АЭРОГИДРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ, ГРУППА ВИХРЕГЕНЕРАТОРОВ И СПОСОБ УСТАНОВКИ ГРУППЫ ВИХРЕГЕНЕРАТОРОВ
AEROHYDRODYNAMIC SURFACE, GROUP OF VORTEX GENERATORS AND METHOD OF INSTALLATION OF THE GROUP OF VORTEX GENERATORS

Предложенная аэрогидродинамическая поверхность относится к области аэрогидродинамики и может применяться в качестве крыльев, хвостового оперения, элеронов самолетов, планеров и БПЛА различного назначения, управляемых антикрыльях спортивных автомобилей, цельноповоротных мачт и парусов парусных яхт и парусных досок, мембранных крыльев дельтапланов, арочных крыльев воздушных змеев, лопастей ветрогенераторов, воздушных винтов, лопатках осевых компрессоров, вентиляторов и иных лопастных машин, а также судовых рулей, подводных крыльев и других поверхностей, предназначенных для работы в газообразной и жидкой средах.
Предложенная группа вихрегенераторов и способ установки группы вихрегенераторов могут в совокупности применяться для придания находящимся в эксплуатации аэрогидродинамическим поверхностям свойств и характеристик предложенной аэрогидродинамической поверхности.
Группа изобретений относится к рубрике В64С 23/06 МКИ.
Из уровня техники известна группа вихрегенераторов (пластинчатых турбулизаторов) и способ ее установки на существующей аэрогидродинамической поверхности, совокупность конструктивных признаков которых позволяет рассматривать их в качестве ближайших аналогов предложенной группы вихрегенераторов и способа ее установки. Фотографии данных вихрегенераторов размещены в сети Интернет по адресу:
https://upload.wikimedia.org/wikipeclia/conrirrions/0/0f/VortexGenerators01.JPG71576503232760
Собственно группа вихрегенераторов выполнена в виде набора накладок, конструктивное исполнение которых обеспечивает возможность их установки на аэрогидродинамическую поверхность, содержащую две стороны, сопряженные между собой с образованием передней и задней кромок, а также выполненную с, по меньшей мере, одним обтекаемым профилем или в виде сочетания профилированного и мембранного участков, при этом мембранный участок примыкает к задней кромке, а профилированный - к передней кромке, каждая из накладок включает в себя основание с подошвенной поверхностью, а также, по меньшей мере, одно возвышение, с, по меньшей мере, одной рабочей кромкой.
Кроме того, накладки выполнены из алюминиевого профиля Т-образного сечения, а возвышение выполнено в виде гребня, внешний край которого образует рабочую кромку.
Кроме того, известен способ установки группы вихрегенераторов, заключающийся в расположении накладок на аэрогидродинамической поверхности вблизи передней кромки, таким образом, что соседние рабочие кромки расположены под углом от 20 до 60 градусов относительно друг друга с возможностью генерации вихревых структур встречного вращения и в креплении накладок на аэрогидродинамической поверхности при помощи клеящего состава.
Главными преимуществами данного типа группы вихрегенераторов и способа ее установки является постоянство угла атаки рабочей кромки гребня вихрегенератора по мере увеличения или уменьшения угла атаки крыла, поскольку направление течения пограничного слоя при отсутствии выраженной стреловидности по передней кромке не зависит от угла атаки. Кроме того, встречное направление вращения соседних вихревых структур минимизирует потери мощности вихревых структур из-за вредной интерференции соседних вихревых структур, что существенно повышает КПД вихрегенераторов и позволяет частично компенсировать рост профильного сопротивления крыла, вызванный вихрегенераторами, за счет снижения индуктивного сопротивления, поскольку дополнительное разрежение на верхней стороне крыла уменьшает потребный угол атаки.
Основным недостатком данных вихрегенераторов является отрицательное саморегулирование мощности вихрегенерации по углу атаки, проявляющееся на субкритических углах атаки, поскольку в данном режиме обтекания вихрегенераторы оказываются в зоне набухания и частичной потери устойчивости пограничного слоя, что соответственно уменьшает мощность создаваемых генераторами вихревых структур и ускоряет процесс отрыва пограничного слоя. Вместе с тем, когда отрыв пограничного слоя происходит перед вихрегенераторами, их эффективность полностью аннулируется и точка отделения пограничного слоя, перемещение которой вперед эффективно контролировалось вихрегенераторами вплоть до этого момента, резко и внезапно перемещается к передней кромке, что соответствует кривой b на Фиг. 8 чертежей.
