Крыло с аэродинамической шторой

Крыло с аэродинамической шторой

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Настоящее изобретение относится к авиационной технике, преимущественно к легким, сверхлегким и ультралегким самолетам и планерам спортивного, общего и иного назначения, преимущественно предназначенным для эксплуатации пилотами-любителями, а также для обучения процессу пилотирования.

Изобретение относится к рубрикам В64С 13/16 и В64С 3/58 МКИ.

Из уровня техники известны технические решения, аналогичные предлагаемому, как например, классическое «чистое» крыло, содержащее основную часть и, по меньшей мере, две отклоняемые аэродинамические поверхности, шарнирно установленные на задней кромке основной части крыла, при этом совокупный аэродинамический профиль крыла в зоне расположения отклоняемых аэродинамических поверхностей образован профилем основной части крыла в сочетании с профилем навешенной на задней кромке крыла отклоняемой аэродинамической поверхности.

Кроме того, отклоняемые аэродинамические поверхности могут отклоняться в фазе и противофазе для создания управляющих моментов в поперечном канале а также для изменения коэффициента подъемной силы крыла.

Главным преимуществом «чистого» крыла классического типа является максимальное значение аэродинамического качества, что обеспечивает наибольшую экономическую эффективность эксплуатации летательных аппаратов, оснащенных подобным крылом, что и предопределяет доминирование данного типа крыла на современном этапе развития авиационной техники.

Главным недостатком классического «чистого» крыла является скачкообразное ухудшение управляемости в поперечном канале при нарушении нормального обтекания верхней поверхности крыла в зоне расположения отклоняемых в противофазе аэродинамических поверхностей. При этом в основе процесса срыва потока с крыла лежит явление обратного течения в пограничном слое в районе задней кромки крыла, вызванного разностью давлений над и под крылом, а также минимальной кинетикой молекул газа в пограничном слое крыла.

По мере увеличения угла атаки, количество воздуха, поступающего в единицу времени через заднюю кромку на верхнюю поверхность крыла, постепенно увеличивается, и в определенный момент пограничный слой вспухает, резко отрываясь от верхней поверхности крыла в направлении от задней к передней кромке крыла и образуя спонтанно движущиеся вихри, что приводит к скачкообразному падению коэффициента подъемной силы крыла. При этом асимметрия падения подъемной силы по размаху крыла в сочетании с резким падением эффективности управления в поперечном канале и приводит к потере управления и сваливанию летательного аппарата. Данное изменение процесса обтекания показано на Фиг. 7 и 8 Чертежей.

Из первой проблемы вытекает вторая проблема «чистого» крыла, а именно компромисс между паразитным аэродинамическим сопротивлением крыла и его устойчивостью к сваливанию, достигаемый, в том числе, через выбор относительной толщины профиля крыла. При этом для экономичного скоростного полета наиболее выгоден тонкий профиль, а для безопасного завершения и начала полета - толстый. Соответственно, смещение точки этого компромисса вверх является одной из основных задач при разработке аэродинамических профилей крыла, либо при совершенствовании его конструктивного решения.

Среди подобных решений следует отметить щелевые элероны, примененные, в частности, на верхнем крыле самолета Ан-2, описание которого приводится в книге «Самолет Ан-2 инструкция по эксплуатации» Военное Издательство Министерства Обороны СССР М, 1973. Особенностью щелевых элеронов является возможность увеличения критического угла атаки для участка крыла с опущенным элероном, за счет обдува верхней поверхности элерона воздушным потоком, прошедшим через профилированную щель между крылом и элероном. Препятствуя развитию обратного течения в пограничном слое на верхней поверхности элерона и его задней кромке, этот поток позволяет использовать зависание щелевых элеронов вниз для повышения коэффициента подъемной силы крыла при сохранении запаса расхода элерона вниз, необходимого для управления в поперечном канале.

Основным недостатком щелевых элеронов является создаваемое ими добавочное аэродинамическое сопротивление, что, как правило, ограничивает их применение низкоскоростными самолетами и планерами.

Известны также подвесные элероны-закрылки системы Юнкерса, установленные на кронштейнах под задней кромкой крыла, описание которых приводится в частности в монографии П. П. Красильщикова «Исследование крыльев с подвесными закрылками», М., 1934 г.

