СПОСОБ УСТАНОВКИ ГРУППЫ ВИХРЕГЕНЕРАТОРОВ И КОНСОЛЬНАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ
METHOD OF INSTALLING GROUP OF VORTEX GENERATORS AND CANTILEVER AIRFOIL

Настоящая группа изобретений относится к области аэродинамики, а именно вихрегенераторов, применяемых для изменения аэродинамических характеристик аэродинамических поверхностей, таких как крылья самолетов и планеров, лопастей воздушных винтов и ветровых турбин. Группа изобретений относится к разделу В64С 23/06 МКИ.
Из уровня техники известна задача оптимизации характеристик аэродинамической поверхности конечного размаха по размаху при изменении угла атаки, которая может быть рассмотрена применительно к трем известным проблемам, характерным для различных вариантов применения аэродинамических поверхностей.
1. Проблема самопроизвольного входа в штопор из криволинейного полета.
При крутом развороте самолета в горизонтальной плоскости по радиусу R, сопоставимому с размахом крыла L (steep turn) возникает ощутимая разность скоростей набегающего потока на внешней и внутренней консолях крыла, что приводит к падению энергии пограничного слоя в концевой части опущенного полукрыла. Если пилот своими действиями (прежде всего, опусканием внутреннего элерона для коррекции развивающегося крена) дополнительно увеличивает местный угол атаки на внутреннем полукрыле, то вследствие дефицита критического угла атаки для концевой части крыла, на внутреннем полукрыле происходит отрыв пограничного слоя в зоне опущенного элерона, немедленно распространяющийся до передней кромки и приводящий к возникновению непарируемых при помощи аэродинамических рулей моментов крена и рыскания и входу в штопор. Схематично развитие концевого срыва вследствие отклонения элеронов против крена изображено на Фиг.1 Чертежей.
2. Проблема потери подъемной силы несущего винта вертолета при снижении на мощности по крутому градиенту (просадка на мощности).
При снижении вертолета на мощности из-за сочетания таких факторов как недостаточная поступательная и избыточная вертикальная скорости, дефицит критического угла атаки для корневых сечений лопастей несущего винта приводит к выходу корневых сечений лопастей, движущихся с минимальными окружными скоростями на закритический угол атаки из-за развития реверсивного прикорневого течения.
В свою очередь прорыв массы воздуха в околовтулочной зоне приводит скачкообразоному падению создаваемой несущим винтом полной аэродинамической силы и разбалансировке вертолета в канале высоты. Схематично линии тока при возникновении данного эффекта изображены на Фиг.2 Чертежей.
Если пилот, ощутив первичную просадку вертолета, вызванную развитием реверсивного прикорневого течения, рефлекторно увеличивает общий шаг несущего винта, то отрыв пограничного слоя начинает очень быстро распространяться от корневых к концевым сечениям лопастей, приводя к скачкообразному падению подъемной силы несущего винта. При этом вертикальная скорость нарастает одновременно с падением оборотов несущего винта, что, в свою очередь, может привести к потере эффективности рулевого винта и самопроизвольному развороту вертолета по курсу. В результате вертолет может либо совершить неуправляемую жесткую посадку, либо (при наличии запаса высоты) перейти в режим вихревого кольца несущего винта, сопровождающийся дальнейшим ростом вертикальной скорости.
3. Проблема пуска ветровой турбины.
При неподвижном или вращающемся с недостаточной скоростью роторе, расположенная под углом атаки более 20 градусов к набегающему потоку концевая часть подветренной поверхности лопасти находится в режиме полного отрыва пограничного слоя и, как правило, не может начать самостоятельно раскручиваться, поскольку направленная по вращению ротора составляющая «ньютоновской» аэродинамической силы, создаваемой вследствие скошенного обтекания наветренной поверхности лопасти, не может создать крутящий момент, больший чем момент страгивания ротора ветрогенератора.
Данный характер обтекания концевого сечения лопасти ветрогенератора схематично изображен на Фиг.3 Чертежей.
Таким образом, очевидно, что общей причиной всех описанных выше проблем является дефицит критического угла атаки для одного из концов аэродинамической поверхности.
Из уровня техники известна геометрическая крутка как способ выравнивания угла скоса потока по размаху аэродинамической поверхности, что способствует также снижению индуктивного сопротивления и в частных случаях - устранению местного дефицита критического угла атаки.
у
у
Так, например, при выходе крыла самолета на критический по С угол атаки в горизонтальном прямолинейном полете, отрицательная крутка способствует локализации отрыва пограничного слоя в корневой части крыла, что обеспечивает плавный переход самолета в режим парашютирования за счет сохранения нормального обтекания в зоне элеронов и сглаживания пика С.
Недостатком геометрической крутки применительно к крылу самолета является ограниченность достигаемого положительного эффекта, поскольку на практике увеличение угла геометрической крутки свыше 6-7 градусов, при котором ощутимо улучшается поперечная устойчивость и управляемость на больших углах атаки, одновременно происходит снижение аэродинамического качества на продолжительных режимах полета.
Основным недостатком отрицательной крутки применительно к лопасти несущего винта вертолета предположительно является более резкое развитие «просадки на мощности» возникающей вследствие суммирования приращения местного угла атаки, вызванного развитием реверсивного прикорневого течения, с приращением установочного угла лопасти, обусловленного геометрической круткой. При этом отсутствие геометрической отрицательной крутки, делая менее выраженным дефицит критического угла атаки для корневых сечений лопастей, в свою очередь, может весьма негативно сказываться на аэродинамике корневой части лопасти при характерной для продолжительных режимов полета сонаправленности набегающего и индуктивного потоков, что может выражаться в снижении топливной эффективности, а также в различных акустических и вибрационных эффектах.
Чтобы уйти от этого неудобного во многих смыслах компромисса, в некоторых конструкциях вертолетов, таких как американский Bell Super Cobra и российский Ансат свобода реверсивного прикорневого течения закладывается на уровне конструкции, при этом лопасти крепятся к втулке через достаточно длинные «чулки» овального поперечного сечения, не создающие при вращении выраженных поперечных аэродинамических сил. Данное решение предположительно избавляет вертолет от резкой разбалансировки в канале высоты при снижении на мощности, что улучшает его маневренность и снижает психологическую нагрузку на пилота.
В равной мере недостатком положительной геометрической крутки применительно к лопасти ветровой турбины (авторотирующего воздушного винта) является ухудшение пусковых характеристик за счет дополнительного увеличения угла атаки для концевой части неподвижной лопасти.
Возможно также изменение аэродинамических характеристик по размаху аэродинамической поверхности за счет образования ее в продольном отношении несколькими аэродинамическими профилями, обладающими различными аэродинамическим свойствами, при этом критический угол атаки возрастает по направлению от корневой части к законцовке. Данное решение принято называть аэродинамической круткой.
Основным недостатком, ограничивающим применимость аэродинамической крутки, является сложность и дороговизна изготовления аэродинамической поверхности, набранной из различных аэродинамических профилей, а также ограниченные пределы варьирования рабочих характеристик за счет формы образующих поверхность аэродинамических профилей.
Так, например, использование для концевых сечений лопастей ветровой турбины профилей с высоким критическим углом атаки неизбежно приведет к критическому росту профильного сопротивления и резкому падению эффективности турбины.