Кроме того, установка вихрегенераторов на верхней поверхности крыла приводит к более выраженному, чем на «чистом» крыле, падению значения аэродинамического качества по мере роста угла атаки, что объясняется суммированием с собственной силы сопротивления крыла X двух направленных назад дополнительных аэродинамических сил - собственной силы сопротивления вихрегенераторов Хв.г. и продольной составляющей вихревого приращения полной аэродинамической силы дельта Хв. Данный эффект иллюстрируется Фиг. 6 чертежей.
Кроме того, недостатком данного типа вихрегенераторов является их полная неэффективность на отрицательных углах атаки.
В этой связи представляется очевидным, что вопрос обеспечения плавности перехода аэродинамической поверхности в срывной режим обтекания и наоборот может быть эффективно решен только за счет переноса средств контроля энергии пограничного слоя как можно ближе к передней кромке крыла.
В данном контексте следует отметить несколько известных технических решений.
Из уровня техники широко известны фиксированные предкрылки, примененные, в частности, на самолете STOL СН 701, конструкция крыла которого раскрыта на фотографии, размещенной в сети Интернет по адресу https://i1.wp.com/forpilots.store/wp-content/uploads/2019/02/ZENITH-STOL-CH-701-PLANS-AND-INFORMATION-SET-FOR-HOMEBUILD-AIRCRAFT-2.ipq?fit=2500%2C1624&ssl=1
Основным преимуществом фиксированных предкрылков является существенное, до 10-12 градусов, повышение альфа крит. по Су, достигаемое за счет того, что повышение энергии пограничного слоя происходит равномерно по всему размаху предкрылка, а также затрагивает восходящую часть верхней дужки аэродинамического профиля. В свою очередь, наличие запаса по углу атаки обеспечивает возможность безопасного взлета и посадки на короткие неподготовленные площадки, возможность устойчивого парашютирования на минимальных скоростях и отсутствие возможности входа в штопор. Основным недостатком данного технического решения является повышенное профильное сопротивление, возникающее, в том числе из-за донного сопротивления фиксированного предкрылка, возникающее из-за значительного разрежения на его тыльной стороне на малых углах атаки. По этой же причине фиксированные предкрылки существенно снижают аэродинамическое качество самолета, приближая его к показателям автожиров и легких вертолетов в режиме авторотации. Кроме того, из-за предельно малого альфа критического на отрицательных углах атаки, фиксированные предкрылки нежелательно использовать на самолетах с нижним расположением крыла, так как самолеты с фиксированным предкрылком, как правило, не выводятся из перевернутого плоского штопора, вероятность входа в который увеличивается при нижнем расположении крыла.
Из уровня техники известны разделительные аэродинамические перегородки, охватывающие переднюю кромку крыла и установленные на внешней части консолей крыла напротив элеронов. Такие аэродинамические перегородки установлены, например, на самолете DHC-2 Beaver, фотография которого размещена в сети Интернет по адресу https://www.airlines-inform.ru/commercial-aircraft/Beaver.html.
Преимуществом данных перегородок является улучшение путевой устойчивости самолета и затруднение непреднамеренного ввода в штопор из криволинейного полета за счет ограничения направленного вдоль размаха крыла по направлению к законцовке перетока пограничного слоя на отстающей консоли крыла, а также за счет создания вихревых структур, прилегающих к верхней и нижней сторонам крыла при наличии значительного угла скольжения. Недостатком данного технического решения является ограниченная аэродинамическая эффективность, в том числе невозможность увеличения критического угла атаки, а также некоторое увеличение профильного сопротивления.
Из уровня техники известны также вортилоны, фотография крыла самолета с которыми приводится в сети Интернет по адресу:
https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/3/3c/Raytheon_hawker_850хр_ei-kic_arp.jpg.
