Результат интеллектуальной деятельности: МНОГОРЕЖИМНАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ

Настоящее изобретение относится к области аэродинамики и касается аэродинамических поверхностей, которые могут использоваться для создания аэродинамических сил и моментов в летательных аппаратах различных типов, осевых вентиляторах, ветроэнергетических установках и других лопастных машинах. Изобретение предположительно относится к рубрике В64С 3/14 МКИ.

Известны технические решения, аналогичные предлагаемому, как например, «Волнистый аэродинамический профиль», описание которого приводится, в частности, в заявке на патент США US 2012/0061522 А1 от 13.09.2010. Описанная в данной заявке аэродинамическая поверхность, отличается от обычной тем, что имеет желобки, ориентированные по направлению течения воздушного потока и выполненные с сужением в средней части, соответствующим форме трубки Вентури, что дополнительно увеличивает энергию пограничного слоя на стороне разрежения и тем самым улучшает аэродинамическое качество и срывные характеристики данной поверхности.

Недостатком данной аэродинамической поверхности является ограниченный диапазон рабочих углов атаки и невысокий уровень аэродинамического демпфирования, а также низкая прочность и жесткость из-за крайне малой строительной высоты.

Известен также учебно-боевой самолет «ВАЕ Hawk Мк51», производимый компанией «British Aerospace" по заказу вооруженных сил Финляндии, описание которого размещено в сети Интернет по адресу https://ru.wikipedia.org/wiki/Hawker_Siddeley_Hawk.

Крыло данного самолета оснащено двумя крупными и шестью малыми аэродинамическими гребнями, расположенными по направлению набегающего потока и выступающими за габарит передней кромки крыла, при этом два наиболее крупных гребня расположены ближе к законцовкам крыла в районе сопряжения закрылков с элеронами.

Кроме того, позади гребней на верхней поверхности крыла расположены генераторы вихрей. Наиболее полно данные конструктивные особенности крыла видны на фото данного самолета, размещенном в сети Интернет по адресу https://ru.wikipedia.org/wiki/Hawker_Siddeley_Hawk#/media/File:Midnight_Hawks_Radom_2009_i.JPG... Данное техническое решение предположительно направлено на улучшение срывных характеристик крыла за счет разделения зоны стагнации потока перед передней кромкой крыла на отдельные зоны с целью недопущения развития в ней перетока пограничного слоя по направлению от центроплана к законцовкам крыльев, который отчасти определяет склонность крыла с прямой стреловидностью к концевому срыву. Дополнительным техническим результатом применения становится улучшение путевой устойчивости самолета.

Недостатком данного технического решения является повышенное лобовое сопротивление и ограниченный свойствами примененного аэродинамического профиля диапазон рабочих углов атаки.

Как пример использования эффекта перетока пограничного слоя в зоне стагнации можно отметить крыло обратной стреловидности, примененное, в частности, на учебно-боевом самолете СР-10, фотография которого размещена в сети Интернет по адресу https://defence.ru/assets/content/paragraph2/206596/45244/syria-frontinfo-media-2017-07-28001-7.jpq?nocache=165079

Данное крыло имеет угол стреловидности -10 градусов по передней кромке и развитый корневой наплыв, что обеспечивает устойчивую тенденцию к корневому срыву и позволяет сохранить несущую способность крыла и поперечную управляемость на больших углах атаки.

Недостатком данного самолета, является значительный пикирующий момент, создаваемый закрылками, что вкупе с малым плечом и недостаточной площадью горизонтального оперения ограничивает предельный угол отклонения закрылков на уровне 15 градусов, что увеличивает посадочную скорость и пробег при посадке, а также предположительно ограничивает продольную управляемость самолета при выходе из крутой глиссады при передних центровках.

В целом при текущем уровне авиационной техники недостаточная эффективность управления в продольном канале в определенных режимах полета становится неизбежной платой за отсутствие склонности к входу в штопор при сваливании, и разрешить это противоречие можно исключительно значительным расширением рабочего диапазона углов атаки концевых участков крыла.

