Аэродинамическая поверхность и планер летательного аппарата

Аэродинамическая поверхность и планер летательного аппарата

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Настоящая группа изобретений касается вихревой аэродинамики, а именно аэродинамических поверхностей, работающих в широком диапазоне скоростей и углов атаки и применяемых для создания аэродинамических сил и моментов в летательных аппаратах различных типов, ветровых турбинах, осевых вентиляторах и других лопастных машинах, а также применения предложенной аэродинамической поверхности к известному планеру летательного аппарата. Изобретение предположительно относится к рубрике В64С 23/06 МКИ.

К решениям, конструктивно близким к предложенной аэродинамической поверхности относятся варианты исполнения передней кромки аэродинамической поверхности, обеспечивающие повышение ее несущей способности за счет улучшения передачи энергии от набегающего потока в пограничный слой на верхней поверхности крыла через генерирование завихрений.

Известно «крыло с генераторами вихрей на передней кромке», описание которого приводится в патенте США №7900871 от 8.03.2011. Данное крыло включает в себя наплывы треугольной формы, расположенные на верхней поверхности крыла вблизи передней кромки, при этом высота образуемых наплывами и верхней поверхностью крыла клиновидных уступов увеличивается по направлению от передней к задней кромке крыла.

Недостатком данного технического решения является повышение С_х крыла на малых углах атаки при крейсерских режимах полета, так как генераторы вихрей, расположенные на верхней поверхности крыла позади его передней кромки не могут быть полностью «выключены» за счет расположения строго по потоку при углах атаки, соответствующих крейсерской или тем более максимальной скорости полета. Этот недостаток частично нивелирует преимущества в маневренности и безопасности полета от роста энергии пограничного слоя на больших углах атаки.

В качестве примера более полного использования преимуществ вихревой подъемной силы можно привести крыло с корневым наплывом и отклоняемыми носками консолей, примененное, в частности, на самолете F18A «Super Hornet», фотография которого в режиме полета на больших углах атаки размещена в сети Интернет по адресу http://members.chello.nl/j.meijers3/F-18-Vapour.jpq Преимуществом данного крыла является возможность активного маневрирования самолета на углах атаки порядка 35-40 градусов, что превышает критический угол атаки для ламинарно обтекаемого крыла.

Недостатком данного крыла является его ограниченная промышленная применимость, поскольку с точки зрения сохранения аэродинамического качества величина интерференционных потерь приемлема только на крыльях с двумя обращенным внутрь изломами передней кромки.

При этом следует учесть, что интерференционные потери дополнительно уменьшают малые радиусы притупления передней кромки крыла в местах сопряжения корневого наплыва с консолями крыла, что требует установки дорогостоящих отклоняемых носков консолей крыла.

В тоже время, как пример решения проблемы добавочного аэродинамического сопротивления, создаваемого обращенными внутрь изломами передней кромки при больших радиусах ее притупления можно привести крыло самолета Ту 22М3, на котором в местах сопряжения поворотных консолей с неподвижной частью крыла установлены направляющие аэродинамические гребни (аэродинамические шайбы), разделяющие сходящиеся в точке обращенного внутрь излома разновекторные потоки. Кроме того, аэродинамические шайбы уменьшают потери, возникающие при отклонении вниз носков поворотных консолей крыла. Фотографии данных конструктивных элементов размещены в сети Интернет по адресу: https://topwar.ru/uploads/posts/2011-12/1325213748_4132786_larqe.jpg

Известна также «хвостовая аэродинамическая поверхность самолета с частично волнистой передней кромкой» описание которой приводится в патенте США №8,789,793 от 29.07.2014. Данное техническое решение направлено на повышение безопасности полетов в сложных метеоусловиях, а именно на предотвращение авиационных происшествий, вызванных обледенением передней кромки горизонтального оперения, что в некоторых случаях приводит к срыву потока с нижней стороны горизонтального оперения и затягиванию самолета в пикирование. Технически это становится возможным за счет того, что согласно экспериментальным данным, на волнистой поверхности передней кромки происходит концентрация обледенения на ее пиках и во впадинах, оставляя между ними свободные ото льда участки, через которые энергия набегающего потока может быть передана пограничному слою, прилегающему со стороны разрежения к аэродинамической поверхности, в том числе при помощи образующихся на кромках ледяных бугорков вихрей, что в свою очередь задерживает срыв потока с горизонтального оперения.

