ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ СХЕМЫ "ЛЕТАЮЩЕЕ КРЫЛО"

Изобретение относится к авиации, а именно к компоновке летательного аппарата (ЛА) схемы «летающее крыло» малого размаха. Может найти применение для улучшения аэродинамических характеристик ЛА, включая сочетание высокого аэродинамического качества на крейсерском режиме полета с высокими несущими свойствами на режимах взлета и посадки.

В летательных аппаратах (ЛА) схемы «летающее крыло» малого размаха крыло выполняет функции собственно крыла, фюзеляжа и оперения ЛА. В результате получается аэродинамически чистое крыло без лишних выступов, что снижает профильное сопротивление. Удлинение крыла при этом находится в диапазоне от 1 до 2,5. Относительная толщина такого крыла соответственно увеличивается и подобный аэродинамический профиль называют крылом толстого профиля. Данная аэродинамическая компоновка ЛА имеет следующие преимущества:

1. простота конструкции и большой внутренний объем;

2. высокий коэффициент подъемной силы, низкая минимальная (посадочная) скорость, низкая скорость сваливания при плавном режиме сваливания или отсутствие сваливания как такового, что в совокупности дает высокие несущие свойства на взлетно-посадочных режимах;

3. сравнительно низкое профильное сопротивление, определяемое в основном относительной толщиной профиля крыла, что в совокупности с высоким коэффициентом подъемной силы обеспечивает достаточно высокое аэродинамическое качество на крейсерском режиме полета.

Основные недостатки данной компоновки:

1. высокое индуктивное (вихревое) сопротивление из-за небольшого удлинения крыла;

2. возможный срыв обтекающего потока воздуха на верхней поверхности кормовой части профиля.

Последний недостаток присущ всем аэродинамическим поверхностям толстого профиля. Известна международная заявка WO 2013/100809 на маневренный самолет.

Основной технический результат рассматриваемого решения - увеличение запасов пикирующего момента на критических и закритических углах атаки и соответствующее расширение диапазона допустимых центровок маневренного самолета. Маневренный самолет, содержащий фюзеляж, стреловидное крыло умеренной стреловидности и передние наплывы большой стреловидности, обладает высокими несущими свойствами на углах атаки больше критических (порядка 26°), срыв потока с крыла у такого самолета существенно отодвигается (до α=35°).

На сверхзвуковых скоростях передние наплывы существенно сдвигают фокус самолета вперед, обеспечивая уменьшение запаса статической устойчивости самолета, что, в свою очередь, уменьшает потери аэродинамического качества на балансировку, увеличивает маневренные возможности самолета.

Сочетание высоких несущих свойств и продольной статической неустойчивости на дозвуковых режимах и уменьшенной статической устойчивости на сверхзвуковых режимах существенно расширяет маневренные возможности такого самолета. Однако у статически неустойчивого в продольном канале самолета с наплывами перед крылом существует проблема обеспечения запаса пикирующего момента на углах атаки больше критических. На таких углах происходит срыв потока на концевых частях крыла, а срыв потока на наплывной части происходит при существенно больших углах атаки. Это приводит к увеличению кабрирующего момента, что в сочетании с резким падением эффективности продольного управления приводит к уменьшению или даже недостаточности располагаемого момента на пикирование. В случае непреднамеренного попадания самолета на большие закритические углы атаки пикирующего момента тангажа может не хватить для перевода самолета на малые углы атаки. Поэтому для обеспечения потребного располагаемого момента ограничивают допустимую предельно-заднюю центровку самолета.

Для решения данной проблемы авторами изобретения предлагается передние наплывы снабдить управляемыми поворотными поверхностями. При отклонении таких управляемых поворотных поверхностей на закритических углах атаки уменьшаются несущие свойства передних наплывов и увеличивается располагаемый пикирующий момент самолета, что, в свою очередь, позволяет реализовывать более задние центровки самолета. Отличия в конструкции. В рассматриваемом патенте для устранения чрезмерного кабрирующего момента на больших углах атаки и увеличения диапазона допустимых центровок применены специальные управляемые поворотные поверхности для уменьшения несущих свойств передней кромки крыла.

В предлагаемом нами решении не требуется никаких механических приспособлений, указанная проблема устраняется самой аэродинамической формой крыла. На больших углах атаки не происходит опережающего срыва потока на концевых частях крыла, т.к. на концевых частях крыла применен обратный профиль крыла, на небольших углах атаки дающий отрицательную подъемную силу и не допускающий опережающего срыва потока на критических углах атаки.