Для уменьшения вероятности возникновения рулевого флаттера элероны-закрылки Юнкерса всегда снабжаются средствами весовой компенсации, а благодаря расположению оси вращения элерона вблизи своего аэродинамического фокуса, при этом элероны-закрылки Юнкерса создают невысокий шарнирный момент, облегчающий управление самолетом.

Недостатками элеронов Юнкерса является повышенное аэродинамическое сопротивление, создаваемое самими элеронами, узлами их подвески и средствами балансировки, что не позволяет использовать данный тип элеронов для скоростных и коммерческих самолетов.

Кроме того, элероны Юнкерса, будучи вынесенными в поток, не выполняются самоустанавливающимися по потоку, так как согласующий их совместное отклонение элемент конструкции не имеет свободного положения по потоку и всегда жестко зафиксирован относительно планера. Это ограничивает эффективность элеронов Юнкерса при больших углах атаки и приводит к еще большему росту коэффициента лобового сопротивления крыла.

Известен также дифференциальный принцип отклонения элеронов, описание которого приводится в учебном пособии «Системы автоматического управления», авторы Галкин Е.Ф., Шабалов П. Г. Самара: СГАУ, 2005. Тема №16. Дифференциальный принцип отклонения элеронов заключается в том, что благодаря введению в систему управления дифференциальной качалки предельный угол отклонения элерона вниз от нейтрального положения оказывается меньшим, чем угол отклонения вверх другого элерона, что предотвращает потерю управления в поперечном канале на больших углах атаки, когда излишнее опускание элерона может спровоцировать срыв потока с крыла в зоне опущенного элерона, резкое падение коэффициента подъемной силы этого участка крыла, следствием чего становится «срывная» инверсия отклика в поперечном канале управления.

Для понимания дальнейшего хода рассуждения надо отметить, что на практике пропорцию отклонения элеронов вверх и вниз выбирают исходя из условия минимизации суммарного шарнирного момента пары элеронов на близких к критическим углах атаки.

Недостатком дифференциальных элеронов является жесткость закона отклонения элеронов, что не позволяет конструкции в полной мере адаптироваться к постоянно меняющимся условиям полета.

Известны также плавающие элероны системы Цапа, описание которых приводится в книге «Самолетостроение последних лет», В. Столбов 166-168 М. 1940 г. Плавающие элероны Цапа представляют собой цельноповоротные самоустанавливающиеся по потоку законцовки крыльев, при этом конструктивное исполнение системы управления за счет кинематической развязки обеспечивает возможность самоориентации по направлению набегающего потока отклоненных в противофазе плавающих элеронов. Согласно имеющимся данным испытаний, плавающие элероны исключают развитие авторотации крыла при сваливании, т.е. препятствуют переходу самолета в штопор. Кроме этого, нулевой суммарный шарнирный момент плавающих элеронов почти исключает возникновение момента по рысканию, противоположенного направлению задаваемого крена, который при классических элеронах возникает из-за повышенного аэродинамического сопротивления опущенного элерона, и особенно сильно выражен в момент энергичного закренивания самолета при входе в вираж.

Недостатки плавающих элеронов в первую очередь связаны с принятой схемой их реализации в виде крупных цельноповоротных элементов, которые по сравнению с управляющими поверхностями, навешенными на заднюю кромку крыла имеют худшую аэродинамическую эффективность, то есть при том же по величине управляющем моменте создают существенно большее добавочное лобовое сопротивление, что в совокупности с потерями подъемной силы из-за свободного положения законцовок по потоку приводит к общему снижению аэродинамического качества крыла на 15-20%.

Кроме того, шарнирные моменты цельноповоротных законцовок меняются с изменением скорости не только из-за изменения величины скоростного напора, но и из-за сдвига аэродинамического фокуса.

Кроме того, при использовании цельноповоротных законцовок добавочное лобовое сопротивление увеличивается и с увеличением угла атаки крыла, так как стык крыла и отклоненного по потоку плавающего элерона приобретает ножницеобразную форму и создает дополнительные завихрения потока.

Кроме того, конструктивное исполнение цельноповоротных законцовок крыла предполагает концентрацию изгибающих нагрузок в районе узла подвески плавающего элерона, что утяжеляет законцовки крыла и увеличивает момент инерции самолета относительно продольной оси. Это в свою очередь негативно сказывается на эффективности аэродинамического демпфирования в поперечном канале управления.