Из уровня техники известен также способ повышения энергии пограничного слоя при помощи установки на аэродинамической поверхности миниатюрных вихрегенераторов, выполненных в виде возвышений различной формы, полностью или частично расположенных в пределах пограничного слоя с возможностью генерирования присоединенных вихревых структур малой единичной мощности. В общем виде описание данного способа приводится в сети Интернет по адресу: https://en.wikipedia.orq/wiki/Vortex generator
Основным преимуществом вихрегенераторов является то, что их установка в большинстве случаев является единственным экономически оправданным способом влияния на протяженность участка безотрывного обтекания на стороне пониженного давления, так как все остальные способы управления пограничным слоем для достижения сравнимых результатов требуют коренной переделки аэродинамической поверхности, а также расходования мощности силовой установки на создание давления или разрежения при значительных мгновенных расходах воздуха.
у
х
При использовании вихрегенераторов увеличение протяженности зоны безотрывного обтекания «f» на верхней дужке аэродинамического профиля за счет роста энергии турбулизированного пограничного слоя, как это показано на Фиг.8 и 9 Чертежей, и обеспечивает рост С при существенном отставании роста С для крыла бесконечного размаха.
Из уровня техники известен также «классический» способ установки группы вихрегенераторов, исследование свойств которого приводится в сети Интернет https://www.stolspeed.com/fliqht-testinq-slats-vs-vqs
Данный способ заключается в попарной установке вихрегенераторов на верхней стороне в один ряд вдоль размаха аэродинамической поверхности с возможностью генерации вихревых структур встречного вращения, при этом вихрегенераторы устанавливаются на равном расстоянии от передней кромки по всему размаху аэродинамической поверхности, составляющем примерно 8-10% местной хорды.
Выбор данного места установки вихрегенераторов нацелен в первую очередь на сохранение достаточной эффективности вихрегенерации на субкритических углах атаки, что приводит к увеличению критического угла атаки на 3-5 градусов и снижает скорость сваливания самолета в пределах 7-15%.
При этом, согласно описанному в публикации эксперименту, помимо изменения срывных характеристик крыла, применение вихрегенераторов, установленных по описанному выше способу, также способствует росту аэродинамического качества на высоких скоростях и его более существенному падению на низких скоростях, что показано на Фиг.23, где кривой «а» соответствует «чистое» крыло, а кривой «b» - крыло с вихрегенераторами, установленными стандартным способом.
Таким образом, результат эксперимента состоит в том, что при установке вихрегенераторов на одном и том же расстоянии от передней кромки по всему размаху аэродинамической поверхности один и тот же эффект удлинения зоны безотрывного обтекания в зависимости от угла атаки может способствовать как росту, так и снижению индуктивного сопротивления аэродинамической поверхности.
х
у
х
у
Это можно объяснить тем, что с одной стороны, при малых углах атаки и низкой мощности концевых вихрей, на большей части размаха крыла происходит быстрый переход приращения кинетической энергии отклоненного вниз на больший угол потока в потенциальную энергию сжатия, что вызывает повышение давления в зоне задней кромки и уменьшает С при том же или большем значении С. Напротив, с увеличением угла атаки удержание безотрывного течения на большей части верхней дужки аэродинамического профиля по всему размаху приводит к росту угла скоса потока в концевых сечениях крыла, при этом в отличие от корневой части, кинетическая энергия отклоненного вниз потока не преобразуется в потенциальную энергию сжатия, а аккумулируется в концевых вихрях, снижая давление за крылом и увеличивая С при одновременном снижении С. Естественно, что при определенном угле атаки и скорости вредный и полезный эффекты продления зоны безотрывного обтекания по всему размаху компенсируют друг друга, что соответствует пересечению кривых «а» и «b» в точке линии d на Фиг.23.
Таким образом, очевидно, основным недостатком классического способа установки вихрегенераторов является существенное снижение «эластичности» аэродинамической поверхности по значению K, обусловенное равным расстоянием от вихрегенераторов до передней кромки.
На практике это привело к тому, что пилоты легкомоторных самолетов ICP Savannah, привыкшие летать с «чистым» крылом, после установки вихрегенераторов в соответствии с известным способом сталкивались с невозможностью разогнать самолет до скорости отрыва при слишком раннем подъеме передней опоры шасси.
Кроме того, более быстрый, чем на «чистом» крыле рост индуктивного сопротивления во втором режиме также нивелирует преимущества большего критического угла атаки с точки зрения практической безопасности полетов, так как ему соответствует больший темп потери скорости при приближении к режиму сваливания. Кроме того, приращение критического угла атаки, обеспечиваемое вихрегенераторами, установленным на верхней стороне крыла, существенно уменьшается с увеличением угла скольжения, как это показано на кривой «а» Фиг.33, и при углах скольжения порядка 8-10 градусов срывные характеристики крыла с вихрегенераторами классического типа и без них практически равны, чем в значительной мере объяснимы тяжелые летные происшествия с самолетами, оснащенными подобными вихрегенераторами.
Из уровня техники известна также аэродинамическая поверхность, изображения которой приводится в сети Интернет по адресу https://www.researchqate.net/fiqure/Sketch-of-the-OA209-Airfoil-nose-showinq-Vortex-Generators-extruded-from-the-leadinq-edqe_fig.1_225021831.
Данная аэродинамическая поверхность включает в себя группу вихрегенераторов, выполненных в виде выдвижных пластин и расположенных в пазах непосредственно в зоне реверсивного обтекания аэродинамической поверхности с возможностью полного или частичного расположения в зоне стагнации потока при околонулевых углах атаки.
"Под зоной реверсивного обтекания в контексте данной заявки понимается участок аэродинамического профиля, образованный примыкающими к передней кромке частями верхней и нижней дужек и ограниченный крайними положениями точки разделения потока для критических углов атаки. При этом, если не принимать во внимание перетоки пограничного слоя в зоне задней кромки, то участки верхней и нижней дужек, расположенные между крайними положениями точки разделения потока и задней кромкой, можно назвать зонами однонаправленного обтекания для того же диапазона углов атаки. Разделение аэродинамического профиля на зоны реверсивного и однонаправленного обтекания показано на Фиг.15 и Фиг.29.
Из описанного выше разделения также вытекает коэффициент реверсивного обтекания аэродинамического профиля, который можно определить как отношение длины зоны реверсивного обтекания к общей длине верхней и нижней дужек:
рев.
max.
m
крит
у
рев.
рев.
К обратно пропорционален K и пиковому значению коэффициента момента C, а также прямо пропорционален α по С. и таким образом в существенной мере определяет компромисс между несущими свойствами крыла и плавностью развития срыва потока, при этом критерием «мягкости» развития срыва и худшего K является большее значение K, а «строгости» - меньшее значение K и большее K.
min
Таким образом, основным преимуществом установки вихрегенераторов в зоне реверсивного обтекания, не раскрытым в полной мере в известной аэродинамической поверхности, является возможность увеличения протяженности зоны реверсивного обтекания при том же или меньшем радиусе передней кромки R.
Кроме того, как показывают многочисленные эксперименты, эффективность вихрегенераторов, установленных с огибанием передней кромки в зоне реверсивного обтекания, в меньшей степени зависит от угла скольжения, чем в случае установки вихрегенераторов в зоне однонаправленного обтекания, как это показано на кривой «b» Фиг.33.