Отличия в достижении результата. Рассматриваемый патент прежде всего решает задачу обеспечения продольной устойчивости и управляемости на критических и закритических углах атаки. Предлагаемое нами решение в первую очередь решает задачу повышения несущих свойств крыла на всех режимах полета. Устойчивость и управляемость при этом обеспечиваются самой аэродинамической формой профиля.

Известен патент RU 2441810 на летательный аппарат, поддерживающий крыло на обоих концах.

Данное изобретение представляет собой усовершенствованный вариант воздушного змея. Как известно, воздушный змей летит при очень большом угле атаки за счет вертикальной составляющей напора воздушного потока на нижнюю поверхность змея. Горизонтальная составляющая напора воздушного потока компенсируется натяжением веревки. Требуемый угол атаки также обеспечивается натяжением веревки.

Вместо натяжения веревки на подобных летательных аппаратах используется толкающий воздушный винт, компенсирующий горизонтальную составляющую силы напора воздуха и обеспечивающий поступательное движение летательного аппарата, т.е. сам воздушный напор.

Рассматриваемый патент описывает устройство летательного аппарата типа воздушного змея с существенно меньшим, чем обычно требуется, сбалансированным углом атаки. Для этого под днищем летательного аппарата создается высоконапорный воздушный поток повышенного давления. Воздушный поток создается в канале, ограниченном нижней поверхностью крыла и двумя боковыми корпусами летательного аппарата, и дополнительно разгоняется толкающим винтом.

Отличия в конструкции. В рассматриваемом патенте канал для воздушного потока создается на нижней поверхности летательного аппарата и воздушный поток дополнительно разгоняется толкающим винтом тягового двигателя. В нашем решении канал для воздушного потока создается на верхней поверхности летательного аппарата и никаких дополнительных механических устройств для его разгона не применяется. Отличия в достижении результата. Рассматриваемый патент описывает летательный аппарат, у которого подъемная сила возникает не за счет разницы в скоростях и соответственно давлении воздушного потока на верхней и нижней поверхности, а за счет реактивной силы воздуха. Разгоняемый в канале набегающий воздух, по мнению авторов рассматриваемого патента, выталкивает расположенный под летательным аппаратом воздух вниз. А тот, в свою очередь, выталкивает вверх крыло летательного аппарата. По нашему мнению, указанная схема в принципе неработоспособна и заявленный в патенте результат достигаться не будет. Разгоняемый в горизонтальном канале воздух не будет создавать никакой реактивной силы, направленной вверх. В то же время, с ростом скорости воздушного потока будет падать его давление. А так как это происходит на нижней поверхности летательного аппарата, то не будет и подъемной силы за счет разницы в давлении воздуха на нижней и верхней поверхности летательного аппарата. Принципиальная ошибка рассматриваемого в качестве аналога патента именно в расположении канала для разгона набегающего потока воздуха на нижней поверхности летательного аппарата. При таком расположении все преимущества данной схемы теряются; более того, становятся недостатками. Наоборот, предлагаемое нами расположение канала для разгона набегающего потока воздуха на верхней поверхности летательного аппарата позволяет существенно повысить несущую способность и аэродинамическое качество летательного аппарата. Известен патент ЕР 0356601 на улучшения в реактивном самолете.

Данное изобретение представляет собой компоновку реактивного самолета типа летающее крыло с использованием эффекта Коанда для создания дополнительной подъемной силы. Эффект Коанда заключается в том, что если из плоской щели выдувать на выпуклую поверхность по касательной струю воздуха, то эта струя прилипает к поверхности на относительно большом расстоянии от щели. При этом на самой поверхности создается зона пониженного давления, а из-за разности давления на поверхности и под ней создается подъемная сила. Эффект Коанда используется во многих областях, например, для увеличения подъемной силы крыла, за счет его обдува реактивной струей от двигателя самолета.

Именно такая конструкция используется в рассматриваемом патенте. Тяговый двигатель самолета расположен в центральной части крыла толстого профиля, а за ним находится канал-выемка, образованный с боков правой и левой консолями крыла толстого профиля, раздваивающегося от центральной части. Между ними размещена центральная часть крыла, имеющая тонкий профиль и образующая канал-выемку снизу. Помимо этого в рассматриваемой конструкции тяговый двигатель вместе с центральной частью крыла выполнен поворотным вниз примерно на 45° для улучшения взлетно-посадочных характеристик.

