного варіанта виконання пристрою, верхнє крило виконано таким, що перекриває від 20 до 35 95 площі верхньої поверхні крила товстого профілю.

Відповідно до ще одного переважного варіанта виконання пристрою, бічні кромки крила товстого профілю забезпечені шарнірними вузлами для приєднання нижніх кінців бічних пілонів.

Запропонований вище спосіб та пристрій також можуть бути застосовані у галузі підводної техніки, для поліпшення її гідродинамічних характеристик.

Завдяки описаному вище способу та пристрою досягається наступний технічний результат: - підвищення аеродинамічної/гідродинамічної ефективності крилового модуля типу "змішаний біплан", тобто поліпшуються аеродинамічні/гідродинамічні характеристики, розширюється діапазон їх варіювання, що у підсумку підвищує паливну, експлуатаційну та інші види ефективності; - підвищення стійкості і пасивної безпеки польоту (плавання для підводної техніки) в критичних ситуаціях, в тому числі при відмові двигуна, підвищеній турбулентності зовнішнього повітряного потоку (погіршення метеоумов польоту тощо), поліпшенні керованість ЛА з одночасним спрощенням його схеми і конструкції органів керування; - зниження конструкційної ваги і габаритів ЛА або підводної техніки, тобто підвищується їх вагова віддача (ефективність) і компактність, а також придатність до застосування принципу модульності.

Описаний вище технічний результат досягається за рахунок: () впливу на поле швидкостей потоку обтікання крилового модуля переважно дискретно- кутовим переміщенням зовнішньої профільованої частини каналу або її складових елементів, зокрема, переміщенням (поворотом) у площині тангажа верхнього крила з тонким профілем відносно протилежно розташованого більшого крила з товстим профілем, чим перерозподіляють аеродинамічні (гідродинамічні) навантаження між цими крилами, що утворюють разом з пілонами криловий модуль типу "змішаний біплан", найбільш оптимальне

Зо співрозташування яких використовують на відповідних режимах польоту; (ї) заниження (по вертикалі) центра ваги ЛА, що знаходиться в межах крила товстого профілю, відносно центра прикладання зусилля, що знаходиться в межах верхнього крила, чим забезпечують постійно діючий (гравітаційний) поновлюваний момент маятникового типу і тим самим підвищену стійкість та пасивну безпеку ЛА; (ії) утворення на основі аеродинамічної схеми типу "змішаний біплан" більш раціональної конструктивно-силової схеми з більш низьким розташуванням центру тяжіння ЛА, коли вантажний модуль підвішується на пілонах до несучого верхнього монокрила, яке має менший розмах у порівнянні з іншими схемами ЛА за рахунок більш ефективної роботи несучої центральної частини крила (центроплана).

Утворення аеродинамічного каналу для керування приграничним шаром на поверхнях крилового модуля за допомогою бічних пілонів та з'єднуючого бічні пілони верхнього крила з тонким профілем, що перекриває не більше 50 95 (в середньому від 20 до 35 95) площі верхньої поверхні крила з товстим профілем (нижнього крила), дозволяє впливати на повітряний потік, що омиває зазначені крила, переважно шляхом повороту верхнього крила (або його частини) в площині тангажа. При цьому дискретні (фіксовані) положення верхнього крила в заданому діапазоні кутів повороту відносно поздовжньої осі (хорди) нижнього крила відповідають різним режимам польоту ЛА, тому що відбувається перерозподіл аеродинамічних навантажень між верхнім та нижнім крилами, найбільш вигідне співрозташування яких використовується для різних режимів польоту (злітання, набір висоти, крейсерський режим, режими практичної

БО максимальної швидкості Мтах або мінімальної швидкості Утіп, маневрування, зниження з тягою і без тяги двигуна, посадка, інші можливі режими).

При цьому усунення або істотне зменшення залежності досягнення технічного результату від роботи тягового двигуна або місця його установки та поліпшення характеристики стійкості та керованості ЛА типу "змішаний біплан" досягається завдяки заниженому по вертикалі положенню центра мас відносно центра прикладання зусилля і супутньому цьому інерційному маятниковому ефекту.