При этом, недостатками известной аэродинамической поверхности являются неверный выбор отношения протяженности кромок вихрегенераторов к радиусу передней кромки, а также установка вихрегенераторов на малом расстоянии друг от друга с возможностью генерации сонаправленных вихревых структур, что обуславливает большие затраты энергии на вихрегенерацию в сочетании с быстрой потерей энергетики пограничного слоя по мере продвижения потока вдоль хорды из-за взаимного подавления сонаправленных вихревых структур, сопровождающимся нежелательным в данной зоне ростом давления.
Кроме того, недостатком известной аэродинамической поверхности в контексте ее применения к консольной аэродинамической поверхности является также малое приращение длины зоны безотрывного обтекания корневой части на малых углах атаки, что дополнительно снижает значение K, и также обусловлено равным, хоть и нулевым, расстоянием от ряда вихрегенераторов до передней кромки по всему размаху аэродинамической поверхности.
Из уровня техники известен также способ установки вихрегенераторов, изображение которого размещено в сети Интернет по адресу https.//www.dlr.de/as/en/Portaldata/5/Resources/imaqes/abteilunqen/abt_ts/HE-Rotor-Stroemunqskontrolle-Bild2.ipq
Данный способ заключается в размещении вихрегенераторов, выполненных в виде изогнутых дисков из листовой резины толщиной менее 1 мм и диаметром около 4-5 мм и размещенных в зоне реверсивного обтекания на нижней стороне лопасти несущего винта вертолета вблизи передней кромки. При этом из имеющихся материалов следует, что вихрегенераторы установлены на равном расстоянии от передней кромки по всему размаху лопасти с целью улучшения срывных характеристик лопастей вертолета на больших углах атаки.
Достоинством данного типа вихрегенераторов и способа их установки является сохранение эффективности вихрегенераторов в условиях предельного смещения точки разделения потока по хорде на нижнюю сторону лопасти, что выгодно с точки зрения борьбы со срывом потока в корневой части лопасти при снижении вертолета на мощности. Кроме того, использованный тип вихрегенератора также оптимален для использования на лопастях вертолета, поскольку мощность вихрегенерации кромки изогнутого диска в минимальной степени зависит от угла скольжения, что соответствует кривой «с» на Фиг.33. Предполагаемым недостатком данного технического решения является падение аэродинамического качества несущего винта из-за роста профильного сопротивления в тех сечениях лопасти, которые никак не участвуют в инициации прикорневого реверсивного течения.
Из уровня техники известны также способы установки вихрегенераторов на аэродинамические поверхности, основанные на идее перераспределения максимального приращения энергии пограничного слоя вдоль размаха аэродинамической поверхности, которая, в свою очередь, вытекает из очевидности перемещения точки максимального поджатия потока вперед по хорде по мере увеличения угла атаки.
Таким образом, очевидно, что максимальной эффективности вихрегенерации, соответствующей расположению вихрегенератора вблизи точки максимального поджатия потока, по мере увеличения угла атаки также соответствует меньшее расстояние от ряда вихрегенераторов до передней кромки, а для достижения максимальной эффективности вихрегенерации на углах атаки свыше 20 градусов, когда точка максимального поджатия потока располагается вблизи передней кромки, вихрегенераторы должны располагаться непосредственно на передней кромке или даже под ней на нижней поверхности крыла, что в схематичном виде показано на Фиг.24. Другими словами, при увеличении угла атаки вихрегенераторы должны как бы «прокручиваться» по профилю вслед за движением точки максимального поджатия потока, что позволяет назвать все подобные способы вихревой круткой.
Из уровня техники известен также самолет Diamond Dart 550, фотографии которого размещены в сети Интернет по адресу https://rotor.ua/assets/qallery/16/186.jpg и https://www.airport-data.com/imaqes/aircraft/001/492/001492608.jpq
Консоль крыла данного самолета включает в себя группу вихрегенераторов, установленных на верхней стороне в один ряд по спирали большого шага таким образом, что расстояние от вихрегенератора до передней кромки увеличивается по направлению от законцовки к центроплану, что позволяет в какой-то мере реализовать на крыле эффект вихревой крутки за счет перемещения максимума приращения энергии пограничного слоя по размаху при изменении угла атаки.
Основным недостатком данного способа установки вихрегенераторов является крайняя ограниченность проявления эффекта вихревой крутки, что связано с установкой всех вихрегенераторов на ограниченном по размаху участке в пределах зоны однонаправленного обтекания на верхней стороне аэродинамической поверхности с относительно небольшим смещением по хорде.
Из уровня техники известен также способ установки группы вихрегенераторов, описание которого приводится в сети Интернет по адресу http://store.cubcrafters.com/PA-18-Vortex-Generators_p_1528.html
Данный способ по совокупности своих признаков наиболее близок к предложенному способу установки группы вихрегенераторов, выполненных в виде набора накладок, каждая из которых включает в себя возвышение, выполненное с возможностью генерации, по меньшей мере, одной присоединенной вихревой структуры и базовую поверхность, на, по меньшей мере, одной консольной аэродинамической поверхности, рассматриваемой в горизонтальном положении, ограниченной по размаху законцовкой и корневой оконечностью, содержащей верхнюю и нижнюю стороны, сопрягаемые между собой с образованием передней и задней кромок, а также образованной в продольном отношении, по меньшей мере, одним аэродинамическим профилем и условно разделенной на зоны однонаправленного и реверсивного обтекания, границы которых соответствуют крайним положениям точки разделения потока при положительном и отрицательном критических углах атаки, при этом зона реверсивного обтекания огибает переднюю кромку, а зоны однонаправленного обтекания расположены между крайними положениями точки разделения потока и задней кромкой и заключающийся в установке группы вихрегенераторов, по меньшей мере, в один ряд и ее разделении на, по меньшей мере, два участка, расположенных со смещением по хорде относительно друг друга с возможностью перераспределения приращения энергии пограничного слоя вдоль размаха аэродинамической поверхности при изменении угла атаки, при этом, по меньшей мере, один из участков группы вихрегенераторов полностью или частично расположен в зоне однонаправленного обтекания.
Кроме того, участки группы вихрегенераторов расположены таким образом, что в концевой части аэродинамической поверхности вихрегенераторы расположены ближе к передней кромке, чем в корневой, что обеспечивает более полную реализацию эффекта вихревой крутки, так как в концевой части аэродинамической поверхности максимум приращения энергии пограничного слоя достигается на больших углах атаки, чем в корневой части. При этом в корневой части на малых углах атаки наблюдается существенное приращение протяженности зоны безотрывного обтекания.
Недостатком данного способа установки вихрегенераторов также является ограниченность проявления эффекта вихревой крутки, что связано с установкой всех вихрегенераторов в пределах зоны однонаправленного обтекания на верхней стороне аэродинамической поверхности, проявляющимся, главным образом, в ограниченности приращения критического угла атаки для концевых сечений крыла.
Из уровня техники известна также аэродинамическая поверхность с группой вихрегенераторов, фотография которой приводится в сети Интернет по адресу https://i.ytimq.com/vi/S-1MkGyj7QY/maxresdefault.ipq и которая по своему техническому решению наиболее близка к предложенной аэродинамической поверхности и включает в себя основную часть и группу вихрегенераторов, при этом основная часть ограничена по размаху законцовкой и корневой оконечностью, содержит верхнюю и нижнюю стороны, сопрягаемые между собой с образованием передней и задней кромок, а возвышения вихрегенераторов выполнены как одно целое с основной частью.
Достоинством данной аэродинамической поверхности является минимальная себестоимость при большом объеме производства, а недостатком - отсутствие реализации эффекта вихревой крутки, так как все вихрегенераторы установлены в пределах зон однонаправленного обтекания на равном расстоянии от передней кромки.