Известна также «Эластичная управляющая поверхность летательного аппарата», описание которой приводится в патенте РФ №2408498 от 20.12.2006 и которая по своему техническому решению наиболее близка к предложенному изобретению. Данное устройство содержит крыло, включающее в себя основную часть, аэродинамическую штору и систему управления, при этом аэродинамическая штора установлена на задней кромке основной части крыла с возможностью задержки развития обратного течения в пограничном слое по мере увеличения угла атаки крыла и функционально связана с системой управления, а совокупный аэродинамический профиль крыла образован профилем основной части крыла в сочетании с профилем аэродинамической шторы.

Кроме того, устройство содержит также, по меньшей мере, два привода, установленных с возможностью изгиба гибкой управляемой поверхности для создания необходимых для управления самолетом моментов крена и изменений кривизны профиля крыла.

Помимо указанных в описании преимуществ, интересной особенностью данной конструкции также является теоретическая возможность существенного снижения интенсивности обратного течения в пограничном слое на больших углах атаки за счет синхронного отрабатывания вверх всех приводов гибкой управляющей поверхности на основе сигналов управляющего приводами компьютера. Также подобный, но менее выраженный эффект возможен за счет использования приводов гибкой управляющей поверхности, имеющих несамотормозящиеся рабочие органы, которые позволяют гибкой управляющей поверхности на больших углах атаки и достаточной величине скоростного напора, при выключенных приводах занимать положение, близкое к положению по потоку, выполняя тем самым роль аэродинамической шторы и снижая перепад давлений над и под крылом вблизи задней кромки аэродинамической шторы.

Недостатками данного варианта исполнения аэродинамической шторы является, во-первых, обязательное наличие в ней нескольких приводов с электродистанционным или гидравлическим управлением, что ограничивает применение данной конструкции в легких и сверхлегких летательных аппаратах, как правило, имеющих простейшую механическую систему управления. Во-вторых, недостаточная гибкость аэродинамической шторы не дает ей возможности самостоятельно реагировать на изменении характера обтекания крыла, так как подобная реакция может быть реализована только через совместное включение в работу нескольких приводов по сигналу управляющего компьютера, который для этого должен иметь на входе сигналы местных углов атаки крыла.

При этом попытка сделать аэродинамическую штору достаточно податливой для реализации принципа самоустановления по потоку задней кромки крыла может приводить к развитию автоколебаний отдельных участков шторы в потоке, что на практике означает использование для этого элемента конструкции достаточно жесткого материала и, соответственно, более мощных приводов, а это практически сводит на нет положительный эффект самоориентации аэродинамической шторы.

При разработке предложенной конструкции крыла с аэродинамической шторой была поставлена основная задача повышения критического угла атаки для относительно тонких профилей крыла по условию сохранения управления в поперечном канале при частичном отрыве пограничного слоя в зоне расположения элеронов, за счет сдерживания развития направленного снизу вверх обратного течения в пограничном слое вблизи задней кромки крыла и локализации зоны вихревого обтекания крыла во впадине шарнирно-сочлененного профиля крыла.

Дополнительными задачами были: обеспечение непосредственного регулирования величины подъемной силы крыла за счет отклонения аэродинамической шторы от положения по потоку, в том числе в обоих направлениях, уменьшение потерь подъемной силы на крейсерских режимах полета, в том числе за счет использования управляемых замков-фиксаторов элеронов, уменьшение энергии концевых вихрей крыла за счет рациональной формы крыла, а также обеспечение простоты и надежности конструкции, позволяющей адаптировать предложенное техническое решение к легким и сверхлегким летательным аппаратам.

Цель изобретения - повышение потребительских качеств летательных аппаратов как рыночного продукта за счет существенного повышения безопасности полетов и упрощения обучения пилотированию.