Перелік зображень

Наступним наведено приклад виконання пристрою підвищення аеродинамічної ефективності крилового модуля та способу використання пристрою згідно з винаходом. бо Приклад проілюстровано наступними зображеннями:

- фіг. 1 - криловий модуль з пристроєм підвищення аеродинамічної ефективності, вигляд збоку; - фіг. 2 - криловий модуль з пристроєм підвищення аеродинамічної ефективності, вигляд спереду; - фіг. З - схематичне зображення крилового модуля з пристроєм підвищення аеродинамічної ефективності згідно одного з варіантів, вигляд спереду; - фіг. 4 - електронна модель аеродинамічної схеми "змішаний біплан", розробленої для проведення досліджень, що підтверджують принципову можливість істотного зниження опору верхнього крила і підвищення аеродинамічних параметрів ЛА в крейсерському режимі; - фіг. 5 - схема розподілу поля швидкості (а) та поля тиску (б) для аеродинамічної схеми "змішаний біплан" згідно з випробуваною моделлю; - фіг. 6 - схема, що ілюструє появу негативної сили опору верхнього крила.

На фіг. 1-6 використано наступні позначення: 1 - крило товстого профілю; 2 - верхнє крило;

З - бічні пілони, 4 - канал, 5 - шарнірні вузли, 6 - вісь обертання, 7 - приводи, 8 - задні крайки бічних пілонів, 9 - кермові поверхні, 10 - двигуни, 11 - консолі, 12 - шарнірні вузли, 13 - хорда крила товстого профілю, 14 - хорда верхнього крила, 15 - горизонтальна площина,

М; - вектор швидкості,

Зо В - установний кут верхнього крила, б - найменший граничний установний кут верхнього крила (-157),

А - найбільший граничний установний кут верхнього крила (1457).

Наведені приклади та використані зображення не обмежують інших можливих варіантів виконання винаходу, а тільки пояснюють його суть та підтверджують можливість здійснення.

Представлений на фіг.1 пристрій підвищення аеродинамічної ефективності крилового модуля містить нижнє крило товстого профілю (1) і розташоване над ним верхнє крило (2) тонкого профілю, встановлене на бічних пілонах (3), що утворюють разом з крилами (1) і (2) поздовжній канал (4). Верхнє крило (2) встановлене на бічних пілонах (3) за допомогою шарнірних вузлів (5) з поперечною віссю обертання (б) і приводами (7). Верхнє крило (2) виконане з меншим по хорді і відносній товщині профілем, ніж крило товстого профілю (1). Бічні пілони (3) встановлені під кутом (а) до вертикальної площини, що проходить через бічні кромки нижнього крила товстого профілю (1), фіг. 2, а по заднім крайкам (8) бічних пілонів (3) та крил (1) ї (2) встановлені кермові поверхні (9), що відхиляються (фіг. 1). Шарнірні вузли (5) з приводами (7) забезпечують дискретно-кутове переміщення верхнього крила (2) в площині тангажа, тобто відносно осі обертання (6). Згідно з одним із варіантів виконання винаходу, на осі обертання (б) можуть бути встановлені двигуни (10), фіг. 2. Також верхнє крило (2) може бути додатково сполучене з шарнірними вузлами (5) через консолі (11) на обох кінцях верхнього крила (2), фіг. 2. Також бічні кромки крила товстого профілю (1) можуть бути забезпечені шарнірними вузлами (12) для рухомого приєднання нижніх кінців бічних пілонів (3), фіг. 3.

Поліпшення аеродинамічних та льотних характеристик літального апарата типу "змішаний біплан" за допомогою описаного вище пристрою виконують наступним чином.