Недостатком данного технического решения является ограниченность его промышленной применимости.

Среди решений, связанных с использованием эффектов вихревой аэродинамики на гражданских и транспортных самолетах также следует отметить «Мотогондолу самолета, содержащую средства генерации вихрей», описание которой приводится в заявке на патент США US 2010/0176249 А1, дата публикации 15.07.2010, дата приоритета 16.06.2008. Данные средства генерации вихрей представляют собой гребни с острыми рабочими кромками, установленные по боками гондолы турбовентиляторного двигателя самолета, при этом форма и расположение гребней на повышенных углах атаки обеспечивают формирование устойчивых вихревых жгутов, прилегающих к верхней поверхности крыла самолета и увеличивающих за счет создания зон высокого разрежения С_у крыла на режимах взлета и посадки, что улучшает взлетно-посадочные характеристики самолета.

Кроме того, прилегающие к верней поверхности крыла вихревые жгуты разделяют продольно движущийся пограничный слой на верхней поверхности крыла на отдельные участки, что уменьшает вероятность миграции зон отрыва пограничного слоя по размаху крыла, что, в свою очередь, повышает допустимые угловые скорости крена на малых скоростях полета.

Данное техническое решение является примером удачного применения эффектов вихревой аэродинамики к крыльям большого относительного удлинения и малой стреловидности по передней кромке.

Недостатком данного технического решения является его узкая промышленная применимость, ограниченная самолетами с подкрыльевым расположением турбовентиляторных двигателей большого диаметра.

Из уровня техники известна также «передняя кромка лопасти ротора, выполненная с бугорками и предназначенная для турбин и компрессоров» описание которой приводится в патенте США №8,535,008 от 17.09.2013 и которая по совокупности своих конструктивных признаков наиболее близка к предложенной аэродинамической поверхности. Данное техническое решение представляет собой аэродинамическую поверхность, выполненную с аэродинамическим профилем и содержащую переднюю и заднюю кромки, верхнюю и нижнюю стороны, а также генераторы вихрей, выполненные с возможностью генерации вихревых структур, прилегающих к верхней или нижней сторонам аэродинамической поверхности, при этом передняя кромка аэродинамической поверхности образована последовательностью выступов и впадин с циклически изменяющимся местным углом стреловидности, а генераторы вихрей выполнены в виде участков передней кромки с наибольшими местными углами стреловидности. Кроме того, форма и расположение выступов и впадин обеспечивает увеличение подъемной силы и уменьшение силы лобового сопротивления одновременно с увеличением критического угла атаки аэродинамической поверхности, а минимальный радиус притупления передней кромки остается постоянным как на выступах, так и на впадинах. Кроме того, в данном патенте описана также ветровая турбина, использующая предложенную аэродинамическую поверхность в качестве рабочего органа.

Основным недостатком данной аэродинамической поверхности применительно к ее использованию в летальных аппаратах является ограниченные демпфирующие свойства, связанные со значительным объемом и неустойчивостью зоны стагнации потока, а применительно к использованию в ветровых турбинах - ограниченный рабочий диапазон углов атаки, снижающий приемистость турбины при порывистом ветре и требующий установки дорогостоящих механизмов управления шагом лопастей и систем управления ими.

Кроме того, при огибании воздушным потоком волнистой передней кромки на малых углах атаки происходит формирование не только завихренных, но и скошенных потоков, сходящихся на верхней и нижней сторонах аэродинамической поверхности. Поэтому при наиболее эффективной с точки зрения генерации вихрей выраженности рельефа передней кромки (высоты бугорков) между выступами неизбежно образование локальных зон повышенного давления, что приведет к увеличению силы лобового сопротивления и снижению аэродинамического качества. По этой причине разработчикам приходится идти на компромисс, ограничивая эффективность генерации вихрей и срывные характеристики аэродинамической поверхности ради лучшей обтекаемости.

Среди аналогов предложенного планера летательного аппарата, можно отметить планер самолета Piper РА-28 Cherokee, описание которого приводится в сети Интернет по адресу https://ru.wikipedia.org/wiki/Piper_РА-28_Cherokee

Планер данного самолета содержит фюзеляж, шасси, крыло с отклоняемыми поверхностями, выполненными с возможностью создания управляющих моментов и изменения подъемной силы, горизонтальное оперение и киль с рулем направления.

