WO2020145837A1 - Несущая поверхность - Google Patents

Несущая поверхность Download PDF

Info

Publication number
WO2020145837A1
WO2020145837A1 PCT/RU2019/000003 RU2019000003W WO2020145837A1 WO 2020145837 A1 WO2020145837 A1 WO 2020145837A1 RU 2019000003 W RU2019000003 W RU 2019000003W WO 2020145837 A1 WO2020145837 A1 WO 2020145837A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
wing
influx
aircraft
attack
consoles
Prior art date
Application number
PCT/RU2019/000003
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Валерий Туркубеевич ПЧЕНТЛЕШЕВ
Original Assignee
Валерий Туркубеевич ПЧЕНТЛЕШЕВ
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Валерий Туркубеевич ПЧЕНТЛЕШЕВ filed Critical Валерий Туркубеевич ПЧЕНТЛЕШЕВ
Priority to PCT/RU2019/000003 priority Critical patent/WO2020145837A1/ru
Publication of WO2020145837A1 publication Critical patent/WO2020145837A1/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/02—Tailplanes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/10—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow using other surface properties, e.g. roughness
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B64C3/14—Aerofoil profile
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/04—Noseplanes
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Definitions

  • the claimed invention relates to the fields of technology involving the use of aerodynamic lifting force, and relates, in particular, to bearing surfaces (NP) used on aircraft (LA) as wings.
  • NP bearing surfaces
  • LA aircraft
  • NP is understood as “the part of the aircraft designed to create the lifting or controlling forces of an aerodynamic nature” (Aviation. Encyclopedia. Edited by GP Svishchev Moscow: Great Russian Encyclopedia. 1994, p.337, [1]).
  • KPS direct sweep
  • KPS of great elongation have some disadvantages. Due to the spatial pattern of flow around the CPS of large elongation, the boundary layer flows from the root of the wing to the end parts of the wing, which at large angles of attack of the wing leads to stalling of the flow in the end parts of the wing earlier than in the root part of the wing. At the same time, if the flow stall at one end of the wing develops more than at the other end of the wing (asymmetric flow stall occurs), then the aircraft will begin to heel - the aircraft will stall onto the wing. An airplane stalling on a wing can go into a tailspin. Corkscrew is one of the most difficult maneuvers that can lead to disastrous consequences. The output of the aircraft from stalling onto the wing consists in decreasing the angle of attack of the wing to less than the critical angle of attack, which restores the continuous flow around the wing.
  • Flight test programs for passenger aircraft do not include verification of their corkscrew characteristics, since when a corkscrew occurs, such loads on the structural elements of the aircraft that can lead to the destruction of the aircraft.
  • Disruption of the flow on the wing at low altitude is the cause of 80% of all accidents and disasters among amateur pilots.
  • aerodynamic partitions metal plates
  • the generator of this vortex partition can be, for example, the so-called “tooth” - this is when the leading edge of the KPS of large elongation is made stepwise, for example, as in the well-known Soviet passenger aircraft Il-62);
  • wings of complex shape in plan are widely used, representing a combination of the initial wing of small elongation and elongated forward influx with a very small elongation (moreover, the plane of symmetry of the influx lies in the plane of symmetry of the aircraft).
  • the shapes in terms of the original wing and influx can be different.
  • the original wing can have a trapezoidal, arrow-shaped, triangular shape, and the influx can be triangular, Gothic, rectangular, etc. (Aerodynamics, stability and controllability of supersonic aircraft. Edited by Byushgens G.S. Moscow: Fizmatlit, 1998, p.189 , [7]).
  • the leading edge of the influx should be sharp.
  • eddy tows are formed on the sharp leading edges of the wing inflows ([7], p.200). This increases the bearing properties (lift) of the wing and increases the critical angle of attack of the wing to 30 ° or more. Moreover, the influx span is approximately -30% of the span of the original wing — in this case, the effect of the vortex bundles formed on the sharp leading edges of the wing inflows extends to the entire original wing ([7], p.201, Fig. 4.2.7) .
  • front wing inflows makes it possible to increase the efficiency of ailerons and flaps at large angles of attack ([7], p214).
  • the optimal law of negative geometric twist of the wing is the linear law, and the optimal value of the angle of negative geometric twist of the end section of the wing is an angle of -4 ° ([10], p. 89).
  • the negative geometric twist of the wing (about -4 °), widely used in well-known modern airplanes with a high-aspect-ratio KPS, has an increase in the aerodynamic quality of the wing.
  • it allows you to have critical angles of attack the end parts of the KPS of large elongation are only a few degrees (2 4 °) more than the root parts of the wing, which does not provide a sufficient guarantee against stalling the aircraft on the wing and its further transition into a tailspin.
  • the aerodynamic twist of the wing which is widely used in well-known modern aircraft with KPS of large elongation (the use of a low-bearing wing center section — which is dictated by the need for the initial flow stall on the wing center plane) reduces the wing aerodynamic quality (compared to its theoretically possible value - when wing center section would have a large bearing capacity).
  • This forces in order to obtain a specific magnitude of the KPS high-elongation lift, to increase the wing area, which increases the aerodynamic drag of the wing and reduces the aerodynamic quality of the wing and the airplane as a whole.
  • the use of a small elongation of the swept wing arches with sharp leading edges makes it possible to increase the critical angle of attack (in absolute value) of the entire wing at subsonic flight speeds by almost 10 ° or more (compared with a critical angle of attack of the KPS large elongation).
  • the swept wing of small elongation at subsonic flight speeds has a lower (in absolute value) aerodynamic quality than the aerodynamic quality of the KPS of large elongation.
  • the flow stalls first at the end of the wing (as well as the KPS of large elongation), which leads to the aircraft stalling onto the wing and then turning it into a tailspin.
  • the arrow-shaped a small wing of small elongation with a forward swept influx is similar to the KPS of large elongation.
  • a plane having a wing of large elongation and Gothic influxes extending from the nose of the fuselage to the front edge of the disk-shaped wing center section.
  • Such influxes increase the critical angle of attack of the root part of the wing, but are not able to affect the flow of the incoming air flow on the wing end part (due to the small relative span of the influx), and, therefore, are not able to increase the critical angle of attack of the wing end parts, compared to the root of the wing.
  • Such influxes increase the critical angle of attack of the root part of the wing, relative to the end parts of the wing, which impairs the safety of the aircraft.
  • Closest to the claimed invention is any KPS of large elongation, using any of the above methods to increase the critical angle of attack of the end parts of the wing, compared with the critical angle of attack of the root part of the wing.
  • the objective of the invention is to increase the critical angle of attack of the end parts of the KPS large elongation compared with the critical angle of attack of the root part of the KPS large elongation (compared with the known technical solutions), without reducing the load-bearing properties (lift) of the wing. That is, the objective of the claimed invention is to radically increase the flight safety of an airplane and increase the aerodynamic quality of a long-range KPS and the aircraft as a whole.
  • the claimed invention in one of its possible variants of implementation, in the variant of an airplane wing, has a common essential feature with the prototype: a bearing surface, for example, a wing, has two consoles.
  • each of the above consoles has at least one rush protruding forward from the front edge of the console, the above rises are located, or at the end of each of the above consoles, or at some distance from the end of each of the above consoles, while closer to the end of each of the above consoles than to the root of each of the above consoles.
  • the claimed invention the stall will initially occur in the root of the wing. This will lead to the creation of a dive moment (since the center of pressure on the wing will move back), which will lead to a decrease in the angle of attack of the wing, and to the restoration of continuous flow around the root of the wing.
  • the critical angles of attack of the end parts of the wing could be 10 ° or more, compared with the critical angle of attack of the root part of the wing. This absolutely guarantees the impossibility of the claimed invention the beginning of the stall flow in the end parts of the wing.
  • Figure 1-SC schematically shows one of the possible embodiments of the claimed invention, in the version of the wing of an unmanned aircraft of the aerodynamic scheme "flying wing", where the numbers denote: 1 and 2 - the right and left wing consoles, respectively; 3 and 4 - elevons; 5 and 6 - elevators; 7 and 8 - vertical plumage; 9 and 10 — planar elliptical flows located in the region of the ends of the wing consoles 1 and 2, respectively; 11 - pulling propeller; LH - influx length 10; 1n - half-span of influx 10; 1el - the span of the elevon 4; Osn - axis of symmetry of influx 10; 1 accommodate - distance from the axis of symmetry of the main influx 10 to the end part of the wing console 2; Oss - axis of symmetry of the aircraft; 1oc - the distance from the axis of symmetry of the OSN influx 10 to the axis of symmetry
  • Figure 1 shows a plan view (top) of the claimed invention. The locations of the longitudinal AA (along the axis of the Osc) and the transverse BB cross sections of the influx 10 are shown.
  • Figure 2 shows a longitudinal (along the axis Osn) section AA inflow 10 on an enlarged scale 2: 1 (rotated 90 °).
  • FIG. 3 shows a cross section BB of the influx 10 on an enlarged scale of 2: 1.
  • FIG. Shows a variant of the influx 12 of a triangular shape in plan. Other designations are the same as in FIG. 1.
  • Figure 5 shows a variant of the influx 13 of the Gothic shape in the plan. Other designations are the same as in FIG. 1.
  • Figure 6 shows a variant of the influx of 14 variable sweep when viewed in plan. Other designations are the same as in FIG. 1.
  • Figure 7 shows a variant of the influx 15 of the animated shape in the plan. Other designations are the same as in FIG. 1.
  • FIG. 1 On Fig shows a variant of the influx 16 of a rectangular shape in plan. Other designations are the same as in FIG. 1.
  • Figure 9 shows a variant of the location of the influx 17 of an elliptical shape in plan at the end of the wing console 2. Other designations are the same as in FIG. 1.
  • FIG. 10 shows a variant of the location of the elliptical influx 18 in plan view at the end of the wing console 2, which is half of the influx 17 shown in FIG. 9. Other designations are the same as in FIG. 1.
  • FIG. 11 schematically shows one of the possible embodiments of the claimed invention, in the variant of the wing of an unmanned aircraft of the aerodynamic scheme “flying wing”, where the numbers indicate: 19 and 20 - elliptical inward planes located in the region of the ends wing consoles 1 and 2, respectively (influx 19 is mirrored (relative to the axis of symmetry Oss of the airplane) with respect to influx 20); 21 — an elliptical inundation in plan, located on the wing console 1 between the inlet 19 and the axis of symmetry Oss of the aircraft; 22 - an elliptical inundation in plan, located on the wing console 2 between the influx 20 and the axis of symmetry of the Oss of the aircraft (the influx of 21 is mirrored (relative to the axis of symmetry of the Oss of the airplane) with respect to the influx of 22); Oskn - axis of symmetry of influx 20; Ossn -
  • the claimed invention in one possible embodiment, in the embodiment of a bearing aerodynamic surface (wing) of a pilotless aircraft of the flying wing aerodynamic scheme, is the following.
  • a direct sweep wing for example, for definiteness, with a sweep angle of four chords equal to 22 °
  • the wing consoles 1 and 2 have a negative geometric twist (for example, equal to -4 ° - taken for definiteness).
  • elevons 3 and 4 roll and pitch controls
  • front rudders of heights 5 and 6 are located, respectively.
  • the aircraft has a two-keel vertical plumage 7 and 8, located at the ends of the wing consoles 1 and 2, respectively, made in the form of end wings (as one of the possible options), on which the rudders are placed (directional controls - in FIG. 1 ⁇ 11 not shown).
  • On the console 2 of the wing is an influx of 10 elliptical in plan. In this case, the influx 10 is located closer to the end of the wing console 2 than to the root part of the wing (axis of symmetry Oss of the aircraft).
  • the distance of 1k from the axis of symmetry of the main wave 10 to the end part of the wing console 2 is less than the distance of 1 ° from the axis of symmetry of the main wave 10 to the axis Oss symmetry plane.
  • the influx 9 is symmetrical (with respect to the axis of symmetry Oss of the aircraft) with respect to the influx 10 (that is, the influx 9 is located at the same distance from the axis of symmetry Oss of the airplane as the influx 10).
  • the influxes 9 and 10 are the same in shape in plan and size.
  • the axis of symmetry The main axis of the influxes 9 and 10 are parallel (but may not be parallel) to the axis of symmetry of the Oss of the aircraft, and are located at a certain (identical, non-zero) distance from the axis of symmetry of the Oss of the airplane. Moreover, the influxes 9 and 10 (FIT.2-Z) have sharp leading edges (as one of the possible options for their execution, but may also have other edges, for example, rounded edges). In the longitudinal section (section AA, FIG. 2 — in the direction of the axis of symmetry Osn of the influx 10), the influx 10 (and the influx 9) has the shape of a wing profile (but may also have any other acceptable shape).
  • the angle of setting the influx 10 (and influx 9) is equal to (but may be different — larger or smaller) the angle of installation of the cross section of the wing profile at the location of the influx 10 (influx 9). That is, the angle between the influx chord 10 (and influx 9) and the wing profile chord at the location of the influx 10 (and influx 9) is zero (but may have any value - positive or negative).
  • angles of attack of influxes 10 and 9 are equal to the angles of attack of the sections of the wing profiles at the location of the influx 10 and 9 (the angles between the chords of the wing profiles at the place of installation of the influxes 10 and 9 and the velocity vector of the air flow incident on the wing).
  • the span of elevon 4 (and elevon 3) is 1 el.
  • the distance 1k from the axis of symmetry Osn of the influx 10 to the end part of the wing console 2 is about half (50%) of the span 1el of the elevon 4.
  • Half-span the influx of 10 (and the influx of 9) is 1n, and is -30% of 1k (the total amplitude of the influx is 2 x / n). That is, the relative span of influx ((2 x1n) / 1el) in the claimed invention is the same in magnitude as the relative span of the inflow of the known wings of small elongation with the front swept (or another, for example, elliptical) influx.
  • the length of the influx 10 (and influx 9) in the direction of flight is LH. Elongation of influx 10 (and influx 9) —that is, the LH / IH ratio is 5.7 (as in the elliptical influx known from [9]). There is no influx in the root of the wing.
  • the necessary thrust force for the flight is created by the pulling propeller 11 mounted in front of the wing, in the plane of symmetry of the aircraft, driven by an engine (for example, an electric motor is not shown in FIG. 1 ⁇ -3).
  • the influxes 10 and 9 protrude forward beyond the leading edge of the wing consoles 2 and 1, respectively, and are shaped like a tooth (canine).
  • the leading edge of the console 2 (and console 1) of the wing to the left and right of the influx 10 (from the influx 9) lie on one straight line (but may or may not lie on one straight line, or have different sweep angles, or another).
  • the claimed invention has no overflows in the root part of the wing, and at the end parts of the wing there are inflows 9 and 10.
  • the critical angles of attack of the end parts of the wing (at the location of the inflows 9 and 10) of the claimed invention are determined not by the critical angles of attack of the wing profiles installed in the end parts of the wing (at the location of the inflows 9 and 10), but vortices - my tows generated by the sharp leading edges of the influxes 9 and 10.
  • the ratio of the amplitude of the influx (2 x / n) 10 (and the influx of 9) to the amplitude / elevon 4 (and elevon 3) of the claimed invention is the same in magnitude , as with well-known aircraft with a small elongation wing with a front swept (or any other, for example, elliptical) influx, the claimed invention has the favorable effect of the above vortex bundles formed on the sharp leading edges of the influx 9 and 10, will extend to the full extent / elevons 3 and 4. Consequently, elevons 3 and 4 (roll and pitch controls) will remain effective up to large angles of attack (compared with the case if there were no influxes of 10 and 9 on the wing).