Таким образом, при разработке предложенного способа установки группы вихрегенераторов, а также аэродинамической поверхности была поставлена основная задача оптимизации распределения перепада давления по размаху и хорде аэродинамической поверхности при различных углах атаки и скольжения за счет расположения группы вихрегенераторов с возможностью наиболее полной реализации эффекта вихревой крутки, заключающегося в изменении во встречном направлении приращений критического угла атаки и максимальной протяженности участка безотрывного обтекания.
Кроме того, была поставлена задача снижения профильного сопротивления в зоне максимального приращения критического угла атаки за счет вихревого приращения силы всасывания.
Кроме того, была поставлена задача снижения профильного сопротивления в зоне максимальной протяженности зоны безотрывного обтекания за счет увеличения протяженности участка ламинарного обтекания.
Кроме того, применительно к ветровым турбинам была поставлена дополнительная задача улучшения энергоэффективности за счет уменьшения потерь на предпусковую раскрутку ротора.
Кроме того, применительно к крыльям самолетов была поставлена задача улучшения энергоэффективности при одновременном повышении безопасности полетов за счет оптимизации аэродинамических характеристик крыла для различных режимов полета, в том числе обеспечения возможности безопасного маневрирования на скоростях близких к наивыгоднейшей при минимальной или нулевой вероятности самопроизвольного развития штопора.
Кроме того, применительно несущим винтам вертолетов и мультикоптеров была поставлена задача повышения безопасности полетов за счет затягивания развития прикорневого реверсивного течения несущего винта без потери его эффективности при продолжительных режимах полета.
Цель изобретения - комплексная оптимизация характеристик аэродинамических поверхностей различного назначения.
Для достижения поставленной цели в известный способ установки группы вихрегенераторов, выполненных в виде набора накладок, каждая из которых включает в себя возвышение, выполненное с возможностью генерации, по меньшей мере, одной присоединенной вихревой структуры и базовую поверхность, на, по меньшей мере, одной консольной аэродинамической поверхности, рассматриваемой в горизонтальном положении, ограниченной по размаху законцовкой и корневой оконечностью, содержащей верхнюю и нижнюю стороны, сопрягаемые между собой с образованием передней и задней кромок, а также образованной в продольном отношении, по меньшей мере, одним аэродинамическим профилем и условно разделенной на зоны однонаправленного и реверсивного обтекания, границы которых соответствуют крайним положениям точки разделения потока при положительном и отрицательном критических углах атаки, при этом зона реверсивного обтекания огибает переднюю кромку, а зоны однонаправленного обтекания расположены между крайними положениями точки разделения потока и задней кромкой и заключающийся в установке группы вихрегенераторов, по меньшей мере, в один ряд и ее разделении на, по меньшей мере, два участка, расположенных со смещением по хорде относительно друг друга с возможностью перераспределения приращения энергии пограничного слоя вдоль размаха аэродинамической поверхности при изменении угла атаки, при этом, по меньшей мере, один из участков группы вихрегенераторов полностью или частично расположен в зоне однонаправленного обтекания, были включены следующие конструктивные изменения: согласно изобретению угол между боковыми проекциями нормалей к центрам базовых поверхностей крайнего внешнего и крайнего внутреннего вихрегенераторов в группе равен от 60 до 160 градусов с возможностью расширения диапазона углов атаки, в пределах которого происходит перераспределение приращения энергии пограничного слоя вдоль размаха аэродинамической поверхности, при этом группа вихрегенераторов дополнительно содержит фронтальный участок, занимающий, по меньшей мере, 20% размаха аэродинамической поверхности и расположенный в зоне реверсивного обтекания, а вихрегенераторы, входящие в состав фронтального участка, установлены с огибанием передней кромки и с возможностью генерации вихревых структур встречного вращения.
Кроме того, способ установки группы вихрегенераторов предусматривает использование вихрегенераторов, возвышения которых выполнены в виде серповидных и клиновидных гребней, при этом большая часть вихрегенераторов с серповидной формой гребня устанавливаются в зоне реверсивного обтекания, в том числе с огибанием передней кромки, большая часть вихрегенераторов с клиновидной формой гребня устанавливаются в зоне однонаправленного обтекания, при этом на большей части общей протяженности группы вихрегенераторов расстояние от центра базовой поверхности вихрегенератора до передней кромки плавно или ступенчато увеличивается по направлению от законцовки к корневой оконечности, а для большей части вихрегенераторов, выполненных с серповидным гребнем и установленных в зоне реверсивного обтекания с огибанием передней кромки, протяженность рабочей кромки составляет от 1,5 до 3, максимальная высота гребня - не более 1/3 радиуса передней кромки, а угол между касательными к серединам фронтальных проекций двух соседних рабочих кромок от 25 до 50 градусов.
Кроме того, Способ установки группы вихрегенераторов предусматривает использование вихрегенераторов, возвышения которых выполнены в виде изогнутых дисков, кривизна верхней поверхности которых соответствует местной кривизне аэродинамической поверхности в зоне размещения вихрегенератора, а толщина диска составляет не более 20% диаметра, при этом на большей части общей протяженности группы вихрегенераторов расстояние от центра базовой поверхности вихрегенератора до передней кромки плавно или ступенчато увеличивается по направлению от корневой оконечности к законцовке.
Кроме того, вихрегенераторы, входящие в состав фронтального участка, установлены по спирали, направление которой соответствует направлению изменения расстояния от вихрегенераторов до передней кромки в пределах большей части общей протяженности группы вихрегенераторов, при этом угол между боковыми проекциями нормалей к центрам базовых поверхностей крайнего внешнего и крайнего внутреннего вихрегенераторов, входящих в состав фронтального участка, не превышает 50 градусов.
Кроме того, группа вихрегенераторов дополнительно включает в себя спиральный участок постоянного или переменного шага, при этом фронтальный участок плавно либо с образованием уступа сопрягается со спиральным участком, по меньшей мере, 70% вихрегенераторов, входящих в состав спирального участка, расположены в зоне однонаправленного обтекания на верхней стороне аэродинамической поверхности, а расстояние от вихрегенераторов, входящих в состав спирального участка, до передней кромки непрерывно увеличивается в направлении от места его сопряжения с фронтальным участком.
Кроме того, группа вихрегенераторов дополнительно содержит, по меньшей мере, один прямолинейный участок, расположенный в зоне однонаправленного обтекания на верхней стороне аэродинамической поверхности на расстоянии не более 15% местной хорды от плоскости сечения аэродинамической поверхности по максимальной толщине и сопрягающийся с фронтальным участком с образованием уступа.
Кроме того, группа вихрегенераторов дополнительно содержит переходный спиральный участок, расположенный между прямолинейным и фронтальным участками с возможностью их плавного сопряжения.
Кроме того, от 20 до 100% вихрегенераторов, не входящих в состав фронтального участка, установлены под углом не более 2 градусов друг к другу с возможностью генерации вихревых структур сонаправленного вращения и однонаправленного изменения несущих характеристик аэродинамической поверхности при изменении угла скольжения.