Для достижения поставленной цели в известную конструкцию крыла с аэродинамической шторой, содержащую основную часть, аэродинамическую штору и систему управления, при этом аэродинамическая штора установлена на задней кромке основной части крыла с возможностью задержки развития обратного течения в пограничном слое по мере увеличения угла атаки крыла и функционально связана с системой управления, а совокупный аэродинамический профиль крыла образован профилем основной части крыла в сочетании с профилем аэродинамической шторы, были включены следующие конструктивные признаки: аэродинамическая штора выполнена в виде, по меньшей мере, двух секций, каждая из которых скомпенсирована по весу относительно оси вращения, шарнирно установлена на задней кромке основной части крыла и кинематически связана с системой управления, при этом конструктивное исполнение системы управления обеспечивает возможность расположения по набегающему потоку как минимум, двух секций аэродинамической шторы при нулевом суммарном шарнирном моменте.

Кроме того, крыло с аэродинамической шторой содержит, по меньшей мере, один гибкий экран, установленный на основной части крыла с возможностью взаимодействия с секциями аэродинамической шторы и сглаживания воздушного потока, огибающего зону сочленения основной части крыла с аэродинамической шторой.

Кроме того, по меньшей мере, одна секция аэродинамической шторы выполнена в виде каркаса с вырезами, при этом величина выхода гибких экранов за габарит основной части крыла обеспечивает покрытие вырезов каркаса аэродинамической шторы.

Кроме того, секция аэродинамической шторы выполнена с, по меньшей мере, одним спойлером, установленным вблизи задней кромки секции аэродинамической шторы с возможностью местного уменьшения толщины пограничного слоя.

Кроме того, система управления содержит средства кинематической развязки, по меньшей мере, две секции аэродинамической шторы выполнены в виде плавающих элеронов, кинематически связанных со средствами кинематической развязки системы управления и установленных с возможностью отклонения в противофазе при сумме шарнирных моментов, близкой к нулю.

Кроме того, отношение хорды основной части крыла к хорде плавающего элерона в одном и том же поперечном сечении крыла уменьшается по направлению от плоскости симметрии крыла к законцовкам крыла.

Кроме того, хорда основной части крыла уменьшается, по меньшей мере, в два раза по направлению от плоскости симметрии крыла к законцовкам крыла.

Кроме того, каждый из плавающих элеронов выполнен с зубом на задней кромке вблизи законцовки крыла.

Кроме того, система управления содержит кабанчики, тяги и орган управления, а также средства кинематической развязки, в том числе согласующий вал с кривошипами, кронштейны и плавающие качалки, при этом кривошипы неподвижно установлены на согласующем валу, кронштейны установлены на кривошипах, плавающие качалки шарнирно установлены на кронштейнах, кабанчики установлены на плавающих элеронах, при этом тяги установлены между кабанчиками и плавающими качалками, а также между плавающими качалками и органом управления.

Кроме того, система управления содержит по меньшей мер один механизм увеличения расхода управляемой поверхности, содержащий две звездочки, роликовую цепь и каретку, при этом одна из звездочек установлена на секции аэродинамической шторы, вторая звездочка установлена на оси в основной части крыла, роликовая цепь надета на звездочки, а каретка установлена в разрыве роликовой цепи и кинематически связана с системой управления.

Кроме того, система управления содержит рычаг управления подъемной силой, установленный под левой рукой летчика и кинематически связанный с согласующим валом с возможностью отклонения секций аэродинамической шторы в одном или в обоих направлениях относительно положения по потоку.

Кроме того, по меньшей мере, одна секция аэродинамической шторы выполнена в виде плавающего закрылка либо плавающего закрылка-интерцептора, установленного с возможностью регулирования величины подъемной силы крыла при отклонении от положения по потоку.

Кроме того, плавающий закрылок или плавающий закрылок-интерцептор кинематически связан с рукояткой управления подъемной силой, при этом рукоятка управления подъемной силой не связана с согласующим валом.

Кроме того, плавающий закрылок или плавающий закрылок-интерцептор, а также плавающие элероны кинематически связаны с согласующим валом с возможностью совместного отклонения от положения по потоку при помощи рукоятки управления подъемной силой.

Кроме того, система управления содержит фиксатор, кинематически связанный с рычагом управления подъемной силой и установленный с возможностью удержания, по меньшей мере, одной секции аэродинамической шторы в положении, отличном от положения по потоку.

Кроме того, система управления содержит датчик угла атаки, при этом фиксатор функционально связан с датчиком угла атаки с возможностью ограничения перемещения согласующего вала и его освобождения при превышении заданного угла атаки.