  • the influxes 9 and 10 affect the flow of the incoming air flow in the region of the end parts of the wing consoles 1 and 2 (at the installation site of the elevons 3 and 4), increasing the critical angles of attack (in absolute value) of the end parts of the consoles 1 and 2 of the wing to 30 ° or more (as for wings of small elongation with front swept influxes, known from [7], and [9]).
  • Sagging 9 and 10 are located closer to the end parts of the consoles 1 and
  • the influxes 9 and 10 will not affect the flow of incoming air flow in the region of the root part of the wing (in the region of the axis of symmetry of the Oss plane), and therefore will not increase the critical angle attacks of the root part of the wing, that is, the influxes 9 and 10 are located at such a distance from the root part of the wing (from the axis of symmetry Oss of the aircraft) that they cannot influence the flow around the root part of the wing.
  • the critical angles of attack of the wing root part are determined by the critical angles of attack of the wing profiles installed in the root part of the wing, which are smaller (equal to ⁇ 20 °, for example, as in - known from [8] Tu-154M aircraft), in comparison with the critical angles of attack of the end parts of the wing consoles 1 and 2 (where the elevons are located
  • the breakdown of the air flow incident on the wing of the claimed invention will first occur in the root part of the wing, which will lead to a decrease in the amount of lift created by the root part of the wing.
  • This will cause the center of pressure of the wing to move backward (since the magnitude of the lift created by the root of the wing decreases, and the magnitude of the lift created by the end parts of the wing does not decrease (even increases)), and, therefore, the moment of diving appears on the wing.
  • the angle of attack of the wing will decrease and the continuous flow around it will be restored on it (in the root part of the wing).
  • the end parts of the wing consoles 1 and 2 have large (in absolute value) critical angles of attack (greater than about 10 ° or more) than the root part of the wing. And taking into account, as indicated above, the negative geometric twist of the wing consoles 1 and 2, equal to -4 °, the critical angles of attack of the end parts of the wing consoles 1 and 2 will be larger (in absolute value) by 14 ° or more, by compared with critical angles of attack of the root of the wing.
  • the margin of angle of attack at the end parts of the wing consoles 1 and 2 is greater (in absolute value), compared with the angle of attack of the wing in takeoff and landing modes, which is absolutely guarantees against flow stall at the ends of the wing consoles 1 and 2.
  • the disruption of the air flow on the wing at the end parts of the wing consoles 1 and 2 is completely impossible. And, therefore, the claimed invention does not have uncontrolled adjustable flight modes (at any flight mode, elevons 3 and 4 retain their effectiveness).
  • this is achieved in the flying wing aerodynamic design.
  • the carrying capacity of the wing is increased, since it does not need to use low-bearing wing profiles in the root part of the wing (for known aircraft this is used to ensure the initial stall of the flow in the root part of the wing).
  • the root and end parts of the wing can be installed any acceptable profiles, including highly bearing.
  • the critical angles of attack of only the end parts of the wing consoles are increased, and the critical angles of attack of the root part of the wing are not increased, which allows to radically increase the flight safety of the claimed invention, in comparison with the known technical solutions.
  • flight safety is radically improved only due to the corresponding wing layout, which is more reliable and cheaper than the hypothetical case when the aircraft’s inability to reach critical angles of attack is provided by the aircraft control system (which has less reliability and greater cost compared to the layout of the wing).
  • the claimed invention during the flight is controlled: by pitch - by differential (in different directions) deflection of elevons 3 and 4, on the one hand, and front rudders of heights 5 and 6, on the other hand (but it is possible that the elevons 3 and 4 do not participate in pitch control, but are used only as ailerons - only for roll control); roll - by means of differential (in different directions) deviations of elevons 3 and 4; at the heading - by deflecting the rudders (not shown in FIG. 1) located on the vertical tail 7 and 8 located at the ends of the wing consoles 1 and 2.
  • An embodiment of the claimed invention is possible when it does not have front rudders of heights 5 and 6, while the pitch control is carried out by deflecting (one way) the elevons 3 and 4, and the roll - by means of differential (in different directions) off - phenomena of elevons 3 and 4.
  • Sags 9 and 10 in the claimed invention are used as anti-flatter weights, which increases the critical speed of the flutter.
  • various equipment for example, antennas, can be placed in the influxes (not exceeding their dimensions).
  • Sagging in the claimed invention can be performed either separately from other parts of the aircraft (as discussed above and shown in 25
  • FIG. K11 in conjunction with other details.
  • a fairing a design with smooth contours ([1], p. 389)
  • any acceptable shape in the form of a body of revolution
  • another which is either a compartment with aggregates or equipment (for example, a compartment with an antenna), or a fuel tank (like some well-known aircraft, fuel tanks are mounted at the ends of the wing consoles in the form of radomes shaped as bodies of revolution ), or another.
  • the above influx adjoins the fairing (as in the case of well-known aircraft with a small elongation wing, the front root influx of the wing adjoins the fuselage nose body on the left and right), with IDV b PL dh / mac .
  • the claimed invention may have inflows of any acceptable shape in plan (when viewed from above): triangular 12 (FIG. 4); Gothic 13 (FIG. 5); variable sweep 14 (FIG. 6); animated 15 (FIG.7); rectangular 16 (FIG. 8); and other.
  • FIGS. 4- ⁇ 8 show the influxes on the left wing console 2 — on the right wing console 1 there are exactly the same influxes (in shape, size, and at the same distance from the axis of symmetry of the Oss plane).
  • An embodiment of the claimed invention is possible when it has an influx 17 (FIG. 9) located at the end of the wing console 2 (at the end of the wing console 1 there is exactly the same influx (in shape and size, and at the same distance from the axis of symmetry Oss aircraft)).
  • An embodiment of the claimed invention is possible when it has an influx 18 (FIG. 10) located at the end of the wing console 2 (at the end of the wing console 1 there is exactly the same influx (in shape and size, and at the same distance from the axis of symmetry Oss aircraft)). At the same time, the influx 18 is part (half) of the influx 17 shown in FIG. 9.
  • a possible embodiment of the claimed invention (FIG. 1 1) differs from that shown in FIGS. 1- ⁇ 3 in that it has two influxes on each of the wing consoles. On the left wing console 2, two influxes are located. 20 and 22.
  • the influxes 20 and 22 are elliptical in shape and have equal (but may have not equal) length in the direction of flight and equal (but may not have equal) span, and, consequently, equal elongation.
  • both influxes 20 and 22 are located closer to the end part of the wing console 2 than to the root part of the wing (to the axis of symmetry of the aircraft Oss).
  • the distance of 1 kk from the axis of symmetry of the Oskn of the influx 20 to the end part of the wing console 2 is less than the distance of 1 kk from the axis of symmetry of the Oskn of the influx 20 to the axis of symmetry Oss of the aircraft.
  • the distance 1sk from the axis of symmetry Ossn of the influx 22 to the end part of the wing console 2 is less than the distance lcoc from the axis of symmetry Ossn of the influx 22 to the axis of symmetry Oss of the aircraft.
  • the influx 19 is symmetrical (relative to the axis of symmetry Oss of the aircraft) with respect to the influx 20, and the influx 21 is symmetrical (relative to the axis of symmetry Oss of the aircraft) with respect to the influx 22.
  • any flight mode of the claimed invention when the claimed invention reaches large angles of attack (close to critical angles of attack for the profiles installed in the root part of the wing), influxes 19, 20, 21 and 22, by virtue of their location, will have an effect on the flow of the incoming air flow in the region of the end parts of the wing consoles 1 and 2 (including at the installation site of elevons 3 and 4) by increasing the critical angles of attack of the end parts of the wing consoles 1 and 2, they will not affect the flow of the incoming air flow in the region of the root part of the wing (in the region of the Oss axis of symmetry of the aircraft), and therefore they will not increase the critical angle of attack of the root of the wing.
  • the disruption of the air flow incident on the wing will occur initially in the root part of the wing, which will lead to a decrease in the amount of lift created by the root part of the wing .
  • This will cause the center of pressure of the wing to move backward (since the magnitude of the lift generated by the root of the wing decreases, and the magnitude of the lift created by the end parts of the wing does not decrease (even increase)), and therefore a dive moment appears on the wing.
  • the angle of attack of the wing will decrease and the continuous flow around it will be restored on it (in the root part of the wing).
  • the claimed invention does not have uncontrolled flight modes, which radically increases its flight safety.
  • An embodiment of the claimed invention is possible, which differs from that shown in FIG. 1 1 in that it has additional bursts (more than two on each wing console) along the span of the wing consoles located at some distance from each other (the distance between the axes of symmetry of the influx larger than the inflow width).
  • leading edges of the influx can be either sharp (as in the above cases shown in FIGS. 1- ⁇ 11), or any other acceptable shape, for example, rounded.
  • the angle of installation of the influxes (the angle between the chord of the influx and the chord of the wing profile at the place of installation of the influx) may be equal to the angle of installation of the profiles of the wing at the place of installation of the influx (as in the above cases shown in FIGS. 1- ⁇ 11), or may be different - larger or smaller in magnitude. Consequently, the angles of attack of the influxes and the angles of attack of the cross sections of the wing profiles at the place of installation of the influxes can be either equal to each other or not equal (more or less).
  • the axis of symmetry of the influxes Osn, Oskn and Ossn can have any acceptable position relative to each other and relative to the axis of symmetry of the Oss of the aircraft: be parallel to the axis of symmetry of the Oss of the aircraft (as in the above cases shown on make any acceptable angle with the axis of symmetry of the Oss of the aircraft; and other.
  • FIGS. 1- ⁇ 9 and 11 show the variations of the influx when the influx is symmetrical when viewed in plan view (when viewed from above).
  • the influxes are not symmetrical (relative to the axis of symmetry of the Osn of the influx) shape when viewed in plan.
  • the left part of the influx may have an elliptical shape
  • the right part may have a lively (triangular, or any other) shape.
  • the claimed invention can have inflows of any acceptable relative length (the ratio of the influx length LH (in the direction of flight) to the half-span of the influx 1H is the ratio LH / IH) and shape (in cross and longitudinal sections).
  • the influx can have any acceptable specific value of the length LH And half-span 1N.
  • the invention can be used as a bearing aerodynamic surface of any suitable type: an airplane wing having two arms (left and right), as discussed above and shown in FIG. eleven; horizontal plumage having either two consoles (left and right) or one console (in the case of an aircraft with a two-beam scheme); vertical plumage having either one console (for example, attached on top to the rear of the fuselage) or two consoles (if it is two-keel, located at the ends of the horizontal tail). That is, the claimed bearing surface may have either one console or two consoles.
  • the claimed invention can have more than two consoles, for example, in the variant of a biplane bearing surface, while the sagging can be on all consoles, and only part of them, for example, on two consoles there are sagging, and on two consoles there are no sagging .
  • the flow is interrupted by the PGO when it is executed as the front horizontal tail (PGO) in airplanes of the aerodynamic configuration "duck", the flow is interrupted by the PGO (upon reaching the critical angle of attack at its root part) will occur only in the root part of the PGO (where there are no inflows). There will be no flow interruption in the end parts of the PGO (since, due to the presence of inflations on the end parts of the PGO, the critical angles of attack of the end parts of the PGO will be 10-I5 0 greater than that of the root part of the PGO). Thus, in the claimed invention, the flow stall will occur only on the part of the PGO (and not on the whole of the PGO - as with the well-known duck-type aerodynamic aircraft).
  • the magnitude of the lifting force created by the root part of the PGO (due to flow stall) will decrease, and the magnitude of the lifting force created by the end parts of the PGO (where there is no stall) will continue to increase.
  • the total lifting force of the entire PGO will either decrease by a smaller amount compared to the known duck-type aerodynamic aircraft, or it will remain constant, or it will increase by a certain amount, depending on what part of the VGO area is affected by vortex bundles from the above influxes.
  • the nose of the aircraft of the claimed invention will descend more slowly and smoothly, in comparison with the known duck-type aerodynamic airplanes, which increases the flight safety of the claimed invention.
  • the invention as a supporting aerodynamic surface can be used in any suitable aerodynamic s 1
  • the inventive bearing surface can be performed according to any scheme: high-wing: mid-wing: low-wing; parasol; and other.
  • the claimed bearing surface may have any acceptable shape in plan: not swept (for example, straight or trapezoidal); swept (direct sweep - as in the above cases shown in FIGS. 1- ⁇ 11, or reverse sweep); variable sweep; moving; triangular; and other.
  • the influxes installed at the ends of the wing consoles will increase the critical angles of attack of the end parts of the wing consoles (where the roll controls are ailerons), as well as in the above (and shown in FIGS. 1-P 1) variants, which radically increases the flight safety of an aircraft with a direct (or trapezoidal) wing.
  • the inventive bearing surface may have any acceptable elongation; large (as discussed above and shown in FIG.1-I 1); small; moderate and etc.
  • the claimed invention can be used on any aircraft aircraft: on an airplane; on a glider: on a cruise missile: and more.
  • the claimed invention can be used on any rotorcraft with a wing: in a helicopter with a wing; on a rotorcraft; on a convertiplane; and other.
  • the invention can be used on any aerostatic aircraft (for example, an airship) having a wing
  • the claimed bearing surface at the location of the influx, may either have aerodynamic controls (for example, elevons 3 and 4 - as shown in FIGS. 1 -41), or not have such bodies (for example, the bearing surface consoles are made completely rotatable).
  • aerodynamic controls for example, elevons 3 and 4 - as shown in FIGS. 1 -41
  • the bearing surface consoles are made completely rotatable.
  • the critical angles of attack of the claimed bearing surface, at the site of the influx installation increase regardless of whether there are controls (elevons or ailerons) in this place, or they are not there.
  • the claimed invention may have one (or more than one) propulsion device of any suitable type: propeller (as shown in FIGS. 1 and 11); jet engine (air-jet engine; liquid rocket engine; and more); and other.
  • the sag in the claimed invention shown in FIGS. 14 and 1 1 can be located at any acceptable distance from the end parts of the wing consoles, provided that they are located closer to the end parts of the wing consoles than to the root part of the wing.
  • the claimed invention can be used on an aircraft of any dimension, both manned and unmanned.
  • the claimed invention can also be used in other areas of technology involving the use of aerodynamic lifting force, for example, to the field of wind energy, and more.
  • the invention can be used as an aerodynamic bearing surface, in particular, as a wing, on any type of aircraft having a wing: an airplane; helicopter with a wing; airship with wing; and other.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