Кроме того, группа вихрегенераторов включает в себя реверсивный спиральный участок, плавно сопрягающийся с фронтальным участком и расположенный в зоне реверсивного обтекания между фронтальным участком и законцовкой либо корневой оконечностью аэродинамической поверхности с возможностью максимального расширения диапазона углов атаки, в пределах которого происходит перераспределение приращения энергии пограничного слоя вдоль размаха аэродинамической поверхности, при этом вихрегенераторы, входящие в состав реверсивного спирального участка установлены на нижней стороне аэродинамической поверхности без огибания передней кромки, а расстояние от вихрегенераторов, входящих с состав реверсивного спирального участка, до передней кромки непрерывно увеличивается по направлению от места сопряжения реверсивного спирального участка с фронтальным участком.
Кроме того, группа вихрегенераторов дополнительно содержит многорядный участок, расположенный на верхней стороне аэродинамической поверхности в пределах зоны однонаправленного обтекания, между корневой оконечностью и спиральным участком, при этом в пределах многорядного участка вихрегенераторы расположены в два и более ряда в шахматном порядке, а количество рядов и ширина многорядного участка увеличиваются по направлению от спирального участка к корневой оконечности.
Кроме того, в известную консольную аэродинамическую поверхность, включающую в себя основную часть и группу вихрегенераторов, при этом основная часть ограничена по размаху законцовкой и корневой оконечностью, содержит верхнюю и нижнюю стороны, сопрягаемые между собой с образованием передней и задней кромок, а возвышения вихрегенераторов выполнены как одно целое с основной частью, также были включены следующие конструктивные признаки, а именно, форма возвышений вихрегенераторов и их расположение соответствуют предложенному способу.
Настоящая группа изобретений иллюстрируется фигурами чертежей, на которых обозначено:
Фиг.1 - Схема развития асимметричного срыва на крыле легкомоторного самолета.
Фиг.2 - Схема развития реверсивного течения в околовтулочной зоне несущего винта вертолета при снижении на мощности.
Фиг.3 - Схема обтекания концевого сечения лопасти остановленного ветрогенератора.
Фиг.4 - Схема обтекания концевого сечения лопасти остановленного ветрогенератора при наличии в зоне реверсивного обтекания вихрегенераторов.
Фиг.5 - Фрагмент группы вихрегенераторов, установленных по П. 2 и 5 Формулы.
Фиг.6 - Вид сбоку группы вихрегенераторов, установленных по П. 2 и 5 Формулы.
Фиг.7 - Вид спереди фронтального участка группы вихрегенераторов, установленных по П. 2 Формулы.
Фиг.8 - Схема установки вихрегенераторов по П. 2 и 5 Формулы на крыле самолета.
Фиг.9 - Схема установки вихрегенераторов по П. 3,5 и 9 Формулы на лопасти несущего или рулевого винта вертолета.
Фиг.10 - Развертка обшивки носка аэродинамической поверхности с группой вихрегенераторов, установленной по П. 4 и 5 Формулы.
Фиг.11 - Развертка носка аэродинамической поверхности с группой вихрегенераторов, установленной по П. 6 Формулы.
Фиг.12 - Развертка обшивки носка аэродинамической поверхности с группой вихрегенераторов, установленной по П. 7 Формулы.
Фиг.13 - Развертка обшивки носка аэродинамической поверхности с группой вихрегенераторов, установленной по П. 9 Формулы.
Фиг.14 - Развертка обшивки носка аэродинамической поверхности с группой вихрегенераторов, установленной по П. 10 Формулы.
На Фиг.15 - Схема разделения аэродинамической поверхности на зоны реверсивного и однонаправленного обтекания.
Фиг.16 - Вид сбоку фронтального участка группы вихрегенераторов, установленной по П. 4 Формулы.
Фиг.17 - Схема обтекания фронтального участка группы вихрегенераторов, установленных по П. 2 Формулы при их расположении в зоне стагнации потока.
Фиг.18 - Схема обтекания фронтального участка группы вихрегенераторов, установленных по П. 2 Формулы при их расположении вне зоны стагнации потока.
Фиг.19 - Схема обтекания концевой части аэродинамической поверхности по П. 2 Формулы на малых углах атаки.
Фиг.20 - Схема обтекания корневой части аэродинамической поверхности по П. 2 Формулы на малых углах атаки.
Фиг.21 - Схема приращений аэродинамических сил, возникающих при выходе фронтального участка группы вихрегенераторов, установленных по П. 2 Формулы из зоны стагнации потока.
Фиг.22 - Схема приращений аэродинамических сил, возникающих при обтекании на субкритических углах атаки аэродинамической поверхности с группой вихрегенераторов, установленных согласно известного способа.
Фиг.23 - Диаграмма зависимости аэродинамического качества от воздушной скорости.
Фиг.24 - Диаграммы зависимости «вихревого» приращения протяженности зоны безотрывного обтекания от места расположения вихрегенераторов для различных углов атаки.
Фиг.25 - Схема приращений аэродинамических сил на аэродинамической поверхности с предложенной группой вихрегенераторов, установленной по П. 2 и 7 Формулы на малых углах атаки.
Фиг.26 - Схема приращений аэродинамических сил на аэродинамической поверхности с предложенной группой вихрегенераторов, установленной по П. 2 и 7 Формулы на средних углах атаки.
Фиг.27 - Схема приращений аэродинамических сил на аэродинамической поверхности с предложенной группой вихрегенераторов, установленной по П. 2 и 7 на субкритических углах атаки.
Фиг.28 - Эпюры вертикальной составляющей скорости исходящего потока для различных углов атаки для аэродинамической поверхности с группой вихрегенераторов, установленных по П. 2 и 7 Формулы.
Фиг.29 - Общий вид аэродинамической поверхности по П. 11 с группой вихрегенераторов, установленных по П. 3 и 5 Формулы.
На Фиг.30 - Вид сбоку ряда вихрегенератора по П. 3 Формулы.
На Фиг.31 - Вид сверху аэродинамической поверхности с вихрегенераторами по П. 3 Формулы.
На Фиг.32 - Схема работы вихрегенераторов по П. 8 Формулы при различных углах скольжения.
На Фиг.33 - Диаграмма зависимости мощности вихрегенерации от угла скольжения для различных видов и мест установки вихрегенераторов.
Группа вихрегенераторов согласно предложенному способу устанавливается на консольной аэродинамической поверхности, выполненной с, по меньшей мере, одним аэродинамическим профилем, образованной верхней стороной (1) и нижней стороной (2) сопряженными между собой с образованием передней кромки (3) и задней кромки (4) и включающей в себя корневую часть (5), концевую часть (6), корневую оконечность (7) и законцовку (8), при этом, аэродинамическая поверхность условно разделена на зону реверсивного обтекания (9) и зоны однонаправленного обтекания (10), границы которых соответствуют крайним положениям точки разделения потока (11) для всего диапазона докритических углов атаки, а каждый из входящих в группу вихрегенераторов выполнен в виде накладки, включающей в себя возвышение и базовую поверхность.
Кроме того, согласно предложенного способа и П. 1 Формулы, по меньшей мере, один участок ряда вихрегенераторов, занимающий, по меньшей мере, 20% размаха аэродинамической поверхности расположен в зоне реверсивного обтекания (9), в том числе, с огибанием передней кромки (3) с возможностью расширения диапазона углов атаки, в пределах которого происходит перераспределение приращения энергии пограничного слоя вдоль размаха аэродинамической поверхности, при этом вихрегенераторы, установленные в зоне реверсивного обтекания (9) с огибанием передней кромки (3) образуют фронтальный участок (12) а угол между боковыми проекциями нормалей к центрам базовых поверхностей крайнего внешнего и крайнего внутреннего вихрегенераторов равен от 60 до 160 градусов, как это показано на Фиг.6 Чертежей.