Как пример вышеупомянутого рационального подхода, следует отметить крыло с зубцами на передней кромке, описание и фотографии которого приводятся в сети Интернет по адресу https://www.flexinnovations.com/product-p/fpm10.htm

Данная аэродинамическая поверхность, которая была разработана одним из основателей компании «Flex Innovations» Квики Соменцини (Quique Somenzini), конструктивно наиболее близка к предложенному изобретению и содержит основную часть и, по меньшей мере, четыре зуба, при этом основная часть выполнена с аэродинамическим профилем и включает в себя верхнюю и нижнюю стороны, сопрягающиеся между собой с образованием передней и задней кромок, а зубья сгруппированы на, по меньшей мере, 25% размаха аэродинамической поверхности, при этом каждый из зубьев включает в себя вершину, верхнюю поверхность, нижнюю поверхность и, по меньшей мере, одну входящую кромку и установлен на передней кромке основной части с возможностью генерации вихревых структур, прилегающих к обеим сторонам основной части, а также разделения на отдельные участки зоны стагнации потока перед передней кромкой основной части.

Данное техническое решение за счет генерирования прилегающих к основной части вихревых структур обеспечивает качественное улучшение поперечного демпфирования при одновременном улучшении срывных характеристик концевых участков крыла как в прямом, так и в перевернутом полете, что улучшает летно-технические характеристики модели самолета, упрощая процесс пилотирования и улучшая качество выполняемых фигур пилотажа.

Основным недостатком известной аэродинамической поверхности является прирост лобового сопротивления в некоторых режимах обтекания, вызванный интерференционными потерями из-за схождения потоков в точках примыкания входящих кромок зубьев к передней кромке основной части аэродинамической поверхности, а также торможением потока под зубом при его перетоке с нижней поверхности зуба на нижнюю поверхность основной части аэродинамической поверхности, где из-за сопряжения зуба с известным аэродинамическим профилем основной части образуется уступ. Данная проблема схематически изображена на Фиг. 1

В результате, приемлемые летно-технические характеристики модели достигаются только при расположении зубьев высотой не более 7% местной хорды крыла, сгруппированных на участке не более 30% полуразмаха крыла.

Кроме того, зубья, высота которых не превышает 7% местной хорды крыла, а входящие кромки не заострены, не в состоянии существенно повысить энергетику пограничного слоя на углах атаки более 35 градусов, что также ограничивает несущие и срывные свойства известной аэродинамической поверхности.

Таким образом, при разработке предложенной аэродинамической поверхности была поставлена основная задача увеличения аэродинамического качества известной аэродинамической поверхности характеристик за счет всемерного снижения лобового сопротивления на малых углах атаки и снижения индуктивного сопротивления при близких к наивыгоднейшему значениях угла атаки.

Дополнительной задачей было улучшение демпфирующих характеристик известной аэродинамической поверхности за счет увеличения энергетики «демпфирующих» вихревых структур, возникающих при изменении местных углов атаки.

Дополнительной задачей было улучшение срывных характеристик известной аэродинамической поверхности за счет оптимизации обратного обтекания нижних поверхностей зубьев.

Цели изобретения - повышение безопасности полетов, улучшение летно-технических характеристик и упрощение пилотирования летательных аппаратов, а также повышение эффективности ветроэнергетических установок.

Для достижения поставленных целей в известную многорежимную аэродинамическую поверхность, содержащую основную часть и, по меньшей мере, четыре зуба, при этом основная часть выполнена с аэродинамическим профилем и включает в себя верхнюю и нижнюю стороны, сопрягающиеся между собой с образованием передней и задней кромок, а зубья сгруппированы на, по меньшей мере, 25% размаха аэродинамической поверхности, при этом каждый из зубьев включает в себя вершину, верхнюю поверхность, нижнюю поверхность и, по меньшей мере, одну входящую кромку и установлен на передней кромке основной части с возможностью генерации вихревых структур, прилегающих к обеим сторонам основной части, а также разделения на отдельные участки зоны стагнации потока перед передней кромкой основной части, были внесены следующие конструктивные изменения: аэродинамическая поверхность дополнительно содержит каверны, верхние поверхности зубьев выполнены выпуклыми с возможностью частичного спрямления воздушного потока, проходящего над зубьями и плавно сопрягаются с верхней стороной основной части, входящие кромки зубьев содержат боковые грани и заостренные участки, при этом заостренные участки зубьев образованы сопряжением верхних и нижних поверхностей зубьев и выполнены с возможностью увеличения энергии пограничного слоя, прилегающего к одной или двум сторонам основной части, а боковые грани примыкают к заостренным участкам, расположены в промежутках между передней кромкой основной части и расходящимися верхними и нижними поверхностями зубьев, каверны выполнены напротив зубьев с нижней стороны основной части и образованы донными и боковыми поверхностями, при этом донные поверхности каверн плавно сопрягаются с нижними поверхностями зубьев и с нижней стороной основной части с возможностью спрямления проходящего под зубьями воздушного потока, боковые поверхности каверны имеют серповидную форму и сходят на нет в зоне сопряжения донных поверхностей каверн с нижней стороной основной части, а также вблизи мест примыкания боковых граней зубьев к передней кромке основной части.