Заявляемое изобретение имеет отношение к областям техники, предусматривающих использование аэродинамической подъемной силы. В варианте несущей аэродинамической поверхности, в частности, в варианте крыла самолета, в одном из возможных вариантов своего исполнения, заявляемое изобретение имеет две одинаковые консоли крыла прямой стреловидности большого удлинения. Каждая из вышеуказанных консолей крыла имеется по одному одинаковому наплыву, выступающему вперед от передней кромки консоли. Вышеуказанные наплывы, в одном из возможных вариантов исполнения, имеют эллиптическую форму в плане и острые передние кромками. При этом, вышеуказанные наплывы расположены, или на конце каждой из вышеуказанных консолей крыла, или на некотором расстоянии от концевой части каждой из консолей крыла, причем, ближе к концевой части каждой из консолей крыла, чем к корневой части каждой из консолей крыла. Вышеуказанные наплывы расположения в месте установки на крыле органов управления по крену, в частности, элеронов.

Description

О П И С А Н И Е И З О Б Р Е Т Е Н И Я
Несущая поверхность
Область техники
Заявляемое изобретение относится к областям техники, предусматривающих использование аэродинамической подъёмной силы, и касается, в частности, несущих поверхностей (НП), используемых на летательных аппаратах (ЛА) в качестве крыльев.
Под НП здесь понимается“часть ЛА, предназначенная для создания подъёмной или управляющих сил аэродинамической природы” (Авиация. Энциклопедия. Под редакцией Свищева Г.П. Москва: Большая Российская Энциклопедия. 1994, с.337, [1]).
Предшествующий уровень техники
На многих известных современных самолетах используются крылья прямой стреловидности (КПС) большого удлинения, обладающие рядом преимуществ перед нестреловидными крыльями и крыльями малого удлинения. В частности, КПС большого удлинения обеспечивают достижение более высоких (по абсолютной величине) значений аэродинамического качества (по сравнению с крыльями малого удлинения) и более высоких скоростей полёта самолета (по сравнению с нестреловидными крыльями).
Однако, КПС большого удлинения обладают и некоторыми недостатками. Из-за пространственной картины обтекания у КПС большого удлинения пограничный слой перетекает по направлению от корневой части крыла к концевым частям крыла, что на больших углах атаки крыла приводит к срыву потока в концевых частях крыла раньше, чем в корневой части крыла. При этом, если срыв потока на одном конце крыла разовьётся больше, чем на другом конце крыла (происходит асимметричный срыв потока), то самолёт начнёт крениться - происходит сваливание самолета на крыло. Самолёт, находящийся в сваливании на крыло, может перейти в штопор. Штопор является одним из самых сложных манёвров, который может привести к катастрофическим последствиям. Вывод самолета из сваливания на крыло заключается в уменьшении угла атаки крыла до меньше критиче- ского угла атаки, что восстанавливает безотрывное обтекание крыла.
Программы летных испытаний пассажирских самолётов не включают проверки их штопорных характеристик, так как при штопоре возникают такие нагрузки на силовые элементы конструкции самолета, которые могут привести к разрушению самолета.
По сообщениям зарубежной печати, военно-воздушные силы Соеди- ненных Штатов Америки за период с 1966 по 1970 годы из-за сваливания на крыло и попадания в штопор потеряли 226 самолетов общей стоимостью 367 миллионов долларов (Рогонов А.М., Бехтир В.П., Копысов В.Х. Штопор самолета. Ульяновск: Ульяновское Высшее Авиационное Училище Гражданской Авиации, 2004, с.З, [2]).
По мировой статистике летных происшествий, свыше пятидесяти процентов аварий и катастроф самолетов происходит из-за сваливания на крыло и последующего попадания в штопор (Микеладзе В. Г. Авиация общего назначения. Руководство для конструкторов. Москва: Централь- ный аэрогидродинамический институт, 2001, с.213, [3]). Причем, это касается как военных самолетов, так и пассажирских са- молетов, и относится не только к далекому прошлому, но и настоящему времени. До сих пор самолеты, в том числе пассажирские, терпят ката- строфы из-за сваливания на крыло и последующего попадания в штопор.
Например, причинами недавних катастроф, российского пассажирско- го самолета Ту-154М 22 августа 2006 года под городом Донецком (в катастрофе погибли все находившиеся на борту 160 пассажиров и 10 членов экипажа) (Сайт в интернете https://ru.wikipedia.org/wiki/ Катастрофа Ту- 154_под_Донецком, [4]), пассажирского самолета Boeing 757-225 6 февраля 1996 года под Пуэрто-Плата (в катастрофе погибли все находившиеся на борту 176 пассажиров и 13 членов экипажа) (Сайт в интернете Ьйрз^/ги кфебш.о Лу&ЬТСатастрофа _ Boeing 757 под Пуэрто-Плата, [5]), пассажирского самолета Airbus А330-203 1 июня 2009 года над Атлантическим океаном (в катастрофе погибли все находившиеся на борту 216 пассажиров и 12 членов экипажа) (Сайт в интернете 11Цр8://ги^1кфе т.о^Лу1к1/Катастрофа_А330 в_Атлантике, [6]), были сваливание самолета на крыло с последующим попаданием в штопор.
Как видно из вышеизложенного, экономический ущерб от сваливания самолета на крыло и дальнейшего его попадания в штопор огромен. И при этом гибнут люди.
В настоящее время исследования (причем, очень дорогостоящие) характеристик штопора самолетов заключаются в проведении комплексных программ теоретических, стендовых, аэродинамических наземных и летных испытаний самолетов. Одако опыт показывает, что, несмотря на интенсивные поиски средств предотвращения штопора, пока еще не удалось создать самолет, ни при каках обстаятельствах не попадающий в штопор. При определенных обстаятельствах любой известный самолет может попасть в штопор.
Решение проблемы сваливания на крыло и штопора особенно важны для самолетов авиации общего назначения, административных (бизнес- джетов) и учебно-тренировочных, которые могут эксплуатироваться сравнительно слабо подготовленными пилотами.
Срыв потока на крыле на малой высоте является причиной 80% всех аварий и катастроф среди пилотов-любителей.
Срыв потока на концах КПС большого удлинения приводит:
- к потере поперечной устойчивости и поперечной управляемости самолета, так как элероны (органы поперечного управления самолетом), расположенные в концевых частях крыла, оказываются в зоне срыва потока и теряют свою эффективность;
- к появлению кабрирующего момента, так как центр давления на крыле смещается вперед (при срыве потока в концевых частях крыла подъемная сила концов крыла (которые расположены сзади центра масс самолета) уменьшается, в то время как центральная (корневая) часть крыла продолжает эффективно создавать подъёмную силу), что влияет на продольную статическую устойчивость самолета. Смещение центра давления на крыле вперед приводит к дальнейшему увеличению угла атаки крыла, что может привести к катастрофическим последствиям.
Особенно опасен срыв потока в концевых частях КПС большого удлинения у аэродинамических схем «бесхвостка» и «летающее крыло», так как у этих аэродинамических схем при срыве потока в концевых частях крыла нет возможности вернуть ДА на меньшие углы атаки (и восстановить, тем самым, безотрывное обтекание крыла), что может привести к катастрофическим последствиям. У аэродинамических схем «нормальная» и «утка» существует вероятность того, что при срыве потока на концевых частях крыла эффективность горизонтального оперения сохранится, а, следовательно, есть возможность уменьшить углы атаки крыла и восстановить безотрывное обтекание крыла.
Известны следующие способы уменьшения опасности срыва потока в концевых частях КПС большого удлинения (способы увеличения критического угла атаки концевых частей КПС большого удлинения):
- установка на верхней поверхности крыла аэродинамических перегородок (металлических пластин), вытянутых от передней кромки крыла к задней кромке крыла, плоскость которых параллельна плоскости симметрии самолета (аэродинамические перегородки не позволяют пограничному слою смещаться от корневой части крыла к концевым частям крыла);
- образование на верхней поверхности крыла своеобразной вихревой перегородки, выполняющей на больших углах атаки крыла роль аэродинамической перегородки (генератором этой вихревой перегородки может быть, например, так называемый «зуб» - это когда передняя кромка КПС большого удлинения выполнена ступенчатой, например, как у известного советского пассажирского самолета Ил-62);
- аэродинамическая крутка крыла - установка профилей с большими критическими углами атаки на концевых частях крыла, по сравнению с профилями в корневой части крыла (обеспечивает начало срыва потока у корневой части крыла, а не на концевых частях крыла);
отрицательная геометрическая крутка крыла, уменьшающая установочный угол профилей крыла от корневой части крыла к концевым частям крыла (обеспечивает начало срыва потока у корневой части крыла, а не на концевых частях крыла);
- провоцирование срыва потока вначале в корневой части крыла путем использования профилей в корневой части крыла с маленьким радиусом закругления передней кромки, что способствует срыву потока на меньших углах атаки, чем у профилей на концевых частях крыла.
Однако, все вышеперечисленные способы позволяют иметь критические углы атаки профилей в концевых частях КПС большого удлинения всего лишь на несколько градусов (на 2^4°) больше, чем у профилей в корневой части КПС большого удлинения. Это не обеспечивает достаточного запаса по величине критического углу атаки для концевых частей крыла, и не дает достаточной гарантии от сваливания самолета на крыло и его последующего попадания в штопор. При этом, все вышеуказанные способы увеличения критического угла атаки профилей концевых частей КПС большого удлинения снижают несущие свойства крыла (по сравнению с его теоретически возможным значением). Это вынуждает, для получения конкретной величины подъемной силы КПС большого удлинения, увеличивать площадь крыла, что увеличивает величину аэродинамического сопротивления крыла и уменьшает величину аэродинамического качества крыла и самолета в целом.
В настоящее время из всех вышеперечисленных способов увеличения критического угла атаки концевых частей КПС большого удлинения широко используется аэродинамическая крутка крыла и отрицательная геометрическая крутка крыла.
Здесь следует отметь, что первоначальный срыв потока на концевых частях крыла имеют не только КПС большого удлинения, но и трапеци- евидные крылья большого удлинения (крылья, имеющие стреловидную переднюю кромку, но не имеющие стреловидности по четвертям хорд).
На многих известных современных самолетах широко используются крылья сложной формы в плане (при виде сверху), представляющие собой комбинацию исходного крыла малого удлинения и вытянутого вперед наплыва с очень малым удлинением (причем, плоскость симметрии наплыва лежит в плоскости симметрии самолета). При этом, формы в плане исходного крыла и наплыва могут быть разными. Например, исходное крыло может иметь трапециевидную, стреловидную, треугольную формы, а наплыв может быть треугольным, готическим, прямоугольным и др. (Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов. Под редакцией Бюшгенса Г.С. Москва: Физматлит, 1998, с.189, [7]). При этом, передняя кромка наплыва должна быть острой.
На больших углах атаки крыла на острых передних кромках наплывов крыла образуются вихревые жгуты ([7], с.200). Это увеличивает несущие свойства (подъемную силу) крыла и увеличивает критический угол атаки крыла до 30° и более. При этом, размах наплыва составляет примерно -30% от размаха исходного крыла - в этом случае воздействие вихревых жгутов, образованных на острых передних кромках наплывов крыла, распространяется на все исходное крыло ([7], с.201, рис.4.2.7).
Применение передних наплывов крыла позволяет повысить эффективность элеронов и закрылков на больших углах атаки ([7], с214).
Для сравнения, у известного советского пассажирского самолета Ту-154М с КПС большого удлинения с углом стреловидности 35° критический угол атаки крыла равен 21 ° (Бехтир В.П., Ржевских В.М., Ципенко В.Г. Практическая аэродинамика самолета Ту-154М. Москва: Воздушный транспорт, 1997, с.13, с.19, рис.1.5а, [8]).
Таким образом, использование на крыле малого удлинения передних наплывов с острыми передними кромками позволяет увеличить критический угол атаки крыла (по абсолютной величине) почти на 10° и 8
более (по сравнению с критическим углом атаки у КПС большого удлинения).
Из результатов экспериментальных исследований следует, что в обла- сти околокритических и закритических углов атаки крылья с эллиптиче- скими наплывами имеют более высокие несущие свойства (подъемную силу) и большие критические углы атаки (до 35°), по сравнению с кры- льями с треугольными и готическими наплывами (Артамонова Л.Г., Радциг А.Н., Семенников Н.В., Яковлевский О.В. Особенности аэроди- намических характеристик крыльев с эллиптическим наплы- вом//Научный вестник Московского Государственного Технического Университета Гражданской Авиации, Серия: Аэромеханика и прочность, JVe 97, 2006, рис.2, [9]).
У КПС большого удлинения с малонесущим центропланом срыв пото- ка вначале происходит на центроплане, что обеспечивает продольную статическую устойчивость крыла в широком диапазоне углов атаки (Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов. Под ре- дакцией Бюшгенса Г.С. Москва: Центральный аэрогидродинамический институт, 1995, с.67, [10])
Исследования показали, что аэродинамическое качество КПС болыно- го удлинения с отрицательной геометрической круткой больше аэроди- намического качества плоского крыла. Оптимальным законом отрица- тельной геометрической крутки крыла является линейный закон, а оп- тимальным значением угла отрицательной геометрической крутки кон- цевого сечения крыла является угол -4° ([10], с.89).