Кроме того, самолет содержит силовую установку, а горизонтальное оперение данного самолета выполнено цельноповоротным, что улучшает линейность отклика аппарата на перемещение штурвальной колонки и уменьшает негативное влияние на управляемость положительной обратной связи, возникающей при использовании классического руля высоты из-за его перебалансировки по скошенному в результате первичного отклонения потоку и смещении в результате этого «нулевого» положения штурвальной колонки при одновременном ухудшении демпфирующих свойств ГО.

Недостатком данного технического решения является ограниченный из-за срывных характеристик аэродинамического профиля стабилизатора расход ЦПГО на кабрирование, во многих случая не позволяющий уйти от столкновения с землей или другими препятствиями, если снижение самолета происходит по слишком крутой траектории и имеет место дефицит высоты.

С другой стороны, подобное резкое снижение может иметь место, в частности, вследствие сваливания самолета в штопор из-за ограниченных несущих свойств концевых участков крыла, также определяемых свойствами крыла как аэродинамической поверхности.

Другими словами, в контексте данной заявки недостатками планера данного широко известного самолета можно считать общие для данного класса машин ограничения по углам атаки, минимальной скорости полета и времени разворота, скорости роста перегрузки при выводе из пикирования и так далее. С точки зрения безопасности полетов эти ограничения в худшем случае создают «период обреченности» то есть временной отрезок, на котором полностью работоспособный пилот, совершив фатальную ошибку в пилотировании и осознав этот факт, уже не может ее исправить и предотвратить развивающуюся катастрофу из-за ограниченных летно-технических характеристик самолета. При этом в идеальном случае, когда для повышения безопасности полета и выживания пилота в конструкции самолета реализованы все возможные средства - «период обреченности» должен быть сопоставим по времени со временем реакции пилота на опасность.

Как попытку максимально сократить «период обреченности» и повысить за счет этого безопасность полетов следует отметить самолет ICON А5, описание планера которого приводится в частности в заявке на патент США №20170021916 А1, дата публикации 26.01.2017.

Планер данного самолета содержит фюзеляж, Т-образное хвостовое оперение и высоко расположенное крыло, каждая из консолей которого разделена на внутреннюю и внешнюю части уступом передней кромки, при этом на больших углах атаки зона срывного обтекания благодаря наличию уступа передней кромки остается в пределах внутренних частей консолей крыла и не распространяется на внешние части консолей крыла и горизонтальное оперение, где расположены управляющие поверхности. Удержанию зоны срыва в границах центральной части крыла отчасти способствует Т-образное хвостовое оперение, так как положительная подъемная сила стабилизатора на больших углах атаки приложена в точке, расположенной выше центра масс самолета, что улучшает его статическую поперечную устойчивость в режиме парашютирования.

Недостатком данного технического решения, является то, что оно основано на принудительном ограничении несущих свойств центральной части крыла, в то время как срывные и несущие характеристики внешних частей консолей крыла, защищаемые таким образом от срыва потока, почти не превышают таковые у большинства других сверхлегких самолетов. В результате переход самолета в парашютирование сопровождается скачкообразным падением среднего по размаху крыла значения Су, что при входе в парашютирование на скорости близкой к скорости сваливания означает снижение с вертикальной скоростью 3-4 м/с, а при выходе в парашютирование с повышенной перегрузкой скорость снижения (распрямления траектории) может быть еще больше. Критически важным параметром в данном случае становится наличие запаса высоты, так как при входе самолета в парашютирование на высоте ниже критической вывод из него без удара о землю становится невозможным, что эквивалентно мертвой зоне авторотации у вертолетов и автожиров.

Кроме того, побочным эффектом попытки улучшения срывных характеристик концевых участков крыла за счет применения на них аэродинамического профиля с относительно толстым лобиком неизбежно становится ухудшение демпфирования в поперечном канале, вызванное ростом объемов и снижением устойчивости зон стагнации.