Кроме того, по П. 2 Формулы возвышения вихрегенераторов выполнены в виде серповидных гребней (13) и клиновидных гребней (14), каждый из которых включает в себя рабочую кромку, при этом большая часть вихрегенераторов с серповидным гребнем (13) установлена в зоне реверсивного обтекания (9), в том числе с огибанием передней кромки (3), а вихрегенераторы с клиновидным гребнем (14) включают в себя основание (15), и в большинстве установлены в зоне однонаправленного обтекания (10) на верхней стороне (1) как это показано на Фиг.5 Чертежей.
Кроме того, на, по меньшей мере, большей части общей протяженности группы вихрегенераторов расстояние от центра базовой поверхности вихрегенератора до передней кромки (3) плавно или ступенчато увеличивается по направлению от законцовки (8) к корневой оконечности (7), как это показано на Фиг.8 Чертежей, а для вихрегенераторов, выполненных с серповидным гребнем (13) и установленных в зоне реверсивного обтекания (9) с огибанием передней кромки (3), протяженность рабочей кромки составляет от 1,5 до 3, максимальная высота гребня - не более 1/3 радиуса передней кромки (3), а угол между касательными к серединам фронтальных проекций двух соседних рабочих кромок от 25 до 50 градусов, как это показано на Фиг.6 и 7 Чертежей.
Кроме того, П. 3 Формулы предусматривает использование вихрегенераторов, возвышения которых выполнены в виде изогнутых дисков (16), кривизна верхней поверхности которых соответствует местной кривизне аэродинамической поверхности в зоне размещения вихрегенератора, толщина изогнутого диска (16) составляет не более 20% диаметра, при этом на большей части общей протяженности группы вихрегенераторов расстояние от центра базовой поверхности вихрегенератора до передней кромки (3) плавно или ступенчато увеличивается по направлению от корневой оконечности (7) к законцовке (8), что изображено на Фиг.29, 30 и 31 Чертежей.
Кроме того, в соответствии с П. 4 Формулы, вихрегенераторы, входящие в состав фронтального участка (12) установлены по спирали, пересекающей переднюю кромку (3), при этом угол между боковыми проекциями нормалей к центрам базовых поверхностей крайнего внешнего и крайнего внутреннего вихрегенераторов, входящих в состав фронтального участка (12), не превышает 50 градусов, что показано на Фиг.16 Чертежей, а направление спирали соответствует направлению изменения расстояния от ряда вихрегенераторов до передней кромки (3) на большей части общей протяженности группы вихрегенераторов.
Кроме того, в соответствии с П. 5 Формулы и Фиг.10 Чертежей, ряд вихрегенераторов дополнительно включает в себя спиральный участок (17) постоянного или переменного шага, при этом фронтальный участок (16) плавно либо с образованием уступа сопрягается со спиральным участком (17), по меньшей мере, 70% вихрегенераторов, входящих в состав спирального участка (17), расположены в зоне однонаправленного обтекания (14) на верхней стороне (1) аэродинамической поверхности, а расстояние от вихрегенераторов, входящих в состав спирального участка (17), до передней кромки (3) непрерывно увеличивается по направлению от места его сопряжения с фронтальным участком (16).
Кроме того, в соответствии с П. 6 Формулы и Фиг.11 Чертежей, ряд вихрегенераторов дополнительно содержит, по меньшей мере, один прямолинейный участок (18), расположенный в зоне однонаправленного обтекания (14) на верхней стороне (1) аэродинамической поверхности и сопрягается с фронтальным участком (16) с образованием уступа.
Кроме того, в соответствии с П. 7 Формулы и Фиг.12, 25, 26, 27 Чертежей, ряд вихрегенераторов дополнительно содержит переходный спиральный участок (19), расположенный между прямолинейным участком (18) и фронтальным участком (16) с возможностью их плавного сопряжения, при этом длина переходного спирального участка (19) составляет от 10% до 30% полного размаха аэродинамической поверхности.
Кроме того, в соответствии с П. 8 Формулы, от 20 до 100 процентов вихрегенераторов, не входящих в состав фронтального участка (12), установлены под углом не более 2 градусов друг к другу с возможностью генерации вихревых структур сонаправленного вращения, как это показано на Фиг.14 и 32.
Кроме того, в соответствии с П. 9 Формулы и Фиг.13 Чертежей, ряд вихрегенераторов включает в себя концевой спиральный участок (20), расположенный в зоне реверсивного обтекания (12) на нижней стороне (2) аэродинамической поверхности между фронтальным участком (16) и законцовкой (8) либо корневой оконечностью (7) аэродинамической поверхности и плавно сопрягается с фронтальным участком (16), при этом вихрегенераторы, входящие в состав концевого спирального участка (20) установлены без огибания передней кромки (3), а расстояние от вихрегенераторов, входящих с состав концевого спирального участка (20), до передней кромки (3) непрерывно увеличивается по направлению от фронтального участка (16).
Кроме того, в соответствии с П. 10 Формулы и Фиг.14 Чертежей группа вихрегенераторов дополнительно содержит многорядный участок (21), расположенный на верхней стороне (1) аэродинамической поверхности в пределах зоны однонаправленного обтекания (10), между корневой оконечностью (7) и спиральным участком (17), при этом в пределах многорядного участка (21) вихрегенераторы расположены в два и более ряда в шахматном порядке, а количество рядов и ширина поля увеличиваются по направлению от спирального участка (17) к корневой оконечности (7).
Кроме того, в соответствии с П. 11 Формулы и Фиг.29 Чертежей, консольная аэродинамическая поверхность, включающая в себя основную часть и группу вихрегенераторов, при этом основная часть ограничена по размаху законцовкой (8) и корневой оконечностью (7), содержит верхнюю и нижнюю стороны (1) и (2), сопрягаемые между собой с образованием передней и задней кромок (3) и (4), при этом возвышения вихрегенераторов выполнены как одно целое с основной частью, отличающаяся тем, что форма возвышений вихрегенераторов и их расположение соответствуют предложенному способу.
Предложенная группа вихрегенераторов и способ ее установки рассматриваются применительно к крылу самолета, изображенного на Фиг.1 Чертежей и содержащего фюзеляж (22), силовую установку (23), шасси (24), хвостовое оперение (25) и элероны (26).
Кроме того, предложенный способ установки группы вихрегенераторов и аэродинамической поверхности также рассматриваются применительно к лопасти несущего либо рулевого винта вертолета и лопасти ветрогенератора, установленной на втулке (27).
Работа предложенной группы вихрегенераторов, установленной на аэродинамической поверхности согласно П. 2 и 6 Формулы, происходит следующим образом:
При обтекании аэродинамической поверхности набегающим воздушным потоком под углом атаки от 0 до 4 градусов работа аэродинамической поверхности схематично изображена на Фиг.25 Чертежей и характеризуется:
1. Локализованным в корневой части (5) предельным удлинением зоны безотрывного обтекания на верхней стороне (1) за счет переноса назад по хорде прямолинейного участка (18) группы вихрегенераторов, что приводит к удлинению участка ламинарного обтекания (28) и одновременному укорочению зоны срабатывания присоединенных вихревых структур (29), расположенной позади вихрегенераторов.
При этом с одной стороны, удлинение участка ламинарного обтекания (28) позволяет на малых углах атаки сохранить достаточную энергию пограничного слоя перед вихрегенераторами, при этом укорочение зоны срабатывания обеспечивает достаточную эффективность приращения зоны безотрывного обтекания при малых собственных размерах и меньшем паразитном сопротивлении.