Таким образом, широко используемая у известных современных само- летов с КПС большого удлинения отрицательная геометрическая крутка крыла (около -4°) приводит к увеличению аэродинамического качества крыла. Однако, при этом она позволяет иметь критические углы атаки концевых частей КПС большого удлинения всего лишь на несколько градусов (на 2 4°) больше, чем у корневых частей крыла, что не дает до- статочной гарантии от сваливания самолета на крыло и дальнейшего его перехода в штопор. Широко используемая у известных современных са- молетов с КПС большого удлинения аэродинамическая крутка крыла (использование малонесущего центроплана крыла - что диктуется необ- ходимостью возникновения первоначального срыва потока на центро- плане крыла) снижает аэродинамическое качество крыла (по сравнению с его теоретически возможным значением - когда центроплан крыла имел бы большую несущую способность). Это вынуждает, для получе- ния конкретной величины подъемной силы КПС большого удлинения, увеличивать площадь крыла, что увеличивает величину аэродинамиче- ского сопротивления крыла и уменьшает величину аэродинамического качества крыла и самолета в целом.
С другой стороны, как об этом указано выше, использование на стре- ловидном крыле малого удлинения передних стреловидных наплывов с острыми передними кромками позволяет увеличить критический угол атаки (по абсолютной величине) всего крыла на дозвуковых скоростях полета почти на 10° и более (по сравнению с критическим углом атаки у КПС большого удлинения). Однако, стреловидное крыло малого удлинения на дозвуковых скоростях полета имеет меньшее (по абсолют- ной величине) аэродинамическое качество, чем аэродинамическое качество КПС большого удлинения. Кроме того, после достижения на стреловидном крыле малого удлинения критического угла атаки, срыв потока происходит вначале на концевой части крыла (так же, как и у КПС большого удлинения), что приводит к сваливанию самолета на крыло и в дальнейшем переходу его в штопор. Таким образом, с точки зрения безопасности полета (в принципиальном отношении), стреловид- ное крыло малого удлинения с передним стреловидным наплывом ана- логично КПС большого удлинения.
Из патента Франции N°2639902 ([1 1]) известна лопасть вертолета (несущая поверхность большого удлинения), которая имеет несколько запилов по передней кромке вдоль размаха лопасти, что увеличивает критический угол атаки (по абсолютной величине) всей лопасти на некоторую величину. Однако, после достижения на лопа- сти критического угла атаки, срыв потока происходит вначале на конце- вой части лопасти (так же, как и у обычной лопасти без запилов) Таким образом, с точки зрения безопасности полета (в принципиальном отно- шении), такая лопасть аналогична обычной лопасти без запилов.
Из заявки США N°2016122006 ([12]) известно трапециевидное кры- ло большого удлинения, у которого несколько турбулизаторов в виде треугольных выступов впереди передней кромки крыла расположены вдоль размаха консолей крыла, что увеличивает критический угол атаки (по абсолютной величина) всего крыла на некоторую величину. Однако, после достижения на таком крыле критического угла атаки, срыв потока происходит вначале на концевой части крыла (так же, как и у обычного крыла большого удлинения без вышеуказанных турбулиза- торов), что приводит к сваливанию самолета на крыло и в дальнейшем переходу его в штопор. Таким образом, с точки зрения безопасности по- лета (в принципиальном отношении), такое крыло с турбулизаторами аналогично обычному крылу большого удлинения без вышеуказанных турбулизаторов .
Технические решения, известные из [1 1] и [12], не позволяют га- рантировать отсутствие срыва потока на концах несущей поверхно- сти, а, следовательно, не позволяют повысить безопасность полета. Выше в [7] был указан способ увеличения критического угла атаки всей несущей поверхности (крыла малого удлинения) на некоторую величину посредством установки корневого стреловидного наплыва с передней стороны крыла.
Технические решения, известные из [11] и [12], позволяют увели- чить на некоторую величину критический угол атаки (по абсолютной величине) всей несущей поверхности большого удлинения.
Однако, во всех технических решениях, указанных в [7], [1 1] и [12], после достижения несущей поверхностью критического угла атаки, срыв потока будет вначале происходить на концевых частях несущей поверхности (как и у обычного КПС большого удлинения). Это приведет к сваливанию на крыло, которое в дальнейшем может привести к штопору, что может привести к катастрофическим по- следствиям.
Из патента РФ N°2040435 ([13]) известен самолет, имеющий крыло большого удлинения и готические наплывы, идущие от носовой части фюзеляжа к передней кромке дисковидного центроплана крыла. Такие наплывы увеличивают критический угол атаки корневой части крыла, но не способны повлиять на течение набегающего потока воздуха на концевой части крыла (из-за малого относительного размаха наплыва), а, следовательно, не способны увеличить критический угол атаки концевых частей крыла, по сравнению с корневой частью крыла. Такие наплывы увеличивают критический угол атаки корневой части крыла, по отношению к кон- цевым частям крыла, что ухудшает безопасность полета самолета. Наиболее близким к заявляемому изобретению является любое КПС большого удлинения, использующее любое из вышеуказанных способов увеличения критического угла атаки концевых частей крыла, по сравне- нию с критическим углом атаки корневой части крыла.
Раскрытие изобретения
Задачей заявляемого изобретения является увеличение критического угла атаки концевых частей КПС большого удлинения по сравнению с критическим углом атаки корневой части КПС большого удлинения (по сравнению с известными техническими решениями), без уменьшения несущих свойств (подъемной силы) крыла. Тоесть, задачей заявляемого изобретения является радикальное повышение безопасности полета са- молета и увеличение аэродинамического качества КПС большого удли- нения и самолета в целом.
Очевидно, если такая задача может быть решена, то это“неочевидное” решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техни- ки, поскольку у прототипа, и у других известных аналогов, она не реше- на.
Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, в варианте крыла самолета, имеет с прототипом общий существенный признак: несущая поверхность, например крыло, имеет, две консоли.
Отличительными от прототипа существенными признаками являются: каждая из вышеуказанных консолей имеет, по меньшей мере, один наплыв, выступающий вперед от передней кромки консоли, вышеуказанные наплывы расположены, или на конце каждой из вышеуказанных консолей, или на некотором расстоянии от концевой части каждой из вышеуказанных консолей, при этом, ближе к концевой части каждой из вышеуказанных консолей, чем к корневой части каждой из вышеуказанных консолей.
Во время полета заявляемого изобретения на больших углах атаки острые передние кромки вышеуказанных наплывов начинают генерировать вихревые жгуты, которые способствуют увеличению критических углов атаки концевых частей крыла (где расположены органы поперечного (по крену) управления - элероны), по сравнению с критическим углом атаки корневой части крыла (так как в корневой части крыла наплывов нет, а установленные на концах крыла наплывы влияют на течение набегающего потока воздуха только в районе конце- вых частей несущей поверхности (а, следовательно, увеличивают критические углы атаки концевых частей несущей поверхности) и не влияют на течение набегающего потока воздуха в районе корневой части несущей поверхности (а. следовательно, не способствуют увеличению критического угла атаки корневой части несущей поверхности)).
Следовательно, у заявляемого изобретения срыв потока вначале будет происходить в корневой части крыла. Это приведет к созданию момента на пикирование (так как центр давления на крыле переместится назад), что приведет к уменьшению угла атаки крыла, и к восстановлению безотрывного обтекания корневой части крыла.
При этом, в заявляемом изобретении критические углы атаки концевых частей крыла могут быль больше на 10° и более, по сравнению с критическим углом атаки корневой части крыла. Это абсолютно гарантирует невозможность у заявляемого изобретения начала срыва потока в концевых частях крыла.
Поэтому, на всех возможных режимах полета у заявляемого изобретения элероны (органы управления по крену), расположенные в месте расположения вышеуказанных наплывов, не будут терять своей эффективности. Тоесть, заявляемое изобретение не имеет неуправляе- мых режимов полета. Следовательно, заявляемое изобретение никогда не попадет в режим сваливания на крыло, а, следовательно, и не попадет в штопор, что радикально повышает безопасность полета самолета.
Здесь следует отметить, что в заявляемом изобретении критические углы атаки концевых частей крыла увеличиваются вне зависимости от того, есть ли в этом месте органы управления по крену (например, эле- роны) или их нет (органов управления по крену в этом месте крыла мо- жет и не быть).
В заявляемом изобретении нет необходимости иметь малонесущую центральную (корневую) часть крыла, что повышает аэродинамическое качество крыла и самолета в целом.
Как указано выше в [2], [3], [4] [&], экономический ущерб от свали- вания самолета на крыло и дальнейшего его попадания в штопор огро- мен - сотни миллионов долларов (а, возможно - миллиарды долларов). И при этом гибнут люди.
Поэтому, если бы удалось найти такое техническое решение, которое сделает невозможным попадание самолета в штопор, то это дало бы огромный экономический эффект, и позволило бы сохранить многие че- ловеческие жизни.
Таким техническим решением является заявляемое изобретение. Краткое описание фигур чертежей
На ФИГ.1 -КЗ схематично показан один из возможных вариантов ис- полнения заявляемого изобретения, в варианте крыла беспилотного са- молета аэродинамической схемы «летающее крыло», где цифрами обо- значено: 1 и 2 - правая и левая консоли крыла, соответственно; 3 и 4 - элевоны; 5 и 6 - рули высоты; 7 и 8 - вертикальное оперение; 9 и 10 - наплывы эллиптической формы в плане, расположенные в районе кон- цов консолей 1 и 2 крыла, соответственно; 11 - тянущий воздушный винта; LH - длина наплыва 10; 1н - полуразмах наплыва 10; 1эл - размах элевона 4; Осн - ось симметрии наплыва 10; 1к - расстояние от оси сим- метрии Осн наплыва 10 до концевой части консоли 2 крыла; Осс - ось симметрии самолета; 1ос - расстояние от оси симметрии Осн наплыва 10 до оси симметрии Осс самолета. Стрелкой с надписью Н.П. обозначено направление полета.
На ФИГ.1 показан вид в плане (сверху) заявляемого изобретения. По- казаны места продольного А-А (вдоль оси Осн) и поперечного Б-Б сече- ний наплыва 10.
На ФИГ.2 показано продольное (вдоль оси Осн) сечение А-А наплыва 10 в увеличенном масштабе 2: 1 (в повернутом на 90° виде).
На ФИГ.З показано поперечное сечение Б-Б наплыва 10 в увеличенном масштабе 2: 1.
На ФИГА показан вариант наплыва 12 треугольной формы в плане. Другие обозначения те же, что и на ФИГ.1.
На ФИГ.5 показан вариант наплыва 13 готической формы в плане. Другие обозначения те же, что и на ФИГ.1.
На ФИГ.6 показан вариант наплыва 14 переменной стреловидности при виде в плане. Другие обозначения те же, что и на ФИГ.1. На ФИГ.7 показан вариант наплыва 15 оживальной формы в плане. Другие обозначения те же, что и на ФИГ.1.
На ФИГ.8 показан вариант наплыва 16 прямоугольной формы в плане. Другие обозначения те же, что и на ФИГ.1.
На ФИГ.9 показан вариант расположения наплыва 17 эллиптической формы в плане на конце консоли 2 крыла. Другие обозначения те же, что и на ФИГ.1.
На ФИГ.10 показан вариант расположения наплыва 18 эллиптической формы в плане на конце консоли 2 крыла, представляющего собой поло- вину от наплыва 17, показанного на ФИГ.9. Другие обозначения те же, что и на ФИГ.1.
На ФИГ.11 схематично показан один из возможных вариантов испол- нения заявляемого изобретения, в варианте крыла беспилотного самоле- та аэродинамической схемы «летающее крыло», где цифрами обозначе- но: 19 и 20 - наплывы эллиптической формы в плане, расположенные в районе концов консолей 1 и 2 крыла, соответственно (наплыв 19 являет- ся зеркальным (относительно оси симметрии Осс самолета) по отноше- нию к наплыву 20); 21 - наплыв эллиптической формы в плане, распо- ложенный на консоли 1 крыла между наплывом 19 и осью симметрии Осс самолета; 22 - наплыв эллиптической формы в плане, расположен- ный на консоли 2 крыла между наплывом 20 и осью симметрии Осс са- молета (наплыв 21 является зеркальным (относительно оси симметрии Осс самолета) по отношению к наплыву 22); Оскн - ось симметрии наплыва 20; Оссн - ось симметрии наплыва 22; 1кк - расстояние от оси симметрии Оскн наплыва 20 до концевой части консоли 2 крыла; 1ск - расстояние от оси симметрии Оссн наплыва 22 до концевой части кон- соли 2 крыла; 1кос - расстояние от оси симметрии Оскн наплыва 20 до оси симметрии Осс самолета; lcoc - расстояние от оси симметрии Оссн наплыва 22 до оси симметрии Осс самолета. Стрелкой с надписью Н.П. обозначено направление полета. Другие обозначения те же, что и на
ФИГ.1.
Варианты осуществление изобретения
Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его испол- нения, в варианте несущей аэродинамической поверхности (крыла) бес- пилотного самолета аэродинамической схемы «летающее крыло», пред- ставляет собой следующее. Имеется (ФИГ Л) крыло прямой стреловид- ности (например, для определенности, с углом стреловидности по чет- вертям хорд равным 22°) большого удлинения с правой 1 и левой 2 кон- солями. Консоли 1 и 2 крыла имеют отрицательную геометрическую крутку (например, равную -4° - принято для определенности). На концах консолей 1 и 2 крыла расположены элевоны 3 и 4 (органы управления по крену и тангажу), соответственно. У корневой части консолей 1 и 2 кры- ла расположены передние рули высоты 5 и 6 (органы управления по тан- гажу), соответственно. На самолете имеется двухкилевое вертикальное оперение 7 и 8, расположенное на концах консолей 1 и 2 крыла, соответ- ственно, выполненное в виде концевых крылышек (как один из возмож- ных вариантов исполнения), на которых размещены рули направления (органы управления по курсу - на ФИГ.1^11 не показаны). На консоли 2 крыла расположен наплыв 10 эллиптической формы в плане. При этом, наплыв 10 расположен ближе к концу консоли 2 крыла, чем к корневой части крыла (оси симметрии Осс самолета). Тоесть, расстояние 1к от оси симметрии Осн наплыва 10 до концевой части консоли 2 крыла меньше, чем расстояние 1ос от оси симметрии Осн наплыва 10 до оси симметрии Осс самолета. Наплыв 9 является симметричным (относи- тельно оси симметрии Осс самолета) по отношению к наплыву 10 (то- есть, наплыв 9 расположен на таком же расстоянии от оси симметрии Осс самолета, что и наплыв 10). Наплывы 9 и 10 одинаковые по форме в плане и размерам. Оси симметрии Осн наплывов 9 и 10 параллельны (но могут быть и не параллельны) оси симметрии Осс самолета, и находятся от оси симметрии Осс самолета на некотором (одинаковом, не равном нулю) расстоянии. При этом, наплывы 9 и 10 (ФИТ.2- З) имеют острые передние кромки (как один из возможных вариантов их исполнения, но могут иметь и иные кромки, например, скругленные кромки). В про- дольном сечении (сечение А-А, ФИГ.2 - в направление оси симметрии Осн наплыва 10) наплыв 10 (и наплыв 9) имеет форму крылового про- филя (но может иметь и любую иную приемлемую форму). Угол уста- новки наплыва 10 (и наплыва 9) равен (но может быть и иным - боль- шим или меньшим) углу установки сечения профиля крыла в месте установки наплыва 10 (наплыва 9). Тоесть, угол между хордой наплыва 10 (и наплыва 9) и хордой профиля крыла в месте установки наплыва 10 (и наплыва 9) равен нулю (но может иметь какое-либо значение - поло- жительное или отрицательное).
Таким образом, в полете заявляемого изобретения углы атаки наплы- вов 10 и 9 (углы между хордами наплывов 10 и 9 и вектором скорости набегающего на наплывы 10 и 9 (на крыло) воздушного потока) равны углам атаки сечений профилей крыла в месте установки наплывов 10 и 9 (углам между хордами профилей крыла в месте установки наплывов 10 и 9 и вектором скорости набегающего на крыло воздушного потока). Размах элевона 4 (и элевона 3) равен 1эл. При этом, расстояние 1к от оси симметрии Осн наплыва 10 до концевой части консоли 2 крыла состав- ляет примерно половину (50%) от размаха 1эл элевона 4. Полуразмах наплыва 10 (и наплыва 9) равен 1н, и составляет -30% от 1к (полный раз- мах наплыва равен 2 х/н). Тоесть, относительный размах наплыва ((2 х1н)/1эл) в заявляемом изобретении такой же по величине, как относи- тельный размах наплыва у известных крыльев малого удлинения с пе- редним стреловидными (или иным, например, эллиптическим) наплы- вом. Длина наплыва 10 (и наплыва 9) в направлении полета равна LH. Удлинение наплыва 10 (и наплыва 9) - тоесть, отношение LH/IH, равно 5,7 (как у эллиптического наплыва, известного из [9]). В корневой части крыла наплыва нет. Необходимую для полета силу тяги создает установ- ленный перед крылом, в плоскости симметрии самолета, тянущий воз- душный винт 11 , приводимый в действие двигателем (например, элек- тродвигателем - на ФИГ.1^-3 не показан). Таким образом, наплывы 10 и 9 выступают вперед за переднюю кромку консолей 2 и 1 крыла, соответ- ственно, и имеют форму наподобие зуба (клыка). При этом, передняя кромка консоли 2 (и консоли 1) крыла слева и справа от наплыва 10 (от наплыва 9) лежат на одной прямой (но могут, или не лежать на одной прямой, или иметь разные углы стреловидности, или другое).
Остальные агрегаты заявляемого изобретения не влияют на получае- мый технический результат, а поэтому на фигурах и в описании изобре- тения не указаны.
Таким образом, у заявляемого изобретения в корневой части крыла наплывов нет, а на концевых частях крыла имеются наплывы 9 и 10.
На любом режиме полета, при выходе заявляемого изобретения на большие углы атаки (близкие к критическим углам атаки для установ- ленных в корневой части крыла профилей), в начале срыв набегающего на крыло потока воздуха будет происходить в корневой части крыла. Это происходит по следующей причине. Так как на концевых частях крыла имеются наплывы 9 и 10, то на острых передних кромках наплы- вов 9 и 10 образуются вихревые жгуты, что способствует увеличению несущих свойств (подъемной силы) и критического угла атаки концевых частей консолей 1 и 2 крыла, где расположены элевоны 3 и 4. Здесь сле- дует заметить, что у заявляемого изобретения критические углы атаки концевых частей консолей 1 и 2 крыла увеличиваются вне зависимости от того, имеются ли в этом месте поверхности управления (элевоны 3 и 4) или их нет.
Таким образом, критические углы атаки концевых частей крыла (в ме- сте установки наплывов 9 и 10) у заявляемого изобретения определяют- ся не критическими углами атаки крыловых профилей, установленных в концевых частях крыла (в месте установки наплывов 9 и 10), а вихревы- ми жгутами, генерируемыми острыми передними кромками наплывов 9 и 10. Так как отношение размаха наплыва (2 х/н) 10 (и наплыва 9) к раз- маху /эл элевона 4 (и элевона 3) у заявляемого изобретения такое же по величине, как у известных самолетов с крылом малого удлинения с пе- редним стреловидным (или любым иным, например, эллиптическим) наплывом, то у заявляемого изобретения благоприятное воздействие вышеуказанных вихревых жгутов, образующихся на острых передних кромках наплывов 9 и 10, будет распространяться на весь размах /эл эле- вонов 3 и 4. Следовательно, элевоны 3 и 4 (органы управления самоле- том по крену и тангажу) будут сохранять свою эффективность до боль- ших углов атаки (по сравнению с тем случаем, если бы наплывов 10 и 9 на крыле не было).
Таким образом, наплывы 9 и 10 оказывают влияния на течение набе- гающего потока воздуха в районе концевых частей консолей 1 и 2 крыла (в месте установки элевонов 3 и 4), увеличивая критические углы атаки (по абсолютной величине) концевых частей консолей 1 и 2 крыла до 30° и более (как у крыльев малого удлинения с передними стреловидными наплывами, известных из [7], и [9]).
Наплывы 9 и 10 расположены ближе к концевым частям консолей 1 и
2 крыла, чем к корневой части крыла (расстояние 1к от оси симметрии Осн наплыва 10 (и наплыва 9) до концевой части консоли 2 (консоли 1 - для наплыва 9) крыла меньше, чем расстояние 1ос от оси симметрии Осн наплыва 10 (и наплыва 9) до оси Осс симметрии самолета^. Поэтому, наплывы 9 и 10 не будут оказывать влияния на течение набегающего по- тока воздуха в районе корневой части крыла (в районе оси симметрии Осс самолета), а, следовательно, не будут способствовать увеличению критического угла атаки корневой части крыла. Тоесть, наплывы 9 и 10 расположены на таком расстоянии от корневой части крыла (от оси симметрии Осс самолета), на котором они не могут оказывать влияния на обтекание набегающим потоком воздуха корневой части крыла.
В корневой части крыла наплывов нет, следовательно, критические уг- лы атаки корневой части крыла (по абсолютной величине) определяются критическими углами атаки крыловых профилей, установленных в кор- невой части крыла, которые меньше (равны ~20°, например, как у из- вестного из [8] самолета Ту-154М), по сравнению с критическими угла- ми атаки концевых частей консолей 1 и 2 крыла (где размещены элевоны
3 и 4). Поэтому, срыв набегающего на крыло потока воздуха у заявляе- мого изобретения будет вначале происходить в корневой части крыла, что приведет к уменьшению величины подъемной силы, создаваемой корневой частью крыла. Это приведет к тому, что центр давления крыла переместится назад (так как величина подъемной силы, создаваемой корневой частью крыла, уменьшается, а величина подъемной силы, со- здаваемая концевыми частями крыла не уменьшается (даже увеличит- ся)), а, следовательно, на крыле появится момент на пикирование. Угол атаки крыла уменьшится и на нем (в корневой части крыла) восстано- вится безотрывное обтекание.
Таким образом, в заявляемом изобретении концевые части консолей 1 и 2 крыла имеют большие (по абсолютной величине) критические углы атаки (большие примерно на 10° и более), чем корневая часть крыла. А с учетом, как об этом указано выше, отрицательной геометрической крут- ки консолей 1 и 2 крыла, равной -4°, критические углы атаки концевых частей консолей 1 и 2 крыла будут больше (по абсолютной величине) на 14° и более, по сравнению с критическими углами атаки корневой части крыла. Для сравнения, у известных технических решений, за счет отри- цательной геометрической крутки крыла, равной -4°, удается увеличить критические углы атаки концевых частей консолей крыла по сравнению с критическими углами атаки корневой части крыла на ~ 4°. Таким обра- зом, у заявляемого изобретения критические углы атаки концевых ча- стей консолей крыла увеличиваются, по сравнению с критическими уг- лами атаки корневой части крыла, на в несколько раз (в 14/4=3,5 раза и более) большую величину. При этом, нужно помнить, что угол атаки крыла самолета на взлетно-посадочных режимах равен ~ 10=12°. Таким образом, у заявляемого изобретения запас по углу атаки у концевых ча- стей консолей крыла 1 и 2 (в месте установки элевонов 3 и 4) больше (по абсолютной величине), по сравнению с углом атаки крыла на взлетно- посадочных режимах, что абсолютно гарантирует от срыва потока на концах консолей 1 и 2 крыла.
Таким образом, у заявляемого изобретения срыв набегающего на кры- ло потока воздуха на концевых частях консолей 1 и 2 крыла вообще не- возможен. А, следовательно, заявляемое изобретение не имеет неуправ- ляемых режимов полета (на любом режиме полета элевоны 3 и 4 сохра- няют свою эффективность). Это дает абсолютную гарантию невозмож- ности возникновения сваливания заявляемого изобретения на крыло, а, следовательно, дает абсолютную гарантию от попадания заявляемого изобретения в штопор, что радикально повышает безопасность полета заявляемого изобретения (по сравнению с известными самолетами). Причем, это достигается в аэродинамической схеме «летающее крыло». При этом, в заявляемом изобретении увеличивается несущая способ- ность крыла, так как у него нет необходимости использовать в корневой части крыла малонесущие крыловые профили (у известных самолетов это используют для обеспечения начального срыва потока в корневой части крыла). В заявляемом изобретении в корневой и концевых частях крыла могут устанавливаться любые приемлемые профили, в том числе, высоконесущие.
Таким образом, в заявляемом изобретении увеличиваются критические углы атаки только концевых частей консолей крыла, и не увеличиваются критические углы атаки корневой части крыла, что и позволяет ради- кально повысить безопасность полета заявляемого изобретения, по сравнению с известными техническими решениями. При этом, в заявля- емом изобретении безопасность полета радикально повышается только за счет соответствующей компоновки крыла, что более надежно и деше- во, по сравнению с тем гипотетическим случаем, когда невозможность выхода самолета на критические углы атаки обеспечивает система управления самолетом (имеющая меньшую надежность и большую сто- имость, по сравнению с компоновкой крыла).
Как было указано выше в [2], [3], [4 [Дб], экономический ущерб от сваливания известных самолетов на крыло и дальнейшего их попадания в штопор огромен - сотни миллионов долларов (а, возможно - милли- ар ды долларов), и при этом гибнут люди.
Поэтому, отсутствие у заявляемого изобретения неуправляемых режи- мов полета, а, следовательно, невозможность его попадания в штопор, дает огромный экономический эффект, и позволяет сохранить многие человеческие жизни.
Заявляемое изобретение во время полета управляется: по тангажу - по- средством дифференциального (в разные стороны) отклонения элевонов 3 и 4, с одной стороны, и передних рулей высоты 5 и 6, с другой стороны (но возможен вариант, когда элевоны 3 и 4 не участвуют в управлении по тангажу, а используются только как элероны - только для управления по крену); по крену - посредством дифференциального (в разные сторо- ны) отклонения элевонов 3 и 4; по курсу - путем отклонения рулей направления (на ФИГ.1 -КЗ не показаны), расположенных на вертикаль- ном оперении 7 и 8, расположенном на концах консолей 1 и 2 крыла. Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него нет передних рулей высоты 5 и 6, при этом, управление по тангажу осу- ществляется посредством отклонения (в одну сторону) элевонов 3 и 4, а по крену - посредством дифференциального (в разные стороны) откло- нения элевонов 3 и 4.
Наплывы 9 и 10 в заявляемом изобретении, помимо вышеуказанного положительного влияния на аэродинамику крыла, используются в каче- стве противофлаттерных грузов, что повышает критическую скорость флаттера. При этом, в наплывах (не выходя за их габариты) может раз- мещаться различное оборудование, например, антенны.
Наплывы в заявляемом изобретении могут быть выполнены или от- дельно от других деталей самолета (как рассмотрено выше и показано на 25