Кроме того, выпуклость верхних поверхностей зубьев обеспечивает отсутствие вогнутости верхней дужки аэродинамических профилей, проходящих через вершины зубьев.

Кроме того, нижние поверхности зубьев и донные поверхности каверн выполнены выпуклыми с возможностью стабилизации обтекания нижних поверхностей зубьев на больших углах атаки.

Кроме того, участки передней кромки между зубьями выполнены вогнутыми.

Кроме того, аэродинамическая поверхность дополнительно содержит гребни, установленные попарно на нижней стороне основной части с возможностью исключения интерференции воздушных потоков, проходящих через каверны и между кавернами, при этом поверхности гребней, обращенные к плоскости симметрии каверны, плавно сопрягаются с боковыми поверхностями каверн.

Кроме того, аэродинамическая поверхность дополнительно содержит гребни, установленные попарно на верхней стороне основной части напротив мест примыкания входящих кромок зубьев к передней кромке основной части с возможностью уменьшения интерференции разнонаправленных воздушных потоков и пространственной стабилизации вихревых структур, формируемых входящими кромками зубьев и прилегающих к верхней стороне основной части.

Кроме того, гребни плавно переходят в боковые грани зубьев, выходя при этом за габарит передней кромки.

Таким образом, благодаря введенным в известную конструкцию новым признакам, улучшаются аэродинамические характеристики известной аэродинамической поверхности, а именно уменьшается лобовое сопротивление и улучшается аэродинамическое демпфирование на малых углах атаки, увеличивается несущая способность на малых и больших углах атаки и исключается резкое изменение несущих характеристик при переходе в срывной режим обтекания на закритических углах атаки.

Настоящее изобретение иллюстрируется чертежами, на которых обозначено:

Фиг. 1 - Схема обтекания известной аэродинамической поверхности на малых углах атаки.

Фиг. 2 - Схема обтекания аэродинамической поверхности по П. 1 на малых углах атаки.

Фиг. 3 - Вид снизу аэродинамической поверхности по П. 1.

Фиг. 4 - Вид снизу варианта аэродинамической поверхности по П. 3, 5 и 6.

Фиг. 5 - Профиль варианта аэродинамической поверхности по П. 2, 5 и 6, проходящий через вершину зуба.

Фиг. 6 - Профиль варианта аэродинамической поверхности по П. 2, 5 и 6, проходящий между зубьями.

Фиг. 7 - Поперечное сечение варианта аэродинамической поверхности по П. 3, 5 и 6.

Фиг. 8 - Направления воздушных потоков над зубом аэродинамической поверхности по П. 1.

Фиг. 9 - Направления воздушных потоков над зубом варианта аэродинамической поверхности по П. 6.

Фиг. 10 - Схема формирования вихревых жгутов, прилегающих к верхней стороне варианта аэродинамической поверхности по П. 6.

Фиг. 11 - Схема формирования «демпфирующих» вихревых жгутов наличии знакопеременных местных углов атаки.

Фиг. 12 - Схема обтекания предложенной аэродинамической поверхности на закритических углах атаки.

Фиг. 13 - Схема оптимизации обратного обтекания нижней стороны варианта аэродинамической поверхности по П. 3 и 5.

Многорежимная аэродинамическая поверхность, выполненная по П. 1 формулы, содержит основную часть (1), зубья (2) и каверны (3), при этом основная часть выполнена с аэродинамическим профилем и включает в себя верхнюю сторону (4) и нижнюю сторону (5), переднюю кромку (6) и заднюю кромку (7), каждый из зубьев установлен на передней кромке (6) и включает в себя верхнюю поверхность (8), нижнюю поверхность (9) сопрягаемые между собой с образованием входящих кромок (10) и вершины (11), при этом верхние поверхности (9) выполнены выпуклыми и плавно сопрягаются с верхней стороной (4) основной части (1), а входящие кромки (10) включают в себя заостренные участки и боковые грани (12), при этом длина заостренного участка составляет не менее 60% общей длины входящей кромки (10). Каверны (3) выполнены напротив зубьев (2) на нижней стороне (5) основной части, каждая из каверн образована донной поверхностью (13) и боковыми поверхностями (14), при этом донная поверхность (13) плавно сопрягается с нижней поверхностью (9) зуба (2) и с нижней стороной (5) основной части (1), а боковые поверхности (14) имеют серповидную форму и сходят на нет в зоне сопряжения донной поверхности (13) с нижней стороной (5) основной части (1) и в местах примыкания боковых граней (12) зубьев (2) к передней кромке (6) основной части (1). Данный вариант реализации аэродинамической поверхности изображен на Фиг. 3.