С другой стороны, смещение клиновидных гребней (14) назад по хорде в корневой части (5) способствует их своевременному «отключению» из-за падения энергетика пограничного слоя перед вихрегенераторами и развитию локализованного корневого срыва задолго до исчерпания несущих свойств концевой части (6).
Данный режим обтекания показан на Фиг.20 Чертежей и соответствует левой части кривой а на Фиг.28 Чертежей.
х
При этом связанное с удлинением зоны безотрывного обтекания в корневой части (5) увеличение перепада давления на малых углах атаки из-за удаленности данного участка от законцовки (8) почти никак не сказывается на индуктивном сопротивлении и мощности концевых вихрей (30), поскольку наведенная в огибающем верхнюю сторону (1) потоке добавочная вертикальная скорость U быстро уменьшается, переходя в избыточное давление вблизи задней кромки (4), что снижает С в корневой части (5).
2. Почти полным исключением «вихревого» приращения протяженности зоны безотрывного обтекания в концевой части (6), связанного с максимальным смещением вихрегенераторов вперед по хорде и частичным расположением серповидных гребней (13), входящих с состав фронтального участка (12) в зоне стагнации потока (31), что ограничивает перепад давления между верхней стороной (1) и нижней стороной (2) вблизи законцовки (8) и препятствует росту энергетики концевого вихря (30). Данный режим работы серповидных гребней (13) показано на Фиг.17 и 19 Чертежей и соответствует правой части кривой а на Фиг.28 Чертежей.
х
3. Компенсацией сопротивления трения концевой части (6) за счет приращения силы всасывания, что снижает С и связано со снижением давления в зоне разгона потока из-за формирования серповидными гребнями (13), входящими в состав фронтального участка (12) присоединенных вихревых структур (28) малой мощности.
Все вышеперечисленные факторы в совокупности способствуют существенному повышению максимального значения аэродинамического качества, что соответствует правой части кривой «с» на Фиг.23.
Работа аэродинамической поверхности по П. 2 и 6 на углах атаки от 6 до 12 градусов схематично показана на Фиг.26 и кривой «b» на Фиг.28 Чертежей, и отличается приращением зоны безотрывного обтекания по всему размаху. С одной стороны в корневой части (5) перед клиновидными гребнями (14), входящими в состав прямолинейного участка (18) сохраняется достаточная для генерации вихревых структур энергия пограничного слоя, а, с другой стороны, в концевой части (6) серповидные гребни (13), входящие в состав фронтального участка (12), полностью выходят из зоны стагнации потока (31) зону разгона ввиду того, что точка разделения потока (11) смещается от передней кромки (3) на нижнюю сторону (2), что показано на Фиг.18.
При этом основным фактором, препятствующем падению аэродинамического качества К в данном режиме обтекания, является выраженное смещение к передней кромке (3) зоны приращения энергии пограничного слоя в концевой части (6), что показано на Фиг.21 Чертежей и при достаточной относительной толщине аэродинамического профиля позволяет с одной стороны сохранить в концевой части (6) достаточную силу всасывания, компенсирующую смещение назад вектора полной аэродинамической силы в корневой части (5), а с другой - не увеличивать сверх меры протяженность зоны безотрывного обтекания вблизи законцовки (8), что чревато ростом мощности концевого вихря (30).
Работа аэродинамической поверхности по П. 2 и 6 на углах атаки более 18 градусов схематично изображена на Фиг.27 и соответствует кривой «с» на Фиг.28 Чертежей, при этом «вихревое» приращение энергии пограничного слоя максимально смещается по размаху и хорде в диагональном направлении и сохраняется исключительно в концевой части (6) в зоне реверсивного обтекания (9) и вблизи нее в зоне однонаправленного обтекания (10), на фоне возникновения зоны обратного обтекания (32) в корневой части (5), обусловленного аннулированием эффективности клиновидных гребней (14) в составе прямолинейного участка (18) из-за смещения вперед точки отделения пограничного слоя (33).
При этом, на Фиг.28 схематично изображено распределение вертикальной составляющей скорости U в потоке за аэродинамической поверхностью для вышеупомянутых диапазонов углов атаки.
Таким образом, установка группы вихрегенераторов по П. 2 обеспечивает реализацию эффекта отрицательной вихревой крутки, который заключается в приращении критического угла атаки в концевой части (6) и приращении протяженности зоны безотрывного обтекания f на малых углах атаки в корневой части (5), что достигается за счет диагонального смещения зоны максимального приращения энергии пограничного слоя по размаху по направлению к законцовке (8) и по хорде в направлении передней кромки (3) по мере роста угла атаки.
Применительно к самолетам отрицательная вихревая крутка обеспечивает одновременное повышение максимального аэродинамического качества на малых углах атаки и улучшение поперечной устойчивости и эффективности элеронов (26) на субкритических углах атаки.
Кроме того, поскольку вихрегенераторы, установленные с огибанием передней кромки (3) менее склонны к потере эффективности вихрегенерации при росте угла скольжения, что соответствует кривой «d» на Фиг.33 при соблюдении ряда условий может быть исключено развитие штопора ввиду невозможности формирования достаточной по площади зоны обратного обтекания (32) в концевой части (6) опущенного полукрыла.
у
m
Кроме того, замедление смещения точки отделения пограничного слоя (33) к передней кромке (3) при приближении концевой части (6) к критическому по С углу атаки, обусловленное размещением серповидных гребней (13) с огибанием передней кромки (3) существенно уменьшает сдвиг центра давления вперед и тем самым ограничивает рост коэффициента момента C, что положительно сказывается на устойчивости самолета по перегрузке и углу атаки, а также увеличивает диапазон разбега центровок.
кр
Кроме того, технический результат, относящийся к применению отрицательной вихревой крутки по П. 2 к лопастям ветровых турбин, заключается как в улучшении энергоэффективности как за счет увеличения значения K, так и за счет уменьшения потерь на предпусковую раскрутку ротора благодаря приращению крутящего момента М, действующего на остановленную лопасть, находящуюся в режиме срывного обтекания и возникающего из-за образования зоны пониженного давления в зоне реверсивного обтекания (9) и примыкающей к ней части зоны однонаправленного обтекания (10) на верхней (подветренной) стороне (1), что схематически показано на Фиг.4 Чертежей.
Работа группы вихрегенераторов, установленной по П. З и 6 Формулы, рассматривается применительно к лопасти несущего винта вертолета, установленной на втулке (27) и характеризуется приданием аэродинамической поверхности положительной вихревой крутки, для которой характерно увеличение критического угла атаки по направлению к корневой оконечности (7) и максимального удлинения зоны безотрывного обтекания - по направлению к законцовке (8), что схематически изображено на Фиг.9 Чертежей.
Поскольку при положительной вихревой крутке по мере увеличения угла атаки перемещение зоны приращения энергии пограничного слоя происходит от законцовки (8) к корневой оконечности (7) то все, что касается приведенного выше описания работы корневой части (5) консоли крыла самолета в том или ином диапазоне углов атаки становится справедливым для концевой части (6) лопасти несущего винта и наоборот.