Розташування крил (1) і (2), як показано на фіг. 1-3, згідно схеми типу "змішаний біплан" (без фюзеляжу), в якій крило товстого профілю (1), яке є несучим, виконує також і основні функції транспортного модуля для розміщення корисного навантаження (вантажного, пасажирського тощо), реалізує відомі переваги біплана в габаритно-вагових характеристиках, на злітно- посадочних режимах польоту, в маневреності та для подібного. Верхнє крило (2) також є несучим і при цьому встановлене з можливістю дискретного повороту відносно осі обертання (6) за допомогою приводу (7), змінюючи тим самим кути розташування (установні кути ВД для верхнього крила (2)) між хордами 13 та 14 обох крил в заданому діапазоні значень (наприклад бо від найменшого граничного установного кута верхнього крила 6--15" до найбільшого граничного установного кута верхнього крила Д---45", фіг. 1), що дозволяє усунути основний недолік "фюзеляжних" біпланів, фіксованих на одному установному куті - великий аеродинамічний опір, що знижує аеродинамічний параметр ЛА на крейсерському режимі польоту. Модельні дослідження підтвердили принципову можливість істотного зниження опору верхнього крила (2) в діапазоні установних кутів від -3" до 7" і підвищення аеродинамічних параметрів ЛА в крейсерському режимі. З іншого боку, збільшення установних кутів верхнього крила (2) до діапазону від 7" до 25" (та більше) дозволяє підвищити ефективність на зльоті без істотного збільшення кута тангажа (до 7"...127) крила товстого профілю (1), що сприяє максимальному використанню екранного ефекту (типу "повітряної подушки") під час розбігу для зменшення швидкості відриву ЛА, а також швидкості приземлення, що також підвищує комфорт під час зльоту та посадки. Граничне збільшення установних кутів верхнього крила (2) до 45" у поєднанні з таким же відхиленням вектора тяги силової установки ЛА дозволяє виконати надкороткі зліт та посадку. Негативні величини установних кутів верхнього крила (2) в діапазоні від 0" до -157 можуть бути використані при Мтах та зниженні ЛА, в тому числі при екстреному зниженні, для збереження більш комфортного кута тангажу вантажного (пасажирського) крила товстого профілю (1). У разі потрапляння ЛА в область жорсткої повітряної турбулентності, верхнє крило (2) переводять у режим безперервного відстеження порушення балансування, з метою демпфірування нерівномірності аеродинамічних навантажень на крило товстого профілю (1).

При бічному маневруванні (фіг. 3) виконують дискретно-кутове односпрямоване переміщення похило встановлених бічних пілонів (3) у площині крену, завдяки чому переміщують у тій же площині верхнє крило (2) відносно протилежно розташованого крила товстого профілю (1). За рахунок цього відбувається більший нахил верхнього крила (2), ніж крила товстого профілю (1), що є більш комфортним для пасажирів. Нахил У на фіг. З обумовлює бічну складову (не показана) в бік крену, що підвищує ефективність бічного маневрування.

Наступним наведено результати модельних досліджень, що підтверджують можливість істотного зниження опору верхнього крила (2) в діапазоні установних кутів від -3"7 до 7" і підвищення аеродинамічних параметрів ЛА в крейсерському режимі.

Ко) Об'єкт та ціль досліджень

Як об'єкт досліджень була розроблена принципова електронна модель найбільш технологічної аеродинамічної форми (фіг. 4), що складається з крила товстого профілю (нижнього крила (тут і надалі - НК)) прямокутної форми в плані з подовженням (подовження -1,0) їі симетричним профілем товщиною 3095 від хорди НК, з боків якого встановлені вертикальні пілони з закріпленими у верхній частині прямокутної форми (подовження - 2,94) верхнім крилом (центропланом (тут і надалі - ЦП) і бічними пілонами у вигляді стрілоподібних крил із загальним профілем МАБА 4412 і загальною площею верхнього крила 78,5 ме (площа поверхні ЦП - 34 м", площа поверхні бічних консолей (11) - 44,5 м". Сумарна площа описаної моделі з урахуванням НК - 178,5 м", а хорда ЦП становить 34 95 від хорди НК.

Товщина профілю НК (30 95) вибрана для оцінки використання НК як несучого фюзеляжу крилової форми, а за допомогою висоти бічних пілонів було встановлено відстань між хордами

ЦП ї НК відповідно 25 95 (від хорди НК) і між їх передніми крайками 20 95 (від хорди НК) при постійному установному куті консолей (КОН) до хорди НК, який дорівнює 3".

Дослідження проводилися з використанням обчислювального пакету АМ5У5 (модуль побудови розрахункової сітки Мезйпіпд, вирішувач СЕХ), при швидкостях потоку 150 м/с та 100 м/с. Перед вибором згаданих базових параметрів моделі були виконані чисельні дослідження профілів ЦП і НК при варіюванні їх взаємного розташування по висоті (у межах 17 95...45 95 від хорди НК), уздовж хорди НК (у межах -10...-30 95 від передньої кромки НК), за установними кутами і величиною хорди ЦП (у межах 17...51 95 від НК), а також по кутах атаки НК (у межах 02...77.

Мета проведених досліджень полягала у пошуку нових аеродинамічних схем ЛА без хвостового оперення типу "змішаний біплан" шляхом рознесення центрів мас і тиску по вертикалі і визначення позитивних аеродинамічних ефектів взаємодії і параметрів взаємного розташування елементів ЛА (тобто вигідних для різних режимів польоту ЛА), зокрема, для НК малого подовження з потовщеним профілем і ВК (ЦП) з нормальним (тонким) профілем.