Кроме того, в варианте реализации по П. 2 Формулы, выпуклость верхней поверхности (8) зуба (2) обеспечивает отсутствие вогнутости верхней дужки проходящего через вершину (11) зуба (2) аэродинамического профиля. Данный вариант реализации аэродинамической поверхности изображен на Фиг. 5.

Кроме того, в варианте реализации изобретения по П. 3 Формулы, нижние поверхности (9) зубьев (2) и донные поверхности (13) каверн (3) выполнены выпуклыми. Данный вариант реализации аэродинамической поверхности изображен на Фиг. 4 и 7.

Кроме того, в варианте реализации по П. 4 Формулы, участки передней кромки (6) между зубьями (2) выполнены вогнутыми. Данный вариант реализации аэродинамической поверхности изображен на Фиг. 3 и 10.

Кроме того, в варианте реализации по П. 5 Формулы, аэродинамическая поверхность дополнительно содержит гребни (15), установленные попарно на нижней стороне (5) основной части (1), при этом поверхности гребней (15), обращенные к плоскости симметрии каверны (3), плавно сопрягаются с боковыми поверхностями (14) каверны (3). Данный вариант реализации аэродинамической поверхности в частности изображен на Фиг. 4.

Кроме того, в варианте реализации по П. 6 Формулы, гребни (15) установлены на верхней стороне (4) основной части (1) в непосредственной близости от мест примыкания боковых граней (12) зубьев (2) к передней кромке (6) основной части (1). Данный вариант реализации аэродинамической поверхности изображен на Фиг. 9 и 10.

Кроме того, в варианте реализации по П. 7 Формулы, поверхности гребней (15) примыкают к боковым граням (12) зубьев (2), выходя при этом за габарит передней кромки (6) основной части (1). Данный вариант реализации аэродинамической поверхности изображен на Фиг. 4.

Аэродинамическая поверхность, согласно изобретению, работает следующим образом:

При малых положительных углах атаки входящие кромки (10) зубьев (2) расположены практически по направлению потока, что исключает потери энергии на генерацию вихрей, при этом ввиду заострения носика проходящих через зубья (2) аэродинамических профилей, уменьшается также расход энергии на разделение набегающего потока, что в сумме обеспечивает существенное снижение Сх аэродинамической поверхности в данном режиме обтекания. Данный вариант обтекания изображен на Фиг. 2.

Кроме того, из-за крайне малого радиуса притупления заостренных участков входящих кромок (10) перед предложенной аэродинамической поверхностью не может сформироваться единая зона стагнации потока, так как она ограничена отдельными участками малого объема, расположенными между зубьями (2). Следовательно, в предложенной поверхности невозможно развитие направленных вдоль размаха течений в пограничном слое, приводящих в ряде случаев к опасной с точки зрения управляемости ЛА тенденции к концевому срыву.

Кроме того, Сх предложенной аэродинамической поверхности на малых и близких к наивыгоднейшему углах атаки дополнительно снижается по следующим причинам:

1. Благодаря выпуклости верхних поверхностей (8) зубьев (2) и плавности их сопряжения с верхней стороной (4) основной части (1), достигаемой за счет наличия боковых граней (12) что уменьшает скос потока, направленный от плоскости симметрии к краю зуба и снижает интерференционные потери. См. Фиг. 5 и 6.

2. При выполнении верхней поверхности (8) зуба (2) по условию, исключающему наличие вогнутого участка верхней дужки проходящего через вершину (11) зуба (2) аэродинамического профиля, описанному в П. 2 Формулы - происходит еще большее спрямление потока и дополнительное снижение Сх.

3. Максимально плавного сопряжения нижних поверхностей (9) зубьев (2) с нижней стороной (5) основной части (1) достигаемая за счет каверн (3), донные поверхности (13) которых обеспечивает плавность перехода потока.

4. При выполнении аэродинамической поверхности по П. 6 Формулы - за счет расположения гребней (15) на верхней стороне (4) основной части (1), что снижает интерференционные потери из-за предотвращения взаимодействия скошенных выпуклыми верхними поверхностями (8) зубьев (2) с нескошенными потоками, огибающими верхнюю сторону (4) между зубьями (2). Вариант обтекания верхней стороны (4) без установки гребней (15) по П. 6 показан на Фиг. 9, а обтекание с гребнями (15), установленными по П. 6 Формулы - на Фиг. 9 и 10.