Вортилоны представляют собой вихрегенераторы, выполненные в виде небольших по размеру пилонов, выступающих за передний и нижний габариты аэродинамического профиля. Основным преимуществом вортилонов является выраженное положительное саморегулирование мощности вихрегенерации по углу атаки, а также незначительное добавочное профильное сопротивление на малых углах атаки (эффект самовыключения), что делает их эффективной мерой в борьбе с концевым срывом на стреловидном крыле и позволяет использовать на скоростных самолетах, например на SAAB J-35 Draken.
Недостатком вортилонов является очевидная зависимость их аэродинамической эффективности от угла стреловидности передней кромки крыла, так как для нормальной работы вортилонов требуется наличие выраженного скоса потока в зоне передней кромки. Это существенно сужает область применения вортилонов.
Из уровня техники известны также вихрегенераторы, с 2015 года применяемые на радиоуправляемых моделях самолетов производства американской компании «Flex Innovations)), фотография которых приводится в сети Интернет по aapecvhttps://s3.amazonaws.com/assets.flitetest.com/editor_images%2F1536227702773-37136454_1536733786433198_4223283634699763712_o.jpg
Данные вихрегенераторы выполнены в виде мелких зубьев треугольной формы, изготовленных из листового полимерного материала. На крыле самолета зубья сгруппированы в группу от 12 до 20 штук и установлены на передней кромке в концевых участках крыла, при этом группа вихрегенераторов занимает около четверти протяженности передней кромки каждой из консолей.
Преимуществом данного технического решения является улучшение поперечного демпфирования в совокупности с более плавным сваливанием на крыло при потере скорости, причем данные улучшения выражены как на положительных, так и на отрицательных углах атаки, что существенно упрощает выполнение фигур так называемого 3D пилотажа.
Недостаток данного типа вихрегенераторов - быстрое нарастание профильного сопротивления и падение аэродинамического качества по мере роста угла атаки, возникающее из-за существенного повышения давления под зубом. Кроме того, угол атаки рабочей кромки вихрегенератора, плоскость которого ориентирована поперек направления течения потока по мере роста угла атаки крыла растет несколько быстрее, чем угол атаки крыла, что снижает КПД вихрегенератора и энергию пограничного слоя на больших углах атаки.
Из уровня техники известна также аэрогидродинамическая поверхность, описание которой размещено в сети Интернет по адресу https://www.researchqate.net/fiqure/Sketch-of-the-OA209-Airfoil-nose-showinq-Vortex-Generators-extruded-from-the-leadinq-eclqe_fiq1_225021831. и которая по своему техническому решению наиболее близка к предложенной аэрогидродинамической поверхности. Данная аэрогидродинамическая поверхность включает в себя группу вихрегенераторов и основную часть, при этом основная часть образована в продольном отношении обтекаемым профилем и содержит две стороны, сопряженные между собой с образованием задней части с задней кромкой и передней части с передней кромкой, группа вихрегенераторов включает в себя возвышения с рабочими кромками, имеющими серповидную форму и расположенными вблизи передней кромки с возможностью полного или частичного расположения в зоне стагнации потока при заданном угле атаки и выхода из зоны стагнации потока при изменении угла атаки относительно заданного, а фронтальные проекции рабочих кромок полностью или частично расположены под углом от 60 до 80 градусов к фронтальной проекции передней кромки и пересекаются с фронтальной проекцией передней кромки с возможностью генерации присоединенных вихревых структур и повышения энергии пограничного слоя на одной из сторон аэрогидродинамической поверхности.
Кроме того, данная публикация также содержит сведения об аэрогидродинамической поверхности, которая выполнена с прорезями на передней кромке, при этом вихрегенераторы выполнены в виде пластин и установлены в прорезях аэрогидродинамической поверхности, а выступающие за габарит обтекаемого профиля части пластин образуют гребни.
Кроме того, гребни установлены в прорезях с возможностью выдвижения и уборки вровень с обтекаемым профилем для уменьшения паразитной вихрегенерации на малых углах атаки.