Деякі результати досліджень

Результати досліджень, що підтверджують можливість досягнення технічного результату згідно запропонованого способу і пристрою, представлені на фіг. 4-6 і у таблицях 1-2.

Чисельні дослідження за величиною установного кута хорди ЦП відносно горизонтальної бо поздовжньої осі (хорди) НК і за кутами атаки хорди НК, показали наступне:

1. При нульовому куті атаки НК (таблиця 1) збільшення установного кута ЦП (установного кута верхнього крила ВД) в діапазоні значень від -37 до 53" обумовлює знакозмінні перерозподіл сил Уцп та Унк з ростом сумарної підйомної сили У (5). В цьому випадку ЦП (при установному куті 3" та відстані між хордами ЦП і НК п-2,5 м, фіг. 5) є більш несучою частиною ВК, ніж бічні консолі (Жцп » Мкон), 2 НК створює негативну підйомну силу (-Мню), яку можна розглядати як додаткову силу (в даній конфігурації), прикладену до сили ваги як "аеродинамічний баласт" літального апарата (ЛА), що сприяє підвищенню швидкості польоту ЛА (по аналогії з дією "водяного баласту" для збільшення швидкості польоту планера).

Очевидно, негативні значення Хцп (фіг. б) обумовлені тим, що ЦП функціонує в поле швидкостей Мі, які по величині перевищують швидкість потоку Мо, що набігає (швидкість польоту ЛА), а також деяким збільшенням місцевих кутів атаки цього прискореного потоку Мі, відхиленого висхідною частиною верхньої поверхні НК, чим також пояснюється і раніше згадане перевищення МУцп /Мкон до 2895, хоча площа ЦП менше площі бічних консолей на 24 95.

Відповідно, аеродинамічна якість ЦП (Кцп), як окремого несучого крила, обмеженого з боків пілонами, яке дорівнює відношенню Уцп/Хці, істотно перевищує Ккон (мах)-МУкон/Хкон, ТОМУ ЩО бічні консолі знаходяться безпосередньо в поле швидкостей зовнішнього потоку, що набігає (фіг. 4), будучи по суті базовим елементом для порівняльної оцінки аеродинамічних ефектів взаємовпливу ЦП і НК. На фіг. 6 видно, що нахил вектора У1 (Уцп), обумовлений збільшенням місцевих кутів атаки, в проекції на горизонтальний напрямок потоку, що набігає Мо, має горизонтальну складову - Хцп, спрямовану проти потоку, яка компенсує складову сили опору Хцп (проекція Ох), спрямовану по потоку (компенсує, ймовірно, з перевищенням), що пояснює наявність негативних значень Хурп (табл. 1).

Таблиця 1

Результати дослідження за величиною установочного кута хорди ЦП відносно горизонтальної поздовжньої осі (хорди) НК й, о о) М, 3,5 53 | 0 1501 0и1310,030| 4,33 | 16,32 |11,43|10,29| 5,39 3,77 | 0,32 | 0,32 | 313 2,5| З | 0 15010172 0,031 | 5,55 | 21,64 |20,31|115,78|-14,45| 3,9 |-0,2511| 0,46 | 3,69 2,5| ха | 0 /150Щ10167|0,031| 54 | 21,01 |16,41|15,51|1-10,911 3,85 |-0,2031 0,48 | 3,57 2,5| м | 0 /150Щ10163|0,031| 53 | 20,5 | 124 | 15,3 |-7,20| 3,83 Г0,1291 0,52 | 3,45 2,5| «1 | 0 71501 0161|0,030| 5,3 | 20,06 | 8,34 |15,18|-3,46| 3,81 |-0,0281 0,53 | 3,31 2,5| 0 | о /100Щ0,09510,029| 328 | 5,314 | 2,05|4217| 315| 1,64 019 10,17 | 1,28 3,5| 0 | о /150Ц1011510.029| 3,97 | 1415 | 2,27 |19,647| 2,24 | 3,66 | 0,45 | 0,38 | 2,83 2,5| З | 0 /10010,077| 0,030 | 2,57 | 4,309 | -7,92 | 3,997 | 8,24 | 1,699 | 0,48 (0,196 1,03 2,5| -3 | 0 /150Щ10,078|10,030| 2,6 | 9,64 |-17,8619,017|18,48| 3,74 | 1,06 | 0,42 | 2,27 71 - | о 17150Щ10,097|0026| 3,73| 1215| - Щ8,75'|3,39Щ|5299| - |0,4з | 2,86 "- при нульовому установному куті консолі; "х- ЦП відсутній; 2. Із таблиці 1 також видно, що: - зі збільшенням відстані п між хордами ЦІ і НК від 2,5 до 3,5 м (25 і 35 95 від довжини хорди

