Крыло летательного аппарата
AIRCRAFT WING

Изобретение относится к области авиатехники и может быть использовано в летательных аппаратах типа самолетов и вертолетов, а именно, для увеличения подъемной силы крыла и снижения сопротивления воздушному потоку от несущих винтов.
Известны различные реализации крыла, используемые при конструировании различных летательных аппаратов, описанные в следующих патентных источниках:
патент RU на изобретение №2089446,
патент RU на изобретение №2110439,
патент RU на изобретение №2221729,
патент RU на изобретение №2397918,
патент RU на изобретение №2540297,
патент RU на изобретение №2603244,
патент RU на изобретение №2662595,
патент RU на полезную модель №21578,
патент ЕР на изобретение №0505133,
патент ЕР на изобретение №1176088,
патент US на изобретение №3695557,
патент US на изобретение №4245804.
Известно также крыло для летательного аппарата, описанное в патенте RU на изобретение №2147544. Крыло состоит из лонжеронов, нервюр, стрингеров и обшивки, имеющее закрылки и элероны, а также привод подвижных элементов механизации крыла. Конструкция дополнительно снабжено вторым крылом, наложенным на первое и соединенным с ним силовым приводом посредством шарниров и тяг. Дополнительное крыло установлено с возможностью отклонения в два положения. Верхнее крыло с основным образуют единое крыло. Верхнее крыло расположено позади нижнего и под прямым углом к потоку, причем оно имеет механизацию.
Однако при эксплуатации описанного выше крыла необходима большая взлетно-посадочная скорость, так как для получения значения подъемной силы, достаточной для того, чтобы летательный аппарат держался в воздухе, конструкция такого совмещенного крыла должна обдуваться потоком, имеющим довольно высокую скорость.
Известно также крыло самолета, описанное в патенте RU на изобретение №2184680. Крыло содержит закругленную переднюю и острую хвостовую части, пилоны и несколько крыльевых элементов, закрепленных на пилонах с образованием щелей, имеющих сужение от входа на нижней поверхности к выходу на верхней поверхности. Каждый элемент имеет закругленную переднюю часть и острую хвостовую часть. Крыло снабжено приводами, предназначенными для независимого регулирования ширины входов и выходов щелей между крыльевыми элементами, а также смещения каждого крыльевого элемента вдоль средней линии при сохранении сужения щелей от входа к выходу.
Однако данное крыло характеризуется невысоким аэродинамическим качеством и не обеспечивает безотрывность обтекания крыльевых элементов воздушным потоком, в виду наличия щелей. Кроме того, данное крыло не обеспечивает адаптации геометрии крыла к режиму полета и обладает низкой подъемной силой на взлетно-посадочных режимах.
Наиболее близким аналогом к заявляемому техническому решению является крыло летательного аппарата, описанное в патенте RU на изобретение №2436709. Крыло летательного аппарата имеет переднюю кромку, кривизну плоских поверхностей, заднюю кромку, закрылки. Оно разделено продольно на две части - нижнюю и верхнюю, которые скреплены перемычками, а внутри формируют полость, причем вдоль передней кромки крыла выполнена сквозная щель с функцией направления потока вдоль верхней внутренней полости крыла области высокого давления через заднюю кромку. Входная щель расположена под некоторым углом к верхней стенке так, что воздушный поток проходит полость вдоль верхней стенки, прижимаясь к ней под действием центробежной силы, с возможностью перекрытия ее подвижной заслонкой. На задней кромке имеется выходная щель с закрылками, могущими перекрывать выходную щель. Вдоль боковых стенок установлены винглеты, функцией которых является препятствие перетеканию воздуха от верхней стенки к нижней вдоль боковых стенок. Верхний край винглетов расположен примерно на уровне нижней границы воздушного потока, проходящего через полость.
Недостатком наиболее близкого аналога является то, что при наборе летательным аппаратом большой скорости подъемная сила, создаваемая полостью, сформированной непосредственно в крыле, становится лишней и тормозит его полет.
Задачей заявляемого изобретения является стабилизация летательного аппарата при прямолинейном полете при увеличении подъемной силы крыла и снижении сопротивления воздушному потоку от несущих винтов.