При этом способность пилота-любителя, на которого изначально рассчитан ICON А5, мгновенно отдать ручку управления от себя в надежде затем «поймать» самолет у самой земли вызывает большие сомнения, что еще больше увеличивает фактическое значение критической высоты.

Кроме того, интересной конструктивной особенностью планера ICON А5 является малый размах руля высоты, составляющий не более 70% размаха стабилизатора, то есть налицо попытка исключить возможность срыва концевых участков крыла за счет уменьшения эффективности руля высоты при одновременном повышении демпфирующего момента стабилизатора при его переходе в режим создания положительной подъемной силы. В совокупности эти меры существенно снижают запас момента руля высоты, который так важен при необходимости «выхватить» самолет из непреднамеренного снижения на малой высоте.

Кроме того, компоновочная схема ICON А5 с толкающим воздушным винтов и «нижней» балкой фюзеляжа предопределяет наличие верхней децентрации вектора тяги, чреватой резкой потерей скорости при отказе двигателя в наборе высоты из-за возникновения кабрирующего момента, и если в это случится до выхода из мертвой зоны парашютирования - авария в виде, как минимум, жесткого приземления почти неизбежна.

Другими словами, ограничение несущих свойств средней части крыла ради предотвращения потери управления по крену и тагнажу не может рассматриваться как вполне эффективное решение проблемы потери управления легких самолетов и в этой связи наиболее перспективным выглядит путь использования эффектов вихревой аэродинамики для повышения несущих свойств крыла и горизонтального оперения на больших углах атаки.

Известен также «Маневренный учебно-тренировочный и боевой самолет Як-130», описание планера которого приводится в патенте РФ №2144885 от 20.07.1999 и который по совокупности своих конструктивных признаков наиболее близок к предложенному изобретению. Данный планер содержит фюзеляж, шасси, крыло с отклоняемыми поверхностями, вертикальное оперение, а также горизонтальное оперение и систему управления, при этом передние кромки крыла и горизонтального оперения имеют зубчатую форму. Кроме того, самолет содержит киль с рулем направления, горизонтальное оперение выполнено цельноповоротным, крыло содержит корневой наплыв с заостренными входящими кромками, а отклоняемые поверхности крыла выполнены в виде закрылков и элеронов.

Недостатком данного самолета являются ограниченная поперечная устойчивость и управляемость на больших углах атаки, особенно при выпущенных в посадочное положение закрылках, вызванная сочетанием короткого плеча ЦПГО, однокилевой схемы вертикального оперения, значительной площади закрылков и ограниченной эффективности элеронов на больших углах атаки из-за падения энергии пограничного слоя на верхней стороне концевых участков крыла, что затрудняет предпосадочное маневрирование и усложняет посадку при отказе одного двигателя.

Косвенным доказательством данного утверждения является авария модели-копии Як-130 с реактивной силовой установкой, видеозапись которой размещена в сети Интернет по адресу https://www.youtube.com/watch?v=kyMoAS_DH_М, произошедшая вследствие сваливания на крыло на малой высоте и скорости полета, а также неспособности пилота вывести самолет из второго режима при помощи тяги из-за ограниченной эффективности ЦПГО и высоких значений С_x. При этом очевидно, что данная проблема относится исключительно к аэродинамической схеме планера и не имеет существенного характера для самолета-прототипа, оснащенного весьма совершенной адаптивной ЭДСУ, законы управления которой не позволяют пилоту ввести самолет в опасный режим полета.

Таким образом, при разработке предложенной аэродинамической поверхности, была поставлена основная задача одновременного улучшения срывных и несущих характеристик аэродинамической поверхности за счет всемерного усиления и пространственной стабилизации создаваемых генераторами вихрей вихревых структур, а также разрешения проблемы суммарных интерференционных потерь аэродинамической поверхности с зубчатой передней кромкой.

Дополнительной задачей было улучшение демпфирующей способности аэродинамических поверхностей, за счет фрагментации зоны стагнации потока, всемерного уменьшения ее объема, а также за счет обеспечения возможности генерации демпфирующих вихрей как на верхней, так и на нижней сторонах аэродинамической поверхности при существенном изменении местного угла атаки.

Дополнительной задачей также было обеспечение минимизации либо исключения сдвига центра давления вперед при росте угла атаки для плоско-выпуклых и выпукло-вогнутых профилей с целью повышения устойчивости ЛА (летательного аппарата) по перегрузке и скорости, а также устойчивости аэродинамической поверхности к скоростному флаттеру.