Кроме того, фиксатор выполнен в виде механического или электромеханического замка, кинематически связанного с согласующим валом.

Кроме того, фиксатор выполнен в виде актуатора с рабочим органом, при этом актуатор функционально связан с блоком управления, блок управления функционально связан с датчиком угла атаки, а рабочий орган актуатора кинематически связан с согласующим валом.

Устройство, согласно изобретению, иллюстрируется чертежами, на которых обозначено:

На Фиг. 1 Эпюра зоны пониженного давления стандартного жесткого крыла при субкритических углах атаки.

На Фиг. 2 Эпюра зон пониженного давления крыла с аэродинамической шторой при субкритических углах атаки.

На Фиг. 3 Схема обтекания классического «чистого» крыла при субкритических углах атаки.

На Фиг. 4 Схема обтекания крыла с аэродинамической шторой на закритических углах атаки при выходе аэродинамической шторы из сбалансированного по потоку состояния (режим «заброса» шторы).

На фиг. 5 Схема обтекания крыла с аэродинамической шторой при закритических углах атаки до выхода шторы из сбалансированного по потоку состояния (вид сбоку).

На фиг. 6 Распределение зон нормального и срывного обтекания крыла с аэродинамической шторой при закритических углах атаки (вид сверху).

На Фиг. 7 Схема обтекания классического «чистого» крыла при закритических углах атаки (вид сбоку).

На Фиг. 8 Распределение зон нормального и срывного обтекания классического «чистого» крыла при закритических углах атаки (вид сверху).

На Фиг. 9 Схема обтекания крыла с аэродинамической шторой, оборудованной спойлером по п. 4 Формулы.

На Фиг. 10 Поперечный разрез крыла с гибкими экранами по п. 2 Формулы.

На Фиг. 11 Поперечный разрез крыла с гибкими экранами и каркасной конструкцией аэродинамической шторы по п. 3 Формулы.

На Фиг. 12 Вид самолета с крылом по пп. 6-8 Формулы.

На Фиг. 13 Кинематическая схема средств кинематической развязки по п. 9 Формулы.

На Фиг. 14 Кинематическая схема средств кинематической развязки по п. 10 Формулы.

На Фиг. 15 Кинематическая схема средств кинематической развязки по п. 12 Формулы.

На Фиг. 16 Кинематическая схема средств кинематической развязки по п. 13 Формулы.

На Фиг. 17 Кинематическая схема средств кинематической развязки по пп. 14 и 15 Формулы.

На Фиг. 18 положение элементов конструкции ЛА по пп. 15 и 16 Формулы при штатных углах атаки.

На Фиг. 19 положение элементов конструкции ЛА по пп. 15 и 16 Формулы при повышенных углах атаки.

На Фиг. 20 Кинематическая схема системы управления с механизмом увеличения расхода управляющей поверхности по п. 10 Формулы.

На Фиг. 21 Кинематическая схема системы управления с автоматикой блокировки согласующего вала по п. 18 Формулы.

На Фиг. 22 Схема углов отклонения плавающего закрылка

На Фиг. 23 Схема углов отклонения плавающего закрылка-интерцептора.

Крыло с аэродинамической шторой, согласно изобретению, содержит основную часть (1), выполненную с аэродинамическим профилем, передней кромкой (2), задней кромкой (3), и, как минимум двумя секциями аэродинамической шторы (4). Задняя кромка крыла (3) в базовом варианте исполнения предложенного крыла является, в том числе, задней кромкой плавающих элеронов (5), шарнирно навешенных на основную часть крыла (1) и снабженных средствами весовой компенсации (6). Кроме того, система управления включает в себя кабанчики (7), тяги (8) и орган управления (9), средства кинематической развязки содержат согласующий вал (10) с кривошипами (11), кронштейны (12) и плавающие качалки (13), при этом кривошипы (11) неподвижно установлены на согласующем валу (10), кронштейны (12) установлены на кривошипах (11), плавающие качалки (13) шарнирно установлены на кронштейнах (12), кабанчики (7) установлены на плавающих элеронах (5), при этом тяги (8) установлены между кабанчиками (7) и плавающими качалками (13), а также между плавающими качалками (13) и органом управления (9).