ФИГ.К11), или совместно с другими деталями. Например, в месте распо- ложения каждого (или только какого-либо) наплыва, впереди передней кромки консоли крыла, может располагаться обтекатель (конструкция с плавными обводами ([1], с.389)), любой приемлемой формы (в виде тела вращения, и другое), представляющий собой, или отсек с агрегатами или оборудованием (например, отсек с антенной), или топливный бак (как у не- которых известных самолетов на концах консолей крыла крепятся топлив- ные баки в виде обтекателей, имеющих форму тел вращения), или другое. Слева и справа (или только слева, или только справа) к обтекателю примы- кает вышеуказанный наплыв (как у известных самолетов с крылом малого удлинения передний корневой наплыв крыла примыкает слева и справа к корпусу носовой части фюзеляжа), при ИДв b ПЛ dh/в .
Заявляемое изобретение может иметь наплывы любой приемлемой фор- мы в плане (при виде сверху): треугольной 12 (ФИГ.4); готической 13 (ФИГ.5); переменной стреловидности 14 (ФИГ .6); оживальной 15 (ФИГ.7); прямоугольной 16 (ФИГ.8); и другое. На ФИГ .4-^8 показаны наплывы на левой консоли 2 крыла - на правой консоли 1 крыла расположены точно такие же наплывы (по форме, по величине, и на том же расстоянии от оси симметрии Осс самолета).
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него наплыв 17 (ФИГ.9) расположен на конце консоли 2 крыла (на конце консо- ли 1 крыла расположен точно такой же наплыв (по форме и величине, и на том же расстоянии от оси симметрии Осс самолета)).
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него наплыв 18 (ФИГ.10) расположен на конце консоли 2 крыла (на конце кон- соли 1 крыла расположен точно такой же наплыв (по форме и величине, и на том же расстоянии от оси симметрии Осс самолета)). При этом, наплыв 18 представляет собой часть (половинку) от наплыва 17, показанного на ФИГ.9. Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.1 1), от- личающийся от показанного на ФИГ.1-^3 тем, что у него на каждой из консолей крыла имеется по два наплыва. На левой консоли 2 крыла рас- пол ожены два наплыва. 20 и 22. Между осью симметрии Оскн наплыва 20 и осью симметрии Оссн наплыва 22 имеется некоторое расстояние, большее, чем ширина наплывов 20 и 22. Наплывы 20 и 22 выполнены эллиптической формы в плане, и имеют равную (но могут иметь и не равную) длину в направлении полета и равный (но могут иметь и не равный) размах, а, следовательно, и равное относительное удлинение. При этом, оба наплыва 20 и 22 расположены ближе к концевой части консоли 2 крыла, чем к корневой части крыла (к оси симметрии Осс са- молета). Тоесть, расстояние 1кк от оси симметрии Оскн наплыва 20 до концевой части консоли 2 крыла меньше, чем расстояние 1кос от оси симметрии Оскн наплыва 20 до оси симметрии Осс самолета. Расстояние 1ск от оси симметрии Оссн наплыва 22 до концевой части консоли 2 крыла меньше, чем расстояние lcoc от оси симметрии Оссн наплыва 22 до оси симметрии Осс самолета. Наплыв 19 является симметричным (относительно оси симметрии Осс самолета) по отношению к наплыву 20, а наплыв 21 является симметричным (относительно оси симметрии Осс самолета) по отношению к наплыву 22.
Таким образом, в таком варианте исполнения заявляемого изобрете- ния, на любом режиме полета заявляемого изобретения, при выходе за- являемого изобретения на большие углы атаки (близкие к критическим углам атаки для установленных в корневой части крыла профилей), наплывы 19, 20, 21 и 22, в силу их места расположения, будут оказывать влияния на течение набегающего потока воздуха в районе концевых ча- стей консолей 1 и 2 крыла (в том числе, в месте установки элевонов 3 и 4), увеличивая критические углы атаки концевых частей консолей 1 и 2 крыла, и не будут оказывать влияния на течение набегающего потока воздуха в районе корневой части крыла (в районе оси симметрии Осс самолета), а, следовательно, не будут способствовать увеличению кри- тического угла атаки корневой части крыла.
Поэтому, в таком варианте исполнения заявляемого изобретения (как и в варианте исполнения, показанном на ФИГ Л -НО) срыв набегающего на крыло потока воздуха будет происходить вначале в корневой части кры- ла, что приведет к уменьшению величины подъемной силы, создаваемой корневой частью крыла. Это приведет к тому, что центр давления крыла переместится назад (так как величина подъемной силы, создаваемой корневой частью крыла, уменьшается, а величина подъемной силы, со- здаваемая концевыми частями крыла не уменьшается (даже увеличит- ся)), а, следовательно, на крыле появится момент на пикирование. Угол атаки крыла уменьшится и на нем (в корневой части крыла) восстано- вится безотрывное обтекание. Таким образом, и в таком варианте ис- полнения заявляемое изобретение не имеет неуправляемых режимов по- лета, что радикально повышает его безопасность полета.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличаю- щийся от показанного на ФИГ.1 1 тем, что у него имеются еще наплывы (более двух на каждой консоли крыла) вдоль размаха консолей крыла, расположенные на некотором расстоянии друг от друга (расстояния между осями симметрии наплывов большие, чем ширина наплывов). В таком варианте исполнения заявляемого изобретения можно добиться того, что вихревые жгуты, срывающиеся с острых передних кромок наплывов, воздействовали на половину консолей крыла (или на боль- шую часть консолей крыла). Если же еще дополнительно расположить наплыв в корне крыла (ось наплыва расположена в плоскости симметрии самолета), то тогда вихревые жгуты, срывающиеся с острых передних кромок наплывов, будут воздействовать на все крыло. Это будет способ- ствовать увеличению критического угла атаки всего крыла на большую (по абсолютной величине) величину, чем у вышеуказанных в [11] и [12] технических решений, и равную как у известного крыла малого удлине- ния с передним стреловидным (или эллиптическим) наплывом, ось сим- метрии которого расположена в плоскости симметрии самолета.
В заявляемом изобретении передние кромки наплывов могут быть как острыми (как в рассмотренных выше случаях, показанных на ФИГ.1-^11), так и любой иной приемлемой формы, например, скруглен- ными.
В заявляемом изобретении угол установки наплывов (угол между хор- дой наплыва и хордой крылового профиля в месте установки наплыва) может быть или равен углу установки профилей крыла в месте установ- ки наплывов (как в рассмотренных выше случаях, показанных на ФИГ.1-^11), или может быть иным - большим или меньшим по вели- чине. Следовательно, углы атаки наплывов и углы атаки сечений профи- лей крыла в месте установки наплывов могут быть, или равны между собой, или не равны (больше или меньше).
В заявляемом изобретении оси симметрии наплывов Осн, Оскн и Оссн могут иметь любое приемлемое положение друг относительно друга и относительно оси симметрии Осс самолета: быть параллельными оси симметрии Осс самолета (как в рассмотренных выше случаях, показан- ных на
Figure imgf000030_0001
составлять с осью симметрии Осс самолета любой приемлемый угол; и другое.
На ФИГ.1-^9 и 11 показаны варианты исполнения наплывов, когда наплывы имеют симметричную при виде в плане форму (при виде свер- ху). Однако, возможны варианты, когда в заявляемом изобретении наплывы имеют не симметричную (относительно оси симметрии Осн наплыва) форму при виде в плане. Например, левая часть наплыва (сле- ва от оси симметрии Осн наплыва) может имеет эллиптическую форму, а правая часть (справа от оси симметрии Осн наплыва) может имеет оживальную (треугольную, или любую иную) форму.
Заявляемое изобретение может иметь наплывы любой приемлемой от- носительной длины (отношение длины наплыва LH (в направлении поле- та) к полуразмаху наплыва 1н - отношение LH/IH) И формы (в поперечном и продольном сечениях).
В заявляемом изобретении наплывы могут иметь любую приемлемую конкретную величину длины LH И полуразмаха 1н.
Заявляемое изобретение может быть использовано в качестве несущей аэродинамической поверхности любого приемлемого типа: крыла само- лета, имеющего две консоли (левую и правую), как рассмотрено выше и показано на ФИГ. 1 1; горизонтального оперения, имеющего, или две консоли (левую и правую) или одну консоль (в случае самолета двухба- лочной схемы); вертикального оперения, имеющего или одну консоль (например, прикрепленную сверху к хвостовой части фюзеляжа) или две консоли (если оно двухкилевое, расположенное на концах горизонталь- ного оперения). Тоесть, заявляемая несущая поверхность может иметь или одну консоль, или две консоли. Заявляемое изобретение может иметь и более двух консолей, например, в варианте бипланной несущей поверхности, при этом, наплывы могут быть как на всех консолях, так и только на части из них, например, на двух консолях имеются наплывы, а на двух консолях наплывов нет.
В заявляемом изобретении, при исполнении его в качестве переднего горизонтального оперения (ПГО) у самолетов аэродинамической схемы «утка», срыв потока на ПГО (при достижении критического угла атаки у его корневой части) будет происходить только в корневой части ПГО (где нет наплывов). В концевых частях ПГО срыва потока не будет (так как, из-за наличия наплывов на концевых частях ПГО, величины крити- ческих углов атаки концевых частей ПГО будут на 10-И50 больше, чем у корневой части ПГО). Таким образом, у заявляемого изобретения срыв потока будет иметь место только на части ПГО (а не на всем ПГО - как у известных самолетов аэродинамической схемы «утка»). Это приведет к тому, что, при дальнейшем увеличении угла атаки ПГО, величина подъемной силы, создаваемая корневой частью ПГО (из-за срыва потока на ней) будет уменьшаться, а величина подъемной силы, создаваемая концевыми частями ПГО (где нет срыва потока), будет продолжать уве- личиваться. В результате, величина суммарной подъемной силы всего ПГО, или будет уменьшаться на меньшую величину, по сравнению с из- вестными самолетами аэродинамической схемы «утка», или будет оста- ваться постоянной, или будет увеличиваться на некоторую величину - в зависимости от того, на какую часть площади ПГО воздействуют вихре- вые жгуты от вышеуказанных наплывов. В первом варианте (при уменьшении суммарной подъемной силы всего ПГО) опускание носа самолета у заявляемого изобретения будет происходить более медленно и плавно, по сравнению известными самолетами аэродинамической схе- мы «утка», что повышает безопасность полета заявляемого изобретения.
Аналогичная картина обтекания заявляемой несущей поверхности бу- дет наблюдаться при использовании заявляемого изобретения в качестве горизонтального оперения у самолетов «нормальной» аэродинамической схемы, или в качестве вертикального оперения у самолетов любой аэро- динамической схемы («нормальная», «утка», «бесхвостка», и другое).
Заявляемое изобретение в качестве несущей аэродинамической по- верхности может быть использовано в любой приемлемой аэродинами- з 1
ческой схеме: «летающее крыло» (как рассмотрено выше и показано на ФИГ.1-^11); «бесхвостка»; «нормальная»; «утка»; и другое.
Заявляемая несущая поверхность может быть выполнена по любой схеме: высокоплан: среднеплан: низкоплан; парасоль; и другое.
Заявляемая несущая поверхность может иметь любую приемлемую форму в плане: не стреловидную (например, прямую или трапециевид- ную); стреловидную (прямой стреловидности - как в рассмотренных выше случаях, показанных на ФИГ.1-^11, или обратной стреловидности); переменной стреловидности; скользящую; треугольную; и другое.
У заявляемого изобретения, в варианте его исполнения в виде прямого (или трапециевидного) крыла, установленные на концах консолей крыла наплывы будут увеличивать критические углы атаки концевых частей консолей крыла (где установлены органы управления по крену - элеро- ны), так же, как и у вышерассмотренных (и показанных на ФИГ.1-Ч 1) вариантов, что радикально повышает безопастность полета летательного аппарата с прямым (или трапециевидным) крылом.
Заявляемая несущая поверхность может иметь любое приемлемое удлинение; большое (как рассмотрено выше и показано на ФИГ.1-И 1); малое; умеренное; и др.
Заявляемое изобретение может быть использовано на любом летатель- ном аппарате самолетной схемы: на самолете; на планере: на крылатой ракете: и другое.
Заявляемое изобретение может быть использовано на любом винто- крылом летательном аппарате, имеющем крыло: на вертолете с крылом; на винтокрыле; на конвертоплане; и другое.
Заявляемое изобретение может быть использовано на любом аэроста- тическом летательном аппарате (например, дирижабле), имеющем кры-
ЛО. Заявляемая несущая поверхность, в месте установки наплывов, может, или иметь аэродинамические органы управления (например, элевоны 3 и 4 - как показано на ФИГ.1 -41), или не иметь таких органов (например, консоли несущей поверхности выполнены цельноповоротными). Крити- ческие углы атаки заявляемой несущей поверхности, в месте установки наплывов, повышаются вне зависимости от того, имеются ли в этом ме- сте органы управления (элевоны, или элероны), или их там нет.
Заявляемое изобретение может иметь один (или более одного) движитель любого приемлемого типа: воздушный винт (как показано на ФИГ.1 и 11); реактивный двигатель (воздушно-реактивный двигатель; жидкостный ракетный двигатель; и другое); и другое.
Наплывы в заявляемом изобретении, показанные на ФИГ.14 и 1 1, могут быть расположены на любом приемлемом расстоянии от концевых частей консолей крыла, при условии, что они расположены ближе к концевым частям консолей крыла, чем к корневой части крыла.
Заявляемое изобретение может быть использовано на летательном аппарате любой размерности, как пилотируемом, так и беспилотном.
Заявляемое изобретение может быть использовано также в иных областям техники, предусматривающих использование аэродинамичес- кой подъёмной силы, например, к области ветроэнергетики, и другое.
Промышленная применимость
Заявляемое изобретение может быть использовано в качестве аэроди- намической несущей поверхности, в частности, в качестве крыла, на лю- бом типе летательных аппаратов, имеющих крыло: самолете; вертолете с крылом; дирижабле с крылом; и другое.