Одновременно с этим, при разработке предложенных вариантов конструкции планера летательного аппарата была поставлена задача максимально полного раскрытия потенциала предложенной аэродинамической поверхности применительно, главным образом, к легким и сверхлегким самолетам и планерам.

Дополнительной задачей было улучшение эффективности системы управления, в частности горизонтального оперения, при всех конфигурациях планера, включая посадочную.

Цель изобретения - комплексное улучшение летно-технических характеристик пилотируемых летательных аппаратов различного назначения, преимущественно легкой и сверхлегкой категорий, беспилотных летательных аппаратов, а также улучшение рабочих характеристик ветровых турбин, осевых вентиляторов и других лопастных машин.

Для достижения поставленных целей в известную аэродинамическую поверхность, выполненную с аэродинамическим профилем и содержащую переднюю и заднюю кромки, верхнюю и нижнюю стороны, а также генераторы вихрей, выполненные с возможностью генерации вихревых структур, прилегающих к верхней или нижней сторонам аэродинамической поверхности, при этом передняя кромка аэродинамической поверхности образована последовательностью выступов и впадин с циклически изменяющимся местным углом стреловидности, а генераторы вихрей выполнены в виде участков передней кромки с наибольшими местными углами стреловидности, были включены следующие конструктивные признаки: предложенная аэродинамическая поверхность дополнительно содержит гребни, выступы передней кромки выполнены в виде зубьев, расположенных на некотором расстоянии друг от друга и имеющих клиновидную или листовидную форму, а впадины передней кромки выполнены в виде промежуточных зон, при этом входящие кромки зубьев имеют большие местные углы стреловидности и меньший средний минимальный радиус притупления, чем промежуточные зоны, каждое из сопряжений входящей кромки зуба с промежуточной зоной образует обращенный внутрь излом передней кромки, а гребни ориентированы по направлению потока воздуха и расположены попарно на верхней и нижней сторонах аэродинамической поверхности в непосредственной близости от обращенных внутрь изломов передней кромки с возможностью уменьшения интенсивности интерференции разнонаправленных воздушных потоков, формирующихся вблизи изломов передней кромки, а также с возможностью пространственной стабилизации создаваемых входящими кромками вихревых структур, прилегающих к верхней или нижней сторонам аэродинамической поверхности.

Кроме того, входящие кромки зубьев выполнены заостренными на, по меньшей мере, 70% своей протяженности, при этом отношение ширины основания зуба к длине промежуточной зоны составляет от 0,6 до 1,5, отношение высоты зуба к ширине основания зуба составляет от 2 до 0,8, а местные углы стреловидности входящих кромок зубьев составляют от 40 до 90 градусов и увеличиваются по направлению от вершины зуба к обращенному внутрь излому передней кромки.

Кроме того (по пред) входящие кромки зубьев вблизи обращенных внутрь изломов передней кромки выполнены с прямолинейными участками, имеющими постоянный местный угол стреловидности равный 75-90 градусов, при этом длина прямолинейных участков составляет от 15 до 40% высоты зуба.

Кроме того, гребни выполнены серповидными, при этом длина направляющих гребней составляет от 25 до 70 процентов высоты зуба, а отношение длины гребня к его максимальной высоте составляет от 3 до 10.

Кроме того, аэродинамическая поверхность выполнена в виде консоли и содержит законцовку и корневую часть, при этой ближайший к законцовке зуб выполнен асимметричным имеет одну входящую кромку, обращенную в сторону корневой части аэродинамической поверхности.

Кроме того, ближайший к корневой части зуб выполнен в виде корневого наплыва с одной заостренной входящей кромкой, обращенной в сторону законцовки аэродинамической поверхности.

Кроме того, направляющие гребни полностью или частично установлены под углом от 1 до 15 градусов к направлению набегающего потока, при этом направление наклона направляющих гребней примыкающих к входящей кромке зуба соответствует направлению наклона данной входящей кромки зуба относительно направления набегающего потока.