Основным преимуществом аэрогидродинамической поверхности с группой вихрегенераторов, расположенных непосредственно на передней кромке является положительное саморегулирование мощности вихрегенерации по углу атаки в более широком диапазоне, так как с одной стороны при относительно небольших размерах гребней на малых углах атаки часть длины рабочих кромок расположена в зоне стагнации потока, что минимизирует потери на паразитную вихрегенерацию и уменьшает профильное сопротивление. С другой стороны, при выходе на большие углы атаки точка разделения потока перемещается с передней кромки на нижнюю сторону. При этом направление течения в пограничном слое вблизи передней кромки становится однонаправленным, что приводит к включению в процесс вихрегенерации всей протяженности рабочих кромок, и, соответственно, увеличивает до максимума мощность вихрегенерации еще до выхода аэрогидродинамической поверхности на закритический угол атаки, что потенциально существенно улучшает срывные характеристики аэродинамической поверхности.
Недостатком данного технического решения является ограниченная аэродинамическая эффективность, отчасти вызванная тем, что в исследуемой математической модели аэрогидродинамической поверхности все аэродинамические гребни характеризуются явно избыточным охватом передней кромки, а также установлены слишком близко друг к другу и с наклоном в одну сторону, что в свою очередь, вызывает выраженную вредную интерференцию генерируемых соседними рабочими кромками вихревых структур и приводит к быстрому падению энергии пограничного слоя по мере его продвижения к задней кромке.
Из уровня техники известно также «крыло с вихрегенераторами на передней кромке», описание которого приводится в заявке на патент США ? 2009/0020652 от 22.01.2009. Данное техническое решение представляет собой аэродинамическую поверхность, содержащую группу вихрегенераторов, установленную на верхней поверхности крыла вблизи передней кромки и выполненную в виде треугольных возвышений, ширина которых уменьшается, а высота увеличивается по мере удаления от передней кромки.
Кроме того, данная группа вихрегенераторов установлена на противообледенительном башмаке, выполненном из эластичного материала с пневматическими камерами внутри.
Недостатком данной аэродинамической поверхности является неравномерность повышения энергии пограничного слоя по хорде и размаху аэродинамической поверхности, выражающаяся в формировании локальных зон отрыва пограничного слоя вблизи передней кромки, так как треугольные возвышения не могут быть расположены достаточно близко друг к другу для поддержания достаточной энергии пограничного слоя вблизи передней кромки по всему размаху аэродинамической поверхности.
Из уровня техники известен также классический косой парус, содержащий треугольное полотнище, установленное на мачте или штаге, и управляемое при помощи изменения длины шкота. Описание работы косого паруса приводится в сети Интернет по адресу http://www.marinebooks.ru/7620198/22/
Основным недостатком классического косого паруса, являющегося частным случаем мембранной аэродинамической поверхности, является малый диапазон углов атаки, при которых обеспечивается безотрывное обтекание подветренной стороны паруса. Так, при углах атаки больше 5-7 градусов, начинается формирование вихревых течений (вихревых пузырей) на подветренной стороне паруса вблизи его передней кромки (шкаторины), характеризующихся обратным направлением течения в пограничном слое, что существенно снижает силу тяги паруса, и, как следствие, скорость хода судна. При дальнейшем уваливании судна под ветер или укорочении длины шкота при углах атаки, превышающих 10-12 градусов, вся подветренная сторона паруса оказывается в зоне срывного обтекания, что выражается в виде заполаскивания паруса. Данный недостаток косого паруса особенно остро ощущается на полных курсах при относительно слабом ветре и для компенсации потери тяги косого паруса в этих условиях используют легкие треугольные паруса с двойной положительной кривизной - спинакеры и генаркеры.
Из уровня техники известны также «вихрегенераторы для парусов», описание которых приводится в патенте США №5074234 от 24.12.1991. Данные вихрегенераторы представляют собой выполненные из эластичного материала выступы, размещенные на обеих сторонах полотнища паруса с возможностью увеличения энергии пограничного слоя на подветренной стороне паруса.
Преимуществом такого технического решения является повышение «эластичности» паруса по курсовому углу, то есть, улучшения его тяговых характеристик на полных курсах за счет затягивания срыва потока на подветренной стороне паруса.
Недостатком данного технического решения является ограниченная аэродинамическая эффективность, вызванная паразитной вихрегенерацией, производимой находящимися на наветренной стороне вихрегенераторами, при этом расположение вихрегенераторов на обеих сторонах парусах необходимо по условию возможности хождения обеими галсами без смены парусов.