НК) при нульовому куті атаки НК слабшає взаємна аеродинамічна взаємодія (інтерференція) між ЦП та НК; - мінімальний аеродинамічний опір Хнк і Х(У) реалізується при установних кутах ЦП від 0" до

Зо -37, причому найменше значення Хнк-2,27 т менше за інші (при 150 м/с) на 25-40 9о, в тому числі і для НК без взаємодії з ЦП - на 26 9.

Таким чином, зміна установного кута ЦП від 3" до -3", а, відповідно, і поля швидкостей між

ЦП ї НК, істотно знижує аеродинамічний опір НК, що може бути використано для режимів максимальних швидкостей ЛА схеми "змішаний біплан", так як на НК з потовщеним профілем припадає основна частина сумарного опору. 3. В таблиці 2 представлені результати розрахунків згаданої вище моделі при збільшенні кута атаки хорди НК від 07 до 157 при фіксованому положенні ЦП (верхнього крила) з установним кутом його хорди, що дорівнює 4-3" щодо хорди НК (величини кута атаки ЦП і КОН вказані в дужках). З таблиці 2 можна визначити, що при збільшенні кута атаки практично лінійно зростає У(5) і відповідно коефіцієнт підйомної сили Су(х) при певному зростанні К. Крім того, М нк при куті атаки 46" переходить від негативних величин до позитивних, які в сукупності 3 Муцп наближаються до величин Жкюн при кутах атаки у межах 127...157. Тобто підйомна сила бічних крил додається до значної величини спільної підйомної сили ЦП та НК, що є істотним для злітно-посадочних режимів польоту ЛА, польотів з мінімальними швидкостями та подібного.

З іншого боку, при малих кутах атаки (у межах від 0" до 3"). Негативні значення Мнк, ЩО раніше були вказані як згаданий "аеродинамічний баласт" НК (дозавантаження), сприяють збільшенню швидкості польоту ЛА і, відповідно, зростанню Мцп та Мкон, які в сукупності обумовлюють більш високі значення К-9,25 та К-9,98 одиниць, що найбільш прийнятне для максимальної і крейсерській швидкості польоту ЛА.

З огляду на принциповий характер обраної моделі можна припустити, що у процесі оптимізації моделі або при інших різновидах аеродинамічної схеми "змішаний біплан" можливо отримати більш високі значення К при мінімальному Сх, а також більш високі значення Кмах.

Таблиця 2

Результати дослідження при збільшенні кута атаки хорди НК від 0" до 157 при фіксованому положенні ЦП темішли аг де сут|ехх| к |в) Ми Ме) у |в Хи| Хе ко -3 5,55 | 21,64 -14,45| 3,9 25) 03 о |Міво|омта сви 325 зов 2081 15780 39 0251 є зб9 -3 8,2 | 38,46 -7,951| 4,65 -3 100 38,75 4,86 25 дв во отов|оове во вве от 205 | БИ тр ТТБ ТВА - 50 11,31 1,6 "- розрахункові значення при швидкості 150 м/с;

Слід зазначити, що згадані чисельні значення можуть мати деяку похибку і не є оптимальними, виходячи з конфігурації обраної моделі крилового модуля, проте цілком відображають загальні тенденції отриманих аеродинамічних ефектів і дозволяють проаналізувати результати параметричних досліджень згаданого крилового модуля типу "змішаний біплан", а так само підтверджуються в результатах розрахунків інших подібних конфігурацій модульних ЛА.