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Несущая поверхность (НП), например, или крыло, или оперение, имеющая, две консоли, отличаящаяся тем, что каждая из вышеуказанных консолей имеет, по меньшей мере, один наплыв, выступающий вперед от передней кромки консоли, вышеуказанные наплывы расположены или на конце каждой из вышеуказанных консолей или на некотором расстоянии от концевой части каждой из вышеуказанных консолей, при этом, ближе к концевой части каждой из вышеуказанных консолей, чем к корневой части каждой из вышеуказанных консолей.
2. НП по п.1, отличаящаяся тем, что на каждой из вышеука- занных консолей, на некотором расстоянии от вышеуказанного наплыва, расположен, по меньшей мере, еще один наплыв, выступающий вперед от передней кромки консоли, этот второй наплыв расположен на некотором расстоянии от концевой части каждой из вышеуказанных консолей, при этом, ближе к концевой части каждой из вышеуказанных консолей, чем к корневой части каждой из вышеуказанных консолей.
3. НП по п.п.1 или 2, отличаящаяся тем, что вышеуказанные наплывы выполнены или эллиптической или готической или треугольной или оживальной формы в плане, передние кромки вышеуказанных наплывов выполнены или острыми или скругленными.
4. НП по п.З, отличаящаяся тем, что она выполнена прямой стреловидности большого удлинения.
5. НПпоп.4, отличаящаяся тем, что она выполнена в качестве крыла самолета, вышеуказанные наплывы расположены в месте расположения на крыле органов управления по крену.
6. НП поп.5, отличаящаяся тем, что в месте расположения, или каждого, или только какого-либо, вышеуказанного наплыва, впереди передней кромки консоли крыла, расположен обтекатель, вышеуказанный наплыв примыкает к вышеуказанному обтекателю, или слева и справа, или только слева, или только справа, при виде в плане.
7. НП по п.6, отличаящаяся тем, что вышеуказанный обтека- тель выполнен в виде тела вращения.
PCT/RU2019/000003 2019-01-10 2019-01-10 Несущая поверхность WO2020145837A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2019/000003 WO2020145837A1 (ru) 2019-01-10 2019-01-10 Несущая поверхность