Из уровня техники известно также парусное вооружение гоночной яхты с цельноповоротной мачтой, чертеж которого размещен в сети Интернет по адресу: https://www.woodenboat.com/whiskey_plank/rotatinq-winq-masts%E2%80%94part-ii. при этом изображение поперечного сечения мачты приводится на следующем фото: https://www.woodenboat.com/sites/default/files/whiskey-plank/sharpie-cat-42-mast-01.pnq
Данное парусное вооружение в частности, содержит переходящие друг в друга профилированный и мембранный участки, при этом профилированный участок выполнен в виде цельноповоротной мачты, выполненной с симметричным аэродинамическим профилем, а мембранный участок выполнен в виде паруса, установленного на задней кромке профилированного участка.
Достоинством данного технического решения является хорошие тяговые характеристики на острых курсах, обусловленные высоким аэродинамическим качеством системы «мачта-парус», а недостатком - преждевременная потеря тяги на полных курсах из-за срыва потока с подветренной стороны паруса.
Из уровня техники известен также рулевой винт вертолета одновинтовой схемы, содержащий, лопасти, установленные на втулке при помощи осевых шарниров с возможностью изменения угла установки лопастей с целью компенсации реактивного момента несущего винта и реализации управления вертолетом в путевом канале.
Недостатком данного технического решения является вероятность развития срыва потока на лопастях рулевого винта, приводящая в ряде случаев к неконтролируемому вращению вертолета вокруг вертикальной оси. Срыв потока на лопастях рулевого винта имеет много общего с концевым срывом самолета в развороте, так как в обоих случаях срыву оказывается подвержена заторможенная часть аэродинамической поверхности: в случае с рулевым винтом вертолета таковой является корневая часть лопасти, вращающаяся с меньшей окружной скоростью, а в случае с крылом самолета - заторможенная консоль крыла, расположенная ближе к центру разворота самолета относительно вертикальной оси.
Из уровня техники известна также гидродинамическая поверхность, выполненная в виде пера руля балансирного или полубалансирного типа, выполненного с симметричным обтекаемым профилем.
Основным недостатком классического пера руля при его использовании на парусном судне является падение эффективности рулевого управления при малой скорости хода судна, связанное в том числе с отсутствием запаса по углу атаки, определяющему максимальный угол эффективной перекладки руля, что существенно ухудшает поворотливость судна на малом ходу и может быть критичным при проходах буев в «штилевых» парусных гонках и при швартовке. В качестве способа увеличения эффективного угла перекладки руля используется обтекаемый профиль, близкий к симметричным аэродинамическим профилям, используемым в пилотажных самолетах.
Известно также судовое рулевое устройство, описание которого приводится в патенте RU 2592706 от 07.09.2015. Данное устройство представляет собой перо руля, разделенное на носовую, основную и кормовую части, шарнирно соединенные между собой с возможностью искривления гидродинамического профиля пера руля и улучшения маневренных характеристик судна, при этом носовая и кормовая части пера руля функционируют как отклоняемый носок и закрылок крыла самолета.
Недостатком данного рулевого устройства является повышенная конструктивная сложность и стоимость изготовления.
Таким образом, при разработке предложенной группы изобретений была поставлена основная задача существенного улучшения несущих свойств аэродинамических и гидродинамических поверхностей на субкритических углах атаки за счет увеличения критического по Су угла атаки, а также обеспечения отставания роста Сх от роста Су и замедления перемещения точки отделения пограничного слоя к передней кромке по мере приближения к критическому по Су углу атаки при незначительном росте Сх на малых и околонулевых углах атаки.
Кроме того, применительно к самолетам и планерам, была поставлена задача улучшения характеристик устойчивости и управляемости на субкритических и закритических углах атаки, в том числе в исключении преднамеренного или непреднамеренного входа в штопор или предельного упрощения вывода из штопора.
Кроме того, применительно к самолетам и планерам, а также БПЛА различного назначения была поставлена задача широкодиапазонного регулирования характеристик поперечно-путевой устойчивости и управляемости за счет варьирования количества и размеров вихрегенераторов.