5. При выполнении гребней (15) по П. 7 Формулы и выполнении передней кромки основной части по П. 4 Формулы - за счет дополнительного снижения интерференционных потерь в зонах примыкания входящих кромок (10) к передней кромке (6) основной части (1).

6. Возможности использования для основной части (1) ламинаризованных аэродинамических профилей без риска существенного ухудшения срывных характеристик.

При увеличении положительного угла атаки аэродинамической поверхности, входящие кромки (10) выходят из положения по потоку и начинают формировать вихревые жгуты (16), направленные по направлению течения воздуха, что увеличивает энергию пограничного слоя и обеспечивает более активное падение давления на верхней стороне (4) основной части (1), что ускоряет прирост значения Су относительно прироста угла атаки, и, соответственно, снижает индуктивное сопротивление и увеличивает К аэродинамической поверхности при тех же величинах подъемной силы. Данный вариант обтекания аэродинамической поверхности изображен на Фиг. 10.

Кроме того, Су предложенной аэродинамической поверхности в данном режиме обтекания дополнительно повышается по следующим причинам:

1. При выполнении аэродинамической поверхности по П. 2 Формулы - за счет исключения благодаря наличию гребней (15) развития паразитных завихрений, которые в противном случае возникают при стоке в каверны (3) поджатого воздушного потока с расположенных между кавернами (3) участков нижней стороны (5) основной части (1).

2. При выполнении аэродинамической поверхности по П. 6 Формулы - за счет расположения дополнительных гребней (15) на верхней стороне (4) основной части (1), что обеспечивает пространственную стабилизацию и соответственное увеличение мощности генерируемых входящими кромками (10) вихревых жгутов (16), прилегающих к верхней стороне (3) основной части (1).

3. При выполнении аэродинамической поверхности по П. 3 Формулы - за счет более стабильного обтекания нижних поверхностей (9) зубьев (2) при наличии угла скольжения.

4. Из-за возможности увеличения количества и размеров зубьев (2), и соответственно, увеличения энергии пограничного слоя по всему размаху аэродинамической поверхности при меньшей величине Сх на малых углах атаки.

При дальнейшем увеличении положительного угла атаки аэродинамической поверхности до значений 50-60 градусов часть нижней стороны (5) основной части (1) оказывается в зоне обратного обтекания, при этом скачкообразное падение Су предотвращается за счет пространственной стабилизации потока, поднимающегося к нижней поверхности (9) зуба (2) при помощи каверны (3) и примыкающих к ней гребней (15). Далее этот стабилизированный поток, огибая входящие кромки (10) частично превращается в вихревую пелену, имеющую повышенную энергетику и располагающуюся над верхней стороной (3) основной части (1), что обеспечивает аэродинамической поверхности повышенную эффективность при парашютировании на закритических углах атаки. Данный вариант обтекания аэродинамической поверхности изображен на Фиг. 12 и 13.

При этом исполнение нижних поверхностей (9) и донных поверхностей (13) по П. 3 дополнительно стабилизирует процесс формирования вихревой пелены, выравнивая расход мощность вихревых структур, формируемых обеими входящими кромками (10)

Демпфирующие характеристики предложенной аэродинамической поверхности также улучшаются за счет возможности использования без риска увеличения Сх на малых углах атаки более развитых зубьев (2), способных создавать более мощные «демпирующие» вихревые жгуты и большие демпфирующие моменты при той же разнице местных углов атаки.

Кроме того, демпфирующие характеристики улучшаются из-за возможности исключения формирования протяженных зон стагнации при расположении зубьев (2) по всему размаху аэродинамической поверхности. Данный вариант обтекания аэродинамической поверхности схематически изображен на Фиг. 11.

Применительно к самолетам и планерам преимущества предложенной аэродинамической поверхности заключаются в комплексном улучшении летно-технических характеристик, таких как экономичность, дальность, грузоподъемность, взлетно-посадочные характеристики, безопасность и простота обучения пилотированию.

Применительно к ветроэнергетическим установкам технический результат заключается в большей эффективности при слабом порывистом ветре, характерном для континентального и умеренно-континентального климата. Кроме того, высокие срывные характеристики предложенной поверхности могут позволить в ряде случае использовать роторы с фиксированным шагом лопастей при эффективности, сопоставимой с роторами имеющими дорогостоящий механизм управления шагом.