Также на данном самолете вертикальное оперение расположено ниже фюзеляжа в виде нижних вертикальных килей. По мнению авторов патента это дает дополнительную курсовую устойчивость. Но упущено из виду, что только нижнее вертикальное оперение делает летательный аппарат статически неустойчивым по крену.

Рассмотрим данный патент в качестве аналога в части способа разгона обтекающего потока воздуха на верхней поверхности крыла.

Отличия в конструкции. В рассматриваемом патенте воздушный поток на верхней поверхности крыла дополнительно разгоняется за счет реактивной струи от тягового двигателя. Попадая на центральную часть крыла, реактивная струя за счет эффекта Коанда разгоняет весь поток воздуха, обтекающий верхнюю поверхность профиля. Для усиления эффекта центральная часть крыла выполнена в виде канала с постоянным сечением. В предлагаемом нами решении разгон обтекающего потока на верхней поверхности крыла осуществляется за счет образования канала с переменным сечением. В критической точке задней части верхней поверхности крыла, где возможен срыв обтекающего потока, канал сужается и в соответствии с законом Бернулли скорость обтекающего потока возрастает. При этом, если в рассматриваемом в качестве аналога патенте возможно использование только реактивного двигателя, дающего высоконапорную реактивную струю для действия эффекта Коанда, то в предлагаемом нами варианте возможно использование любых двигателей, в том числе турбовинтовых и поршневых. Что существенно расширяет область использования предлагаемого нами решения по сравнению с аналогом. Отличия в достижении результата. В рассматриваемом в качестве аналога патенте разгон воздушного потока на верхней поверхности крыла происходит только во время работы тягового двигателя. При нештатной ситуации, в случае аварийного выключения двигателей разгон потока прекращается и подъемная сила профиля резко падает. То есть подъемная сила профиля катастрофически уменьшается как раз тогда, когда требуется максимальное аэродинамическое качество для безопасного планирования летательного аппарата. В предлагаемом нами решении отключение двигателей в полете принципиально не влияет на разгон воздушного потока в канале на верхней поверхности крыла. Он происходит за счет аэродинамической формы самого профиля и зависит только от первоначальной скорости набегающего потока, т.е. воздушной скорости самого летательного аппарата, и угла атаки летательного аппарата.

В случае аварийного отключения двигателей скорость набегающего потока первоначально возрастает за счет добавления вертикальной составляющей. Соответственно повышается и скорость обтекающего потока в нашем канале на верхней поверхности крыла, растет подъемная сила летательного аппарата. Он переходит в режим планирования, и вертикальная составляющая скорости набегающего потока уменьшается. Она будет уменьшаться до тех пор, пока не установится режим прямолинейного планирования с равномерным уменьшением высоты.

Очевидно, с позиции обеспечения безопасности полета предлагаемое нами решение дает существенно лучший результат по сравнению с аналогом.

Известен патент JPH0495600 на снижение аэродинамического сопротивления тела посредством сквозных боковых отверстий, выполненных в теле.

В данном патенте рассматриваются пути уменьшения аэродинамического сопротивления летательного аппарата при его движении со скольжением. Угол скольжения - угол между вектором скорости (набегающим потоком воздуха) и базовой плоскостью (плоскостью симметрии) самолета. Если угол скольжения не равен нулю, возникают поперечная сила и дополнительное аэродинамическое сопротивление.

Аэродинамическое сопротивление может еще более возрасти, если при скольжении не удастся обеспечить безотрывное обтекание фюзеляжа. При этом с подветренной стороны фюзеляжа происходит срыв обтекающего потока и сильная турбулентность. Помимо резкого роста аэродинамического сопротивления эта турбулентность значительно снижает эффективность элеронов и других органов управления на подветренной консоли крыла. Чтобы снизить отрицательное влияние движения со скольжением или порыва бокового ветра на аэродинамическое сопротивление летательного аппарата, авторы рассматриваемого патента предлагают использовать сквозные боковые отверстия в фюзеляже. Эти отверстия должны располагаться непосредственно над консолями крыла и обеспечивать перетекание высоконапорного воздушного потока с наветренной стороны фюзеляжа на подветренную.

Такие высокоскоростные струи должны выравнивать давление по обеим сторонам фюзеляжа, уменьшать турбулентность, возвращать эффективность органам управления на крыле и уменьшать аэродинамическое сопротивление летательного аппарата.