Кроме того, возможна также комплексная оптимизация формы крыла в плане, за счет выполнения задней кромки крыла (3) в зоне плавающего элерона (5) с зубом (14), расположенным вблизи законцовки крыла, увеличение относительной хорды плавающего элерона (5) и сужение хорды основной части крыла (1) в направлении от плоскости симметрии крыла к законцовкам крыла.

Кроме того, возможно оснащение секций аэродинамической шторы (4), в том числе выполненных в виде плавающих элеронов (5), гибкими экранами (15), жестко закрепленными на основной части крыла (1).

Кроме того, по меньшей мере, одна секция аэродинамической шторы (4) выполнена в виде каркаса (16) с вырезами (17), при этом величина выхода гибких экранов (15) за габарит основной части крыла (1) обеспечивает покрытие вырезов (17) каркаса (16) аэродинамической шторы при всех возможных положениях аэродинамической шторы.

Кроме того, возможно оснащение секций аэродинамической шторы (4), в том числе плавающих элеронов (5), по меньшей мере, одним спойлером (18), установленным вблизи задней кромки секции аэродинамической шторы (4) с возможностью местного уменьшения толщины пограничного слоя.

Кроме того, система управления может содержать, по меньшей мере, один механизм увеличения расхода управляемой поверхности, содержащий две звездочки (19), роликовую цепь (20) и каретку (21), при этом одна из звездочек (19) установлена на секции аэродинамической шторы, например плавающего элерона (5), вторая звездочка установлена на оси в основной части крыла (1), роликовая цепь (20) надета на звездочки (19), а каретка (21) установлена в разрыве роликовой цепи (20) и кинематически связана с плавающей качалкой (13) при помощи тяги (8).

Кроме того, система управления содержит рычаг управления подъемной силой (22), установленный под левой рукой летчика и кинематически связанный с согласующим валом (10) с возможностью отклонения секций аэродинамической шторы (4) в одном или в обоих направлениях относительно положения по потоку.

Кроме того, по меньшей мере, одна секция аэродинамической шторы (4) может быть выполнена в виде плавающего закрылка (23) (Фиг. 22) либо плавающего закрылка-интерцептора (24), (Фиг. 23) установленного с возможностью регулирования величины подъемной силы крыла при отклонении от положения по потоку.

Кроме того, плавающий закрылок (23) или плавающий закрылок-интерцептор (24) может быть кинематически связан с рукояткой управления подъемной силой (22), при этом рукоятка управления подъемной силой (22) не связана с согласующим валом (10).

При альтернативном варианте исполнения плавающий закрылок (23) или плавающий закрылок-интерцептор (24), а также плавающие элероны (5) кинематически связаны с согласующим валом (10) с возможностью совместного отклонения от положения по потоку при помощи рукоятки управления подъемной силой (22).

Возможно также оснащение системы управления фиксатором (25), кинематически связанным с рычагом управления подъемной силой (22) и установленным с возможностью удержания, по меньшей мере, одной секции аэродинамической шторы в положении, отличном от положения по потоку.

Кроме того, система управления помимо фиксатора (25) содержит датчик угла атаки (26), при этом фиксатор (25) функционально связан с датчиком угла атаки (26) с возможностью ограничения перемещения согласующего вала (10) и его освобождения при превышении заданного угла атаки.

Кроме того, фиксатор (25) может быть выполнен в виде механического или электромеханического замка (27), кинематически связанного с согласующим валом (10) либо в виде актуатора (28) с рабочим органом (29) и блоком управления (30) при этом актуатор (28) функционально связан с блоком управления (30), блок управления (30) функционально связан с датчиком угла атаки (26), а рабочий орган (29) актуатора (28) кинематически связан с согласующим валом (10).

Крыло а аэродинамической шторой, при базовом варианте конструктивного исполнения функционирует следующим образом:

В полете при углах атаки, соответствующих наивысшим значениям аэродинамического качества, крыло работает классическим образом, создавая необходимую для полета подъемную силу. Плавающие элероны (5) в этом случае работают аналогично классическим элеронам, отклоняясь в противофазе на почти равные углы вверх и вниз для компенсации атмосферных возмущений и выполнения необходимых маневров, но не создавая при этом подъемной силы. Согласующий вал (10) в таком режиме полета остается практически неподвижным, а средства весовой компенсации (6), например, выполненные в виде противовесов, уменьшают вероятность развития флаттерных колебаний секций аэродинамической шторы (4).