Основні висновки за деякими результатами обчислень

В результаті наведених досліджень згаданої електронної моделі (таблиці 1 і 2), а також характеру аеродинамічної взаємодії (поля швидкостей та тисків) крилового модуля типу "змішаний біплан" можна зробити висновок, що у дослідженому діапазоні параметрів взаємного розташування ЦП щодо НК і кутів атаки розрізняються три основних види розподілу поля швидкостей (тисків), що характеризуються переважно: - розгоном потоку, що набігає (збільшення розрядження), всередині каналу між зверненими один до одного поверхнями НК і ЦП при нульовому куті атаки НК і негативних кутах ЦП (до -37), що визначає позитивні значення підйомної сили НК і негативні значення для ЦП при

Зо мінімальному аеродинамічному опорі НК; - розгоном потоку, що набігає (збільшення розрядження), на зовнішніх поверхнях каналу НК та ЦП та у меншому ступені - всередині каналу, див. фіг. 5, при кутах атаки НК від 0" до я 3" і при позитивних кутах ЦП до їт3", що визначають позитивні значення підйомної сили ЦП і негативні значення для НК при мінімальному аеродинамічному опорі ЦП (фіг. б) і максимальній аеродинамічній якості ЦП та моделі в цілому; - розгоном потоку, що набігає (збільшення розрядження), одночасно на верхніх поверхнях

НК ї ЦП при кутах атаки НК від 46" до ї15" і позитивному установному куті ЦП (37), що визначають позитивні значення підйомної сили ЦП їі НК, які сумарно становлять до 50 95 від повної Х(Х) з бічними крилами та підвищення аеродинамічного якості. 4. Вищевказані види розподілу полів швидкостей і тисків та отримані чисельні результати принципово відповідають різним режимам польоту ЛА, а саме:

- за п. 1 - максимальної швидкості польоту або екстреного зниження; - за п. 2 - крейсерській або максимальної швидкості польоту; - за п. З - мінімальної швидкості польоту, зльоту, посадки, набору висоти тощо. 5. Найбільш повна реалізація отриманих результатів за пп. 1-4 можлива при забезпеченні повороту ЦП щодо НК в площині тангажа в діапазоні дискретно-фіксованих кутів від -37 до 157 та більше при конструктивній можливості в більш широкому діапазоні кутів від -157 до «ж 45", наприклад, для зміни напрямку вектора тяги двигунів, встановлених на ЦП, наприклад, для зміни напрямку вектора тяги встановлених на ЦП двигунів. б. Дані результати обчислень, що підтверджують достовірність заявленого технічного рішення можуть бути застосовні для інших варіантів вихідних даних (профілі НК, ЦП, бічних консолей, форма в плані, габаритно-вагові тощо).

Таким чином, завдяки винаходу забезпечують поліпшення аеродинамічних та льотних характеристик літального апарата типу "змішаний біплан" для різних режимів польоту ЛА, усунення або істотне зменшення залежності досягнення технічного результату від роботи тягового двигуна або місця його установки (при наявності тягового двигуна в конструкції ЛА) та поліпшення характеристик стійкості та керованості ЛА.

Claims (14)

ФОРМУЛА ВИНАХОДУ

1. Спосіб керування аеродинамічними та льотними характеристиками літального апарата типу "змішаний біплан" шляхом керування приграничним шаром на поверхнях крилового модуля за допомогою впливу на поле швидкостей потоку обтікання, що проходить через канал (4) на поверхні крила товстого профілю (1), який відрізняється тим, що канал (4) на поверхні крила (1) утворюють із зовнішньою цільною або складеною профільованою частиною у вигляді верхнього крила (2), виконаного з меншим по хорді і відносній товщині профілем, ніж крило товстого профілю (1), та закріпленою з можливістю повороту в площині тангажа, і впливають на поле швидкостей дискретно-кутовим переміщенням зазначеної зовнішньої профільованої частини каналу (4) або її складових елементів.

2. Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що дискретно-кутове переміщення зовнішньої Зо профільованої частини каналу (4) здійснюють у межах установного кута хорди верхнього крила (2) від -157 до 445" відносно горизонтально розташованої хорди крила (1).

3. Спосіб за п. 1 або 2, який відрізняється тим, що знижують аеродинамічний опір літального апарата дискретно-кутовим переміщенням зовнішньої профільованої частини каналу (4) у межах установного кута хорди верхнього крила (2) від -3" до Ж5" відносно горизонтально розташованої хорди крила (1).

4. Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що як зовнішню профільовану частину використовують верхнє крило (2), встановлене протилежно верхній поверхні крила товстого профілю (1) та прикріплене до нього з можливістю повороту за допомогою похило встановлених бічних пілонів (3).

5. Спосіб за п. 4, який відрізняється тим, що поворот верхнього крила (2) виконують за допомогою шарнірного сполучення нижніх кінців бічних пілонів (3) з бічними кромками крила товстого профілю (1).