Данная аналогия прослеживается также в том, что в той же мере, в какой для обеспечения продольной и поперечной устойчивости самолета может быть полезен срыв потока, локализованный в корневой части (5), для несущего винта вертолета может быть полезен срыв, локализованный концевой части (6) лопасти несущего винта, поскольку вывод вертолета из установившегося режима вихревого кольца несущего винта происходит за счет падения подъемной силы на серповидном участке диска несущего винта, выдвигаемого за пределы сформировавшегося вихревого кольца вследствие отклонения ручки циклического шага.
Кроме того, исполнение возвышений вихрегенераторов в виде изогнутых дисков (16), обеспечивает генерацию присоединенных вихревые структур (29) встречного вращения, мощность которых не зависит от угла скольжения, поскольку кромка изогнутого диска (16) выполняющая функцию рабочей кромки, генерирует два встречно направленных вихря при любом направлении обдувки, что соответствует кривой «с» на Фиг.33 и необходимо при работе лопасти несущего винта вертолета в режиме косой обдувки. По этой же причине на лопастях несущих винтов невозможно с достаточной эффективностью использовать вихрегенераторы, возвышения которых выполнены в виде гребней по П. 2 Формулы. Работа вихрегенераторов по П. 3 Формулы схематично изображена на Фиг.30 и 31 Чертежей.
При этом, основной технический результат, относящийся к применению предложенной группы изобретений к лопастям несущих винтов вертолетов, заключается в замедлении развития реверсивного прикорневого течения в зоне втулки (27) при встречном направлении набегающего и индуктивного потоков, соответствующем снижению вертолета на мощности, что улучшает баланс вертолета в канале высоты в критическом с точки зрения безопасности режиме полета. При этом за счет возможности использования отрицательной геометрической крутки также сохраняется максимальная плавность и безотрывность обтекания корневых сечений лопастей при попутном направлении набегающего и индуктивного потоков, характерном для таких режимов, как висение вне зоны влияния воздушной подушки и полет на крейсерской скорости.
Работа группы вихрегенераторов, установленной по П. 4 и 5 Формулы, отличается максимальной плавностью перераспределения приращения энергии пограничного слоя вдоль размаха аэродинамической поверхности в процессе изменения угла атаки, поскольку вихрегенераторы, установленные по спирали с огибанием передней кромки (3) и входящие в состав фронтального участка (12), а также вихрегенераторы, входящие с состав спирального участка (17) по мере роста угла атаки изменяют мощность вихрегенерации последовательно, а не одновременно, что применительно к самолету может обеспечить наибольшую предсказуемость поведения в широком диапазоне скоростей и углов атаки.
Работа группы вихрегенераторов, установленной по П. 6 Формулы, характеризуется максимальным удешевлением и упрощением группы вихрегенераторов, поскольку для формирования прямолинейного участка (18) не требуется использование вихрегенераторов с большим числом вариантов кривизны базовой поверхности. Кроме того, работа группы вихрегенераторов по П. 6 Формулы характеризуется более растянутой зоной максимального приращения безотрывного обтекания в корневой части (5), что применительно к крыльям самолетов может быть выгодно в тех случаях, когда энергоэффективность на продолжительных режимах полета оказывается важнее «эластичности» крыла по К и поперечной устойчивости на малых скоростях полета.
Работа группы вихрегенераторов, установленной по П. 7 отличается от работы группы вихрегенераторов по П. 6 несколько более плавным перераспределением приращения энергии пограничного слоя вдоль размаха аэродинамической поверхности по мере увеличения угла атаки. Кроме того, наличие переходного спирального участка (19) обеспечивает отсутствие выраженной «ступеньки» протяженности зоны безотрывного обтекания и угла скоса потока в средней части аэродинамической поверхности на малых углах атаки.
Работа группы вихрегенераторов, установленной по П. 8 Формулы отличается тем, что при установке вихрегенераторов с клиновидными гребнями (14) параллельно друг другу под углом атаки около 8-10 градусов проявляется выраженная зависимость мощности вихрегенерации от угла скольжения, что соответствует кривой «е» на Фиг.32.
Технический результат заключается в возможности эффективного воздействия на баланс поперечной и путевой устойчивости самолета, сохраняя при этом достаточную поперечную устойчивость в широком диапазоне углов атаки за счет фронтальных участков (12), расположенных в концевых частях (6).
Так, например, установка вихрегенераторов «плугом» то есть со смещением передних концов клиновидных гребней (14) в сторону корневой оконечности (7), за счет увеличения мощности вихрегенерации на наступающем полукрыле усиливает тенденцию к крену в направлении создавшегося скольжения, то есть снижает поперечную устойчивость и повышает путевую, и, наоборот, при установке вихрегенераторов со смещением передних частей клиновидных гребней (14) в направлении законцовки (8) происходит рост поперечной устойчивости при некотором снижении путевой за счет роста мощности вихрегенерации на отстающем полукрыле.
m
Кроме того, генерация сонаправленных вихревых структур приводит к их взаимному подавлению по мере их расширения и сближения между собой, при этом при правильном выборе соотношения размеров и плотности установки вихрегенераторов эффект взаимного подавления начинает проявляться вблизи задней кромки (4), что приводит к повышению давления в этой зоне и падению C.
Работа группы вихрегенераторов, установленной по П. 9 отличается максимально возможной выраженностью эффекта «вихревой крутки» на закритических углах атаки, что связано с одной стороны, с максимально возможной степенью повышения энергетики пограничного слоя в зоне реверсивного обтекания (9) благодаря наличию реверсивного спирального участка (20) расположенного между фронтальным участком (12) и одним из концов аэродинамической поверхности. Реверсивным данный участок назван ввиду наличия реверса направления течения потока в диапазоне углов атаки от 0 до плюс 30 градусов, при этом даже на углах атаки порядка 35-40 градусов, вихрегенераторы, входящие в состав реверсивного спирального участка (20), все еще находятся в зоне достаточного поджатия пограничного слоя и продолжают удерживать пограничный слой в контакте с аэродинамической поверхностью по всей зоне реверсивного обтекания (9), что позволяет до предела смягчить переход одного из концов аэродинамической поверхности в срывной режим обтекания.
Одновременно с этим, при установке группы вихрегенераторов по П. 2 Формулы, вихрегенераторы, входящие в состав реверсивного спирального участка (20) при работе в режиме попутной обдувки на малых углах атаки дополнительно уменьшают перепад давления между сторонами аэродинамической поверхности за счет повышения энергии пограничного слоя на нижней стороне (2) вблизи законцовки (8), что препятствует росту энергии концевого вихря (30) и дополнительно снижает индуктивное сопротивление. Наибольшей эффективности данного варианта реализации изобретения способствует его сочетание с аэродинамическими профилями, сочетающими в себе небольшую относительную кривизну со значительной относительной толщиной.
Работа группы вихрегенераторов, установленной по П. 2 и 10 Формулы, отличается возможностью максимально увеличить протяженность зоны безотрывного обтекания в прикорневых сечениях крыла самолета за счет подавления интерференционных завихрений вблизи сопряжения задней кромки (4) с фюзеляжем (22), при помощи размещения вихрегенераторов, входящих в состав многорядного участка (21) в два и более ряда в шахматном порядке.
Работа предложенной аэродинамической поверхности по П. 11 Формулы полностью соответствует работе всех вариантов предложенного способа установки вихрегенераторов, при этом технический результат заключается в сочетании улучшения аэродинамических характеристик с максимальной технологичностью производства аэродинамической поверхности при помощи формовки, литья под давлением или трехмерной печати, что может быть востребовано, например, при производстве лопастей ветровых турбин малой мощности.