Отличия в конструкции и достижении результата. Рассмотрим данный патент с точки зрения способа увеличения скорости обтекающего потока на верхней части крыла. Для увеличения скорости обтекания подветренной консоли крыла на нее направляется высокоскоростная струя воздуха с наветренной стороны через сквозные отверстия в фюзеляже. Данный способ увеличения скорости действует не постоянно, а только при наличии бокового скольжения. К тому же при прохождении через отверстия воздух теряет скорость вследствие трения.

Предлагаемое нами решение лишено этих недостатков. Увеличение скорости за счет сужения канала на верхней поверхности профиля происходит постоянно, вне зависимости от наличия бокового скольжения, а потери скорости потока вследствие трения о поверхность профиля минимальны.

Из уровня техники известно решение по патенту RU 2157777, в котором описан способ управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля и устройство для его реализации. Техническое решение основано на разгоне тяговым двигателем ЛА обтекающего потока на верхней части аэродинамической поверхности. Набегающий поток воздуха направляется в канал, образованный на верхней поверхности крыла и ускоряется тяговым двигателем ЛА, установленным в канале в кормовой части крыла. Указанный канал образован верхней поверхностью крыла, выступающими над ней вертикальными щитами (килями), расположенными по боковым кромкам крыла и соединяющей щиты системы надкрылков.

За счет разгона в канале всего обтекающего потока разгоняется и его подверженный отрыву пограничный слой. Высокая скорость пограничного слоя обеспечивает ламинарное безотрывное обтекание аэродинамической поверхности.

Одновременно вертикальные щиты (кили) по бокам крыла толстого профиля препятствуют перетеканию воздуха из области повышенного давления на нижней поверхности крыла в область пониженного давления на его верхней поверхности, что уменьшает индуктивное (вихревое) сопротивление профиля.

Недостаток данного решения - критическая зависимость системы управления пограничным слоем и аэродинамического качества ЛА от работы двигателей. Невозможно обеспечить безотрывное обтекание аэродинамической поверхности при аварийном выключении двигателей, когда как раз и требуется максимальное аэродинамическое качество для безопасного планирования ЛА.

Другой недостаток конструкции - недостаточное снижение индуктивного (вихревого) сопротивления. Вертикальные щиты (кили) препятствуют перетеканию воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю, но способствуют срыву потока на своей нижней грани, пересекающейся с нижней поверхностью крыла.

В результате все равно образуется вихревой жгут за кормовой частью вертикальных щитов (килей), что и вызывает индуктивное (вихревое) сопротивление крыла.

Из уровня техники известно решение по схеме «летающее крыло» малого размаха экспериментального самолета FMX-4 Facetmobile [http://ru-wunderluft.livejournal.com/247324.html].

Решение выбрано за прототип.

Рассматриваемая аэродинамическая компоновка удовлетворительно обеспечивает все вышеперечисленные преимущества схемы «летающее крыло» малого размаха и достаточно успешно борется с ее недостатками. Индуктивное (вихревое) сопротивление профиля уменьшают вертикальные кили на боковых кромках профиля, а уменьшение толщины крыла от центра к боковым кромкам создает дополнительное поперечное обтекание (поперечную составляющую скорости) потока. В результате увеличивается расход воздуха над верхней поверхностью и скорость потока над ней возрастает. Что обеспечивает прирост подъемной силы и достаточно хорошее обтекание верхней поверхности крыла.

Недостатки рассматриваемого решения. Во-первых, местные срывы потока вдоль боковых вертикальных килей, вызывающие индуктивное (вихревое) сопротивление профиля. Во-вторых, форма и конструкция верхней поверхности крыла проектировалась исходя из простоты и технологичности изготовления, а не достижения наилучшего обтекания аэродинамической поверхности. Что не позволило добиться высокого аэродинамического качества (не больше 11) и использовать все преимущества данной компоновки. Предлагаемая нами аэродинамическая компоновка летательного аппарата (ЛА) схемы «летающее крыло» малого размаха позволяет использовать все преимущества данного типа ЛА и в значительной степени преодолеть присущие данному типу недостатки.

Техническим результатом изобретения является то, что обеспечивается улучшение аэродинамических характеристик ЛА схемы «летающее крыло» малого размаха, включая сочетание высокого аэродинамического качества на крейсерском режиме полета с высокими несущими свойствами на режимах взлета и посадки.

Указанный технический результат достигается за счет того, что устройство летательного аппарата (ЛА) схемы «летающее крыло», содержащее на верхней поверхности крыла ЛА от передней кромки крыла до задней два вертикальных продольных киля, симметричные относительно продольной оси ЛА, отличающееся тем, что в центральной части крыла, ограниченной вертикальными продольными килями, верхняя поверхность крыла имеет большую кривизну, чем нижняя, а по краям крыла, между вертикальным продольным килем и боковой кромкой крыла, верхняя поверхность крыла имеет равную или меньшую кривизну, чем нижняя.