б. Спосіб за п. 5, який відрізняється тим, що впливають на поле швидкостей дискретно- кутовим односпрямованим переміщенням бічних пілонів (3) у площині крену, завдяки чому переміщують у тій же площині верхнє крило (2) відносно протилежно розташованого крила товстого профілю (1) при бічному маневруванні.

7. Спосіб за п. 5 або 6, який відрізняється тим, що знижують вібраційно-коливальний вплив турбулентного потоку на крило товстого профілю (1) шляхом демпфірування відносних коливань верхнього крила (2) і бічних пілонів (3) відносно крила товстого профілю (1).

8. Спосіб за п. 4, який відрізняється тим, що використовують верхнє крило (2) з меншим по хорді і відносній товщині профілем, що перекриває не більше 5095 площі проєкції крила товстого профілю (1) на базову площу крила товстого профілю (1).

9. Спосіб за п. 8, який відрізняється тим, що використовують верхнє крило (2), площа якого перекриває від 20 до 35 95 площі проєкції крила товстого профілю (1) на базову площу крила товстого профілю (1).

10. Пристрій керування аеродинамічною ефективністю крилового модуля, обладнаного крилом товстого профілю (1), який містить засіб керування полем швидкостей потоку обтікання, обладнаний каналом (4) над верхньою поверхнею зазначеного крила, який відрізняється тим, що зазначений канал (4) утворений бічними пілонами (3), які виступають над верхньою бо поверхнею крила товстого профілю (1) і встановлені під кутом до вертикальної площини, що проходить через бічні кромки крила товстого профілю (1), і з'єднуючим бічні пілони верхнім крилом (2), виконаним з меншим по хорді і відносній товщині профілем, ніж крило товстого профілю (1), причому по задніх крайках (8) бічних пілонів (3) та крил (1) і (2) встановлені кермові поверхні (9), що відхиляються, а бічні пілони (3) забезпечені шарнірними вузлами (5) для приєднання верхнього крила (2) до поперечної осі обертання (6) і приводами (7) для дискретно- кутового переміщення верхнього крила в площині тангажа.

11. Пристрій за п. 10, який відрізняється тим, що верхнє крило (2) сполучене з шарнірними вузлами (5) через консолі (11) на обох кінцях верхнього крила (2).

12. Пристрій за п. 10, який відрізняється тим, що верхнє крило (2) виконано таким, що перекриває не більше 50 95 площі верхньої поверхні крила товстого профілю (1).

13. Пристрій за п. 10, який відрізняється тим, що верхнє крило (2) виконано таким, що перекриває від 20 до 35 95 площі верхньої поверхні крила товстого профілю (1).

14. Пристрій за п. 10, який відрізняється тим, що бічні кромки крила товстого профілю (1) забезпечені шарнірними вузлами (12) для рухомого приєднання нижніх кінців бічних пілонів (3). 2 її ж З ря 7 Ха Х Же ; ж йно й на | й Кк а ЗК й ШК й 7 смеюеннн Ще ОВ й ни оди че й Й чих о с ; сення те МЕ- «и ча й КЗ ї Ще Я с ен кни ОВ НВО ванн Ян Ши п я у Ж Б ІЗ На ща Я, р «а ЩІ 4 нн нн З Фіг; 5 7 2 зів ї тей х Т іш іх в ; Ї ке гай ї «ї п Се) чен Сей й п і шен | " -

Фіг. 2

У Ї с. / ; Й | че

Фіг. З ОХ ОК КК КК В КК КК ПЕ Кс, о. ОК МЕ ЗО о. СУ . У в В В В В В В В с о ШОЛОМ Ко УК М о о С ОН В я ОО ОО ОО ВИСОКУ ЯК КК о ОН Ох ОО М ЗОБЕЯ ОК о КАН ооо ПН СОС МО п ОО ОК КО КК ПИНИНИНи нн нн, 3 ОО пн с г о о г

Фіг. 4 Болешенлюостен установчих ух ЦІНУ Колетнока установчни кут ПКУ п о ОО Ви СО КВ З З о о ПКУ в оон о А ПІ НП ис ів її

Фіг. 5 з с кокони ково й позови:

о. . . с с о Б : ОО ОК с нн нє осус-ксСнНсСсСсСсССсСсСсСсСсССССОС і ОК о фіг. 6