Сущность заявляемого изобретения заключается в том, что в крыле летательного аппарата, имеющем предкрылок, горизонтальную часть с передней и задней кромкой, вертикальную часть, закрылок, горизонтальная часть имеет плоско-выгнутый профиль, а вертикальная часть симметричный профиль, при этом предкрылок выполнен в виде расширения передней кромки крыла с установкой под углом от -3° до 10° относительно хорды, закрылок выполнен в виде сужения задней кромки крыла.
Заявляется также изобретение, которое наряду с вышеописанными признаками имеет спуск на всем его протяжении от предкрылка до закрылка с окончанием в виде направленного вниз винглета.
Технический результат заявляемого изобретения заключается в следующем.
Применяемые средства механизации крыла заявляемой конфигурации в виде закрылка и предкрылка позволяют на скоростях порядка 300-350 км/ч осуществлять увеличение подъемной силы крыла без существенного увеличения сопротивлению набегающему потоку воздуха.
При обтекании крыла потоком воздуха от несущих винтов при висении и вертикальных маневрах горизонтальная плоско-выгнутая часть профиля крыла минимизирует сопротивление крыла потоку воздуха. Внешние потоки огибают крыло по направленному вниз винглету. Внутренние потоки огибают крыло со стороны сформированных определенным образом, под углом от 3° до 10°, предкрылка и закрылка в виде сужения задней кромки крыла, отклоняясь от фюзеляжа в сторону.
Обтекание крыла воздушным потоком от несущих винтов осуществляется по горизонтальной плоско-выгнутой части профиля вперед и назад, стекание потока на внешнюю сторону крыла и дальше стекание потока осуществляется вниз по винглету. Воздушный поток не встречает никакого сопротивления. Установленный винглет на внешней кромке крыла без срывов и резких закруглений, что позволяет снизить сопротивление крыла потоку до минимума, то есть воздух не имеет никаких мест создания повышенного давления на пути потока, а практически значит не снижает подъемную силу крыла.
Крыло позволяет осуществлять полет на всем диапазоне скоростей в режимах прямолинейного полета и набора скорости (отрицательный тангаж), и на скоростях до 200 км/ч в режиме автожира (положительный тангаж).
Заявляемое изобретение поясняется с помощью Фиг. 1-3, на которых изображено:
на Фиг. 1 - вид левого крыла летательного аппарата спереди,
на Фиг. 2 - вид левого крыла летательного аппарата сзади,
на Фиг. 3 - вид левого крыла летательного аппарата сверху,
на Фиг. 4 - вид левого крыла летательного аппарата снизу,
на Фиг. 5 - изометрическая проекция левого крыла летательного аппарата,
на Фиг. 6 - вид летательного аппарата спереди,
на Фиг. 7 - вид летательного аппарата слева,
и позициями 1-5 обозначены:
1 - предкрылок,
2 - горизонтальная часть,
3 - вертикальная часть,
4 - закрылок,
5 - винглет.
Заявляемое техническое решение работает следующим образом.
Предлагаемое крыло применяется в качестве универсального нерегулируемого средства обеспечения дополнительной подъемной силы для летательного аппарата на всех режимах полета, кроме висения.
В режиме висения крыло обтекается воздушным потоком без какого-либо существенного сопротивления проходящему воздуху.
При наборе скорости, в режиме отрицательного тангажа, крыло наклонено вперед. Обтекание потоком от несущих винтов также не имеет сопротивления. При этом увеличение продольной составляющей в обтекании крыла сопровождается минимальным сопротивлением и начинается создание подъемной силы.
В режиме полета, когда уже достигнута некоторая поступательная скорость, угол тангажа становится близким к нулю, и угол атаки крыла увеличивается. Это приводит к тому, что обтекание крыла осуществляется в основном горизонтальными потоками воздуха с минимальным влиянием несущего винта и подъемная сила достигает максимума при создании некоторой продольной силы сопротивления полету. Сопротивление такого вида профилей вносит существенное сопротивление полету на скоростях белее 350-400 км/ч и не позволяет летать быстрее. В заявляемом устройстве сопротивление существенно меньше и выигрыш от создания подъемной силы намного важнее сопротивления.
При снижении скорости полета, в режиме положительного тангажа, происходит увеличение угла атаки крыла и сопротивление полету становится существенно больше, при сохранении подъемной силы. Это позволяет без потери в вертикальной составляющей вектора прилагаемых к вертолету сил осуществить более быстрое снижение скорости в сравнении с летательными аппаратами, в которых применяются аналогичные конструкции крыла.