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2019/000003 WO2020145837A1 (ru) 2019-01-10 2019-01-10 Несущая поверхность

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2020145837A1 true WO2020145837A1 (ru) 2020-07-16

Family

ID=71521240

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2019/000003 WO2020145837A1 (ru) 2019-01-10 2019-01-10 Несущая поверхность

Country Status (1)

Country Link
WO (1) WO2020145837A1 (ru)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2769602A (en) * 1952-07-24 1956-11-06 Furlong George Chester Airplane wing with stabilizing leadingedge chord-extensions
US4598885A (en) * 1979-03-05 1986-07-08 Waitzman Simon V Airplane airframe
RU143725U1 (ru) * 2013-12-09 2014-07-27 Открытое Акционерное Общество "Научно-Производственная Корпорация "Иркут" Дозвуковой пассажирский самолет
US20160122006A1 (en) * 2013-03-15 2016-05-05 Jack R. Taylor Low drag turbulence generators for aircraft wings

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2769602A (en) * 1952-07-24 1956-11-06 Furlong George Chester Airplane wing with stabilizing leadingedge chord-extensions
US4598885A (en) * 1979-03-05 1986-07-08 Waitzman Simon V Airplane airframe
US20160122006A1 (en) * 2013-03-15 2016-05-05 Jack R. Taylor Low drag turbulence generators for aircraft wings
RU143725U1 (ru) * 2013-12-09 2014-07-27 Открытое Акционерное Общество "Научно-Производственная Корпорация "Иркут" Дозвуковой пассажирский самолет

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10661884B2 (en) Oblique blended wing body aircraft
RU2440916C1 (ru) Самолет интегральной аэродинамической компоновки
US4767083A (en) High performance forward swept wing aircraft
US7854409B2 (en) Canarded deltoid main wing aircraft
US3971535A (en) Oblique-wing supersonic aircraft
US10640212B1 (en) Double wing aircraft
CN107428410A (zh) 与机身集成的螺旋桨驱动的推进系统
US4132375A (en) Vortex-lift roll-control device
CN104494814A (zh) 一种可大幅度减阻的减阻外套
Petrov Aerodynamics of STOL airplanes with powered high-lift systems
RU2667410C1 (ru) Аэродинамическая поверхность и планер летательного аппарата
US20220315250A1 (en) Space aircraft with optimised design and architecture
CA3135682A1 (fr) Appareil pour la navigation aerienne et ses dispositifs
WO2020145837A1 (ru) Несущая поверхность
RU2678905C1 (ru) Несущая поверхность
US10654556B2 (en) VTOL aircraft with wings
RU2288140C1 (ru) Беспилотный летательный аппарат
RU2728017C2 (ru) Самолёт короткого взлёта и посадки
US12017754B2 (en) Download reducing wingtips
RU2224671C1 (ru) Самостабилизирующийся экраноплан
RU136773U1 (ru) Экраноплан
RU2776193C1 (ru) Сверхзвуковой самолет
RU2711633C2 (ru) Летательный аппарат короткого взлета и посадки с газодинамическим управлением
RU2812164C1 (ru) Беспилотный летательный аппарат
RU2177895C1 (ru) Учебно-тренировочный пилотажный самолет як-54

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 19909477

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 19909477

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1