Кроме того, в известную конструкцию планера летательного аппарата, содержащего фюзеляж, шасси, крыло с отклоняемыми поверхностями, вертикальное оперение, а также горизонтальное оперение и систему управления, при этом передние кромки крыла и горизонтального оперения имеют зубчатую форму, были внесены следующие конструктивные изменения: крыло и горизонтальное оперение полностью или частично выполнено в виде предложенных аэродинамических поверхностей, на передней кромке крыла расположено не менее шести зубьев, а на передней кромке хвостового оперения - не менее четырех зубьев, при этом расстояние между вершинами наиболее удаленных друг от друга по размаху зубьев составляет от 70 до 100% полного размаха крыла планера летательного аппарата, расстояние между вершинами наиболее удаленных друг от друга по направлению полета зубьев составляет от 40 до 90% полной длины планера летательного аппарата, а любые два соседних зуба, расположенные на крыле, отклонены вниз на величину от 2 до 6 градусов относительно плоскости хорды крыла, проходящей через середину промежуточной зоны передней кромки, расположенной между данными зубьями.

Кроме того, отклоняемые поверхности крыла установлены с возможностью синфазного и дифференциального отклонения и выполнены либо в виде флапперонов, либо в виде сочетания закрылков и флапперонов, при этом установленные с возможностью синфазного отклонения поверхности крыла занимают, по меньшей мере, 75% полного размаха крыла.

Кроме того, (по пред), при совместном использовании закрылков и флапперонов конструктивное исполнение системы управления обеспечивает возможность синфазного отклонения флапперонов вниз на угол, больший угла отклонения закрылков.

Кроме того, горизонтальное оперение выполненного в виде переставного стабилизатора и руля высоты, при этом руль высоты навешен на задней кромке переставного стабилизатора с возможностью управления летальным аппаратом в продольном канале и снабжен средствами осевой либо аэродинамической компенсации.

Кроме того, фюзеляж выполнен с хвостовой балкой, горизонтальное оперение выполнено цельноповоротным в виде одной или двух поверхностей, шарнирно установленных на хвостовой балке фюзеляжа с возможностью управления летательным аппаратом в продольном канале.

Кроме того, горизонтальное оперение выполнено в виде двух цельноповоротных поверхностей, шарнирно установленных на хвостовой балке фюзеляжа с возможностью синфазного и дифференциального отклонения, при этом управление по крену и тангажу обеспечивается дифференциальным и синфазным отклонением секций цельноповоротного горизонтального оперения соответственно.

Кроме того, хвостовая балка фюзеляжа имеет прямоугольный или трапециевидный профиль поперечного сечения, а также уплощенный задний конец, плавно переходящей в цельноповоротное горизонтальное оперение, при этом вертикальное оперение выполнено в виде двух килей, смещенных вперед относительно горизонтального оперения и установленных с развалом наружу от 1 до 35 градусов каждый относительно диаметральной плоскости самолета с возможностью повышения поперечной устойчивости самолета на больших углах атаки, а боковые поверхности хвостовой балки фюзеляжа плавно переходят в наружные поверхности килей.

Кроме того, планер летательного аппарата содержит корневой наплыв горизонтального оперения и аэродинамические шайбы, вертикальное оперение включает в себя один киль с рулем направления на задней кромке, хвостовая балка содержит корневой наплыв и выполнена сужающейся таким образом, что боковые поверхности хвостовой балки плавно переходят в боковые поверхности киля, при этом корневой наплыв выполнен с заостренными входящими кромками, цельноповоротное горизонтальное оперение навешено на корневом наплыве, смещено вперед относительно киля и выполнено с вырезами в корневой части, расположенными с возможностью уменьшения аэродинамического затенения руля направления на больших углах атаки, а аэродинамические шайбы установлены на корневом наплыве либо на цельноповоротном горизонтальном оперении в непосредственной близости от точек изломов передней кромки, образованных примыканием цельноповоротного горизонтального оперения к корневому наплыву.

Таким образом, благодаря введенным в известные конструкции высокоэффективной аэродинамической поверхности и самолета конструктивным изменениям, была успешно решена основная задача одновременного улучшения срывных и несущих характеристик аэродинамической поверхности за счет всемерного усиления и пространственной стабилизации создаваемых генераторами вихрей вихревых структур, а также разрешения проблемы суммарных интерференционных потерь аэродинамической поверхности с зубчатой передней кромкой.