Здесь важно отметить, что благодаря наличию в системе управления кинематической развязки, суммарный шарнирный момент пары плавающих элеронов (5) при свободном согласующем валу (10) остается близким к нулевому значению, что исключает возникновение момента по рысканию, направленного против задаваемого крена (adverse yaw). Это существенно облегчает управление летательным аппаратом, сводя к минимуму необходимые для координированных горизонтальных маневров воздействия в канале рыскания.

Важно отметить, что в предложенной конструкции крыла, в отличие от классического «жесткого» крыла при сбалансированной по потоку аэродинамической шторе (4) обратное течение в пограничном слое на задней кромке (3) аэродинамической шторы направлено не вверх (фиг. 3), а вниз, поскольку под нижней поверхностью аэродинамической шторы вблизи ее задней кромки находится дополнительная «балансировочная» зона разрежения, (зона b на Фиг. 2).

Наиболее отчетливо отличия предложенной конструкции от известного «жесткого» крыла проявляются при полете на минимальных скоростях, либо при выполнении маневров со значительными вертикальными перегрузками, когда угол атаки крыла периодически приближается к критическим для его профиля значениям. Например, при энергичном выполнении горки в горизонтальном полете увеличение угла атаки приводит к синхронному отклонению плавающих элеронов вверх по потоку, что приводит к смещению плавающих качалок (13) и повороту связанного с ними через кронштейны (12) и кривошипы (11) согласующего вала (10). При этом совокупный профиль крыла в зоне навески плавающих элеронов (5) становится выражено S-образным, а обтекание наиболее важных с точки зрения создания управляющих моментов зон верхней поверхности плавающих элеронов (5), расположенных вблизи задних кромок (3) остается ламинарным даже в том случае, если во впадине совокупного профиля крыла возникает зона вихревого обтекания из-за превышения предельно допустимого для данного профиля угла атаки.

Это происходит потому, что зона вихревого обтекания оказывается замкнутой в своего рода замкнутом пространстве, ограниченном сверху ламинарной частью огибающего крыло сверху потока, а снизу поверхностями основной части крыла (1) и плавающего элерона (5) примыкающим к месту их сочленения, при этом в данном режиме обтекания летательный аппарат, крыло которого оснащено аэродинамической шторой, выполненной в виде плавающих элеронов (5), полностью сохраняет управляемость в поперечном канале. (Фиг. 5 и Фиг. 6)

Кроме того, по мере роста угла атаки возрастает и разница в углах отклонения плавающих элеронов (5) от исходного положения по потоку. Из-за того, что величина скоростного напора под крылом всегда выше, чем над крылом, возникает выраженное дифференциальное отклонение плавающих элеронов (5), при котором угол подъема внутреннего по направлению задаваемо крена элерона оказывается существенно выше, чем опускание внешнего при нулевом суммарном шарнирном моменте. Тем не менее, добавочное лобовое сопротивление, создаваемое поднятым плавающим элероном (5) на больших углах атаки крыла больше, чем добавочное сопротивление опущенного плавающего элерона (5), а значит на больших углах атаки плавающие элероны (5) работают в режиме интерцепторов и летательный аппарат будет стремиться повернуть по курсу в сторону крена, что крайне желательно с точки зрения удобства пилотирования на больших углах атаки.

Естественно, что у участка крыла с плавающим элероном (5), есть предельное значение угла атаки, при котором возможно сбалансированное по потоку состояние плавающего элерона (5). При превышении данного угла «балансировочная» зона пониженного давления под задней кромкой (3) плавающего элерона (5) исчезает, течение в пограничном слое вблизи задней кромки (3) плавающего элерона (5) инвертируется из нисходящего в восходящее и происходит «заброс», то есть выход плавающего элерона (5) из сбалансированного по потоку состояния (Фиг. 4). При этом на практике явление «заброса» не оказывает существенного влияния на безопасность полета, поскольку оно происходит на углах атаки свыше 35%, которые почти недостижимы при консервативном пилотировании, характерном для авиации общего назначения и возможны преимущественно на пилотажных самолетах.