Вертикальные продольные кили имеют утолщения (наплывы) на внутренней стороне в области кормовой части верхней поверхности крыла ЛА.

Поскольку в центральной части крыла, ограниченной вертикальными продольными килями, верхняя поверхность крыла имеет большую кривизну, чем нижняя, это создает положительную подъемную силу, а поскольку по краям крыла, между вертикальным продольным килем и боковой кромкой крыла, верхняя поверхность крыла имеет равную или меньшую кривизну, чем нижняя, это создает по краям верхней поверхности крыла равное или большее давление обтекающего аэродинамического потока, чем на нижней, и препятствует перетеканию воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю через боковые кромки крыла. Получается «аэродинамический замок», препятствующий образованию вихревых жгутов за задней кромкой и существенно снижающий индуктивное (вихревое) сопротивление крыла.

Поскольку вертикальные продольные кили имеют утолщения (наплывы) на внутренней стороне в области кормовой части верхней поверхности крыла ЛА, обтекающий аэродинамический поток в кормовой части верхней поверхности крыла между вертикальными продольными килями сужается, и в соответствии с законом Бернулли тем самым увеличивается скорость обтекания кормовой части верхней поверхности крыла. Предлагаемая аэродинамическая компоновка имеет следующие преимущества:

- на боковых кромках крыла отсутствует перетекание воздуха с нижней поверхности на верхнюю и сведен к минимуму местный срыв потока с боковой кромки крыла, что существенно снижает индуктивное (вихревое) сопротивление крыла;

- при полете в зоне действия экранного эффекта (вблизи поверхности) «аэродинамический замок» компенсирует малое удлинение крыла и усиливает экранный эффект;

- в центральной части верхней поверхности крыла между вертикальными килями скорость обтекающего потока возрастает, что дает прирост подъемной силы, хорошее обтекание верхней поверхности крыла и предотвращает срыв потока в задней части крыла.

Все вместе ведет к росту аэродинамического качества крыла на всех режимах полета и обеспечивает высокие несущие свойства крыла на режимах взлета и посадки, включая возможность использования экранного эффекта.

Краткое описание чертежей

На Фиг. 1 показано крыло, вид спереди.

На Фиг. 2 показано крыло, вид сверху.

На Фиг. 3 показано крыло, вид сбоку.

На Фиг. 4 показан вид устройства в объеме (снизу и сверху).

Осуществление изобретения

Предлагаемая аэродинамическая компоновка летательного аппарата схемы «летающее крыло» малого размаха представлена на Фиг. 1, Фиг. 2, Фиг. 3, Фиг. 4. На верхней поверхности крыла ЛА от передней кромки 2 крыла до задней кромки 8 располагаются два вертикальных продольных киля 1, симметричные относительно продольной оси ЛА. При этом в центральной части крыла, ограниченной вертикальными продольными килями 1, верхняя поверхность 3 имеет большую кривизну, чем нижняя поверхность 4, что создает положительную подъемную силу, а по краям крыла, между вертикальным продольным килем 1 и боковой кромкой 5, верхняя поверхность 6 имеет равную или меньшую кривизну, чем нижняя поверхность 4, что создает над верхней поверхностью 6 равное или большее давление 10 обтекающего аэродинамического потока, чем давление 11 под нижней поверхностью 4, и препятствует перетеканию воздуха с нижней поверхности 4 на верхнюю поверхность 6 через боковые кромки 5 крыла. При этом на нижней поверхности 4 давление 11 выше, чем давление 12 над верхней центральной поверхностью 3, но ниже, чем давление 10 над верхней боковой поверхностью 6.

Вертикальные продольные кили 1 имеют утолщения (наплывы) 7 на внутренней стороне в области кормовой части верхней поверхности крыла ЛА, так что обтекающий аэродинамический поток 9 в кормовой части верхней поверхности 3 между вертикальными продольными килями 1 сужается, и в соответствии с законом Бернулли тем самым увеличивается скорость обтекания кормовой части верхней поверхности 3 обтекающим потоком 9. Увеличивается скорость и у подверженного отрыву пограничного слоя потока 9. Высокая скорость пограничного слоя обеспечивает ламинарное безотрывное обтекание аэродинамической поверхности 3 и предотвращает срыв потока в задней части профиля.