Кроме того, была также успешно решена дополнительная задача улучшения демпфирующей способности аэродинамических поверхностей, за счет фрагментации зоны стагнации потока, всемерного уменьшения ее объема, а также за счет обеспечения возможности генерации демпфирующих вихрей как на верхней, так и на нижней сторонах аэродинамической поверхности при существенном изменении местного угла атаки.

Кроме того, была также успешно решена дополнительная задача минимизации либо исключения сдвига центра давления вперед при росте угла атаки для плоско-выпуклых и выпукло-вогнутых профилей с целью повышения устойчивости ЛА (летательного аппарата) по перегрузке и скорости, а также устойчивости аэродинамической поверхности к скоростному флаттеру.

Кроме того, была предпринята попытка решения задачи максимально полного раскрытия потенциала предложенной аэродинамической поверхности применительно, главным образом, к легким и сверхлегким самолетам и планерам.

Настоящее изобретение иллюстрируется чертежами, на которых обозначено:

На Фиг. 1 - Общий вид предложенной аэродинамической поверхности.

На Фиг. 2 - Схематичное изображение характера обтекания предложенной аэродинамической поверхности при значительном положительном угле атаки (вид сверху).

На Фиг. 3 - Схематическое изображение неустойчивости вихревого жгута на аэродинамической поверхности, не имеющей направляющих гребней.

На Фиг. 4 - Схема повышения устойчивости вихревого жгута на предложенной аэродинамической поверхности.

На Фиг. 5 - Схематичное изображение устранения зоны повышенного давления возникающей позади передней кромки вследствие интерференции разновекторных воздушных потоков.

На Фиг. 6 - Схематичное изображение устранения зоны повышенного давления, возникающей позади передней кромки вследствие интерференции разновекторных воздушных потоков.

На Фиг. 7 - Схематическое изображение предположительного характера обтекания предложенной аэродинамической поверхности с направляющим гребнями по П. 7 Формулы и зубьями по П. 2 и 3 Формулы.

На Фиг. 8 - Схематичное изображение характера обтекания внешнего профиля серповидных направляющих гребней по П. 4 Формулы.

На Фиг. 9 - Схематичное изображение эффекта изменения угла установки зубьев относительно проходящей через вершину зуба хорды, исключающее преждевременный переход зуба в режим активной генерации вихрей и улучшающий аэродинамическое качество и поперечное демпфирование крыла при синфазном отклонении отклоняемых поверхностей.

На Фиг. 10 - Схематичное изображение характера обтекания крыла предложенного планера летательного аппарата с отклоненным вниз флаппероном, обеспечивающее безопасность полета в том числе при «портальном» выпуске механизации крыла по П. 10 Формулы.

На Фиг. 11 - Схематичное изображение возникновения вихревой составляющей демпфирующего момента крена.

На Фиг. 12 - Схема улучшения поперечной устойчивости вблизи земли за счет эффекта «портальной» воздушной подушки.

На Фиг. 13 - Самолет с хвостовым оперением по П. 13 и 15 Формулы.

На Фиг. 14 - Самолет с хвостовым оперением по П. 12 и 14 Формулы.

На Фиг. 15 - Самолет с хвостовым оперением по П. 11 Формулы.

Аэродинамическая поверхность, согласно изобретению, выполнена, например, в виде консоли (1), включающей в себя переднюю кромку (2), заднюю кромку (3), верхнюю сторону (4), нижнюю сторону (5), законцовку (6), и корневую часть (7) и зубья (8) с водящими кромками (9), а также гребни (10), при этом передняя кромка (2) имеет зубчатую форму, образованную входящими кромками (9) и промежуточными зонами (11), точки примыкания входящих кромок к промежуточным зонам (11) образуют обращенные внутрь изломы передней кромки (2), направляющие гребни (10) расположены попарно на верхней и нижней сторонах (4) и (5), в непосредственной близости от каждого обращенного внутрь излома передней кромки (2) и имеют серповидную форму, а промежуточные зоны (11) выполнены вогнутыми.

Возможно также выполнение ближайших к законцовке (6) и корневой части (7) зубьев (8) асимметричными и имеющими одну обращенную внутрь входящую кромку (9).