Таким образом, исходя из описанных выше особенностей обтекания, важнейшим преимуществом предложенного крыла становится возможность использования более тонких и скоростных профилей крыла без риска инверсии отклика, а орган управления (9) в поперечном канале на больших углах атаки, что дает возможность либо улучшить скоростные характеристики летательного аппарата и повысить его топливную эффективность без существенного снижения безопасности либо, сохранив существующую скорость и топливную эффективность, существенно повысить безопасность, создав самолет или планер, весьма удобный для первоначального обучения пилотированию.

Важно также отметить, что эффект улучшения управляемости в поперечном канале сохраняется и в режиме перевернутого полета, поскольку логика работа аэродинамической шторы не зависит от направления скоса потока на крыле, чем предложенное техническое решение выгодно отличается, в частности, от элеронов Юнкерса, которые в перевернутом полете полностью утрачивают эффективность уже при субкритических углах атаки. Данная особенность делает крыло с аэродинамической шторой безопасным при попадании летательного аппарата в сложные пространственные положения, в том числе и на малой скорости.

Аэродинамические качества секции аэродинамической шторы (4) могут быть улучшены несколькими способами.

Во-первых, возможна установка на основной части крыла (1) гибких экранов (15), которые улучшают аэродинамическое качество крыла, сглаживая переход от основной части крыла (1) к секции аэродинамической шторы (4) (Фиг. 11) Наибольшую эффективность гибкий экран (15) имеет на нижней поверхности крыла, но возможно оснащение каждой из секций аэродинамической шторы (4) двумя гибкими экранами (15) для достижения наилучшей обтекаемости крыла. Кроме того, для облегчения конструкции секция аэродинамической шторы (4) может быть выполнена в виде каркаса (16) с вырезами (17), при этом величина выхода гибких экранов (15) за габарит основной части крыла (1) обеспечивает покрытие вырезов (17) каркаса (16) аэродинамической шторы (4) при всех возможных положениях аэродинамической шторы (Фиг. 10).

Для увеличения угла атаки, на котором возникает «заброс» секции аэродинамической шторы (4), возможно использование спойлера (18), который, будучи установлен вблизи задней кромки секции аэродинамической шторы (4) создает местное уплотнение потока, создающее дополнительное препятствие на пути инверсионного, то есть направленного снизу вверх течения в пограничном слое вблизи задней кромки (3) аэродинамической шторы (4) (Фиг. 9).

В случае, если секция аэродинамической шторы (4) выполняет роль плавающего элерона (5), наиболее целесообразным представляется симметричное расположение двух спойлеров (18) на верхней и нижней поверхности плавающего элерона (5) вблизи его задней кромки, что обеспечивает более быстрое нарастание коэффициента момента крена на малых углах отклонения плавающих элеронов (5).

Кроме вариантов конструктивного исполнения собственно секции аэродинамической шторы (4), на летно-технические характеристики летательного аппарата может положительно повлиять также оптимизация формы крыла в плане, повышающая эффективность секций аэродинамической шторы (4), выполненной в виде плавающих элеронов (5).

Так, например, сочетание существенного, в том числе, прогрессивного сужения основной части крыла (1) от плоскости симметрии к законцовкам, в сочетании с увеличением по направлению к законцовкам отношения хорды плавающего элерона (5) к хорде основной части крыла (1) дает с одной стороны, больший критический угол атаки для концевых участков крыла, поскольку этот угол (угол «заброса») увеличивается пропорционально увеличению относительной хорды секции аэродинамической шторы (4). С другой стороны, существенная часть хорды совокупного профиля крыла в зоне его законцовки, расположенная по набегающему потоку, существенно ослабляет кинетику концевого вихря и тем самых снижает общее индуктивное сопротивление крыла, что частично компенсирует неизбежные потери подъемной силы, вызванные исключением части общей площади крыла, а именно плавающих элеронов (5) из процесса ее образования. При необходимости дополнительного увеличения коэффициента момента крена на больших углах атаки, возможно исполнение плавающего элерона (5) с зубом (14), задачей которого является увеличение площади пятна ламинарного обтекания плавающего элерона (5). Крыло данной формы изображено на Фиг. 12.

Следующая группа вариантов конструктивного исполнения крыла с аэродинамической шторой касается конструктивной реализации системы управле