Предложенный планер летательного аппарата может быть реализован в трех вариантах:

1. В варианте маневренного легкомоторного самолета с хвостовым оперением, реализованным по П. 13 и 15 Формулы и содержащим крыло (12), фюзеляж (13) с хвостовой балкой (14), кабину пилота (15), силовую установку (16), флаппероны (17), корневой наплыв (18), киль (19) с рулем направления (20), шасси (21). При этом горизонтальное оперение выполнено в виде секций ЦПГО (22), установленных на корневом наплыве (18), корневой наплыв (18) выполнен с входящими кромками, а крыло (12) и секции ЦПГО (22) выполнены в виде предложенных консолей (1) и содержат зубья (8) и направляющие гребни (10). Кроме того, секции ЦПГО также выполнены с вырезами (23) в корневой части и смещены вперед относительно киля (19). На крыле (12), выполненном в виде предложенной аэродинамической поверхности, расположено 10 зубьев (8), при этом два зуба (8), ближайшие к законцовкам (6), выполнены асимметричными и имеют по одной входящей кромке (9), обращенной в сторону плоскости симметрии самолета. Секции ЦПГО (22) установлены на корневом наплыве (18) с возможностью синфазного и дифференциального отклонения, при этом на каждой из секций ЦПГО расположено по три зуба (8), в точках излома передней кромки, образованных примыканием передней кромки (2) секций ЦПГО (22) к корневому наплыву (18), установлены аэродинамические шайбы (24), а крыло (12) оснащено флапперонами (17), установленными с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.

2. В варианте самолета с хвостовым оперением, реализованным по П. 12 и 14 Формулы, адаптированного преимущественно для решения транспортных и учебно-тренировочных задач в рамках авиации общего назначения и конструктивно отличающегося от первого варианта тем, что горизонтальное оперение выполнено в виде цельноповоротного стабилизатора (25), хвостовая балка (14) фюзеляжа (13) выполнена прямоугольным или трапециевидным профилем поперечного сечения, а также с уплощенным задним концом (26), плавно переходящим в цельноповоротный стабилизатор (25), вертикальное оперение выполнено в виде двух килей (19), смещенных вперед относительно цельноповоротного стабилизатора (25), оборудованных рулями направления (20) и установленных с развалом наружу от 1 до 35 градусов каждый относительно диаметральной плоскости самолета, а боковые поверхности хвостовой балки (14) фюзеляжа (13) плавно переходят в наружные поверхности килей (19). Кроме того, в данном варианте реализации самолета крыло (12) оборудовано флапперонами (17) и закрылками (27), оснащенными раздельным управлением с возможностью выпуска флапперонов (17) при убранных закрылках (27).

3. В варианте самолета местных авиалиний с хвостовым оперением, реализованным по П. 11 Формулы и конструктивно отличающимся от первого варианта тем, что силовая установка (16) включает в себя два двигателя, фюзеляж (13) выполнен с грузовым отсеком (28), хвостовое оперение выполнено Т-образным, при этом горизонтальное оперение выполнено в виде переставного стабилизатора (29) с рулем высоты (30), установленного на киле (19). Кроме того, в данном варианте реализации самолета крыло (12) также оборудовано флапперонами (17) и закрылками (27), оснащенными раздельным управлением, но ближайшие к законцовкам (6) крыла (12) зубья (8) выполнены симметричными и имеют по 2 входящие кромки (9) каждый.

Работу предложенной аэродинамической поверхности имеет смысл рассматривать в контексте ее практического применения к радиоуправляемой модели самолета Cessna 182, выполненной в масштабе 1:6, крыло и горизонтальное оперение которой были выполнены в виде предложенной аэродинамической поверхности, при этом на крыле было установлено 16, а на горизонтальном оперении от 4 до 6 зубьев (8). По итогам около 200 полетов, в промежутках между которыми в модель вносились те и иные изменения, касающиеся вариантов конструктивного исполнения горизонтального оперения, а также конструктивных особенностей исполнения передних кромок аэродинамических поверхностей, было отмечено комплексное улучшение летно-технических характеристик модели, поведение которой в стандартной конфигурации было предварительно всесторонне изучено. Данное улучшение выразилось в следующих основных отличиях:

1. Существенное (не менее 20-30%) повышение аэродинамического качества планера, крыло и горизон