Кроме того, применительно к воздушным винтам переменного шага была поставлена задача увеличения запаса по срыву потока в корневой части винта, в частности минимизации вероятности возникновения режима вихревого кольца рулевого винта вертолета.
Кроме того, применительно к управляемым антикрыльям спортивных автомобилей была поставлена задаче обеспечения возможности расширения диапазона углов установки антикрыла, при котором происходит нарастание прижимной силы антикрыла.
Кроме того, применительно к парусным яхтам, парусным доскам и управляемым воздушным змеям, была поставлена задача улучшения тяги парусного вооружения на больших углах атаки, соответствующих полным курсам или слабому порывистому ветру.
Кроме того, применительно к рулевому управлению парусных яхт была поставлена задача улучшения поворотливости судна на малом ходу за счет увеличения эффективного угла перекладки руля.
Кроме того, применительно к ветрогенераторам, была поставлена задача улучшения реакции ротора ветрогенератора на слабый порывистый ветер и повышении энергоэффективности установки.
Кроме того, применительно к осевым компрессорам и иным лопастным машинам была поставлена задача увеличения устойчивости к помпажу.
Цель изобретения - комплексное улучшение характеристик аэрогидродинамических поверхностей различного назначения.
Для достижения поставленной цели в состав известной аэрогидродинамической поверхности, включающей в себя группу вихрегенераторов и основную часть, при этом основная часть образована в продольном отношении обтекаемым профилем и содержит две стороны, сопряженные между собой с образованием задней части с задней кромкой и передней части с передней кромкой, группа вихрегенераторов включает в себя возвышения с рабочими кромками, имеющими серповидную форму и расположенными вблизи передней кромки с возможностью полного или частичного расположения в зоне стагнации потока при заданном угле атаки и выхода из зоны стагнации потока при изменении угла атаки относительно заданного, а фронтальные проекции рабочих кромок полностью или частично расположены под углом от 60 до 80 градусов к фронтальной проекции передней кромки и пересекаются с фронтальной проекцией передней кромки с возможностью генерации присоединенных вихревых структур и повышения энергии пограничного слоя на одной из сторон аэрогидродинамической поверхности, были включены следующие конструктивные признаки: возвышения и рабочие кромки выполнены с возможностью генерации вихревых структур встречного вращения, при этом для двух рабочих кромок, выполненных с возможностью генерации вихревых структур встречного вращения отношение расстояния между серединами фронтальных проекций к высоте фронтальных проекций равно от 0,5 до 1,5, а касательные к серединам фронтальных проекций расположены под углом от 20 до 60 градусов друг к другу.
Кроме того, возвышения выполнены в виде гребней плоского или треугольного поперечного сечения, огибающих переднюю кромку и имеющих серповидную форму, при этом рабочие кромки образованы внешними краями гребней.
Кроме того, возвышения выполнены в виде группы выступов, при этом проекция передней кромки аэрогидродинамической поверхности на плоскость хорд имеет коленчатую форму, фронтальные проекции выступов трапециевидную форму, каждый из выступов образован лицевой и двумя боковыми поверхностями, а рабочие кромки выступа образованы сопряжением лицевой и боковых поверхностей выступов и выполнены с возможностью генерации вихревых структур встречного вращения.
Кроме того, возвышения выполнены в виде сопряжений седловидных поверхностей, сопрягаемых между собой и плавно переходящих в обе стороны аэрогидродинамической поверхности, при этом седловидные поверхности имеют отрицательную кривизну, края седловидной поверхности в местах сопряжения с соседними седловидными поверхностями образуют рабочие кромки, выполненные с возможностью генерации вихревых структур встречного вращения, а проекция передней кромки на плоскость хорд представляет собой совокупность сопряженных друг с другом дуг постоянного или переменного радиуса.
Кроме того, в случае если аэрогидродинамическая поверхность выполнена с асимметричным обтекаемым профилем, возвышения могут быть выполнены в виде сочетаний седловидных поверхностей отрицательной кривизны или уступов с гребнями, при этом гребни установлены на стороне аэрогидродинамической поверхности имеющей большую кривизну и плавно сопрягаются с уступами или сопряжениями седловидных поверхностей отрицательной кривизны, а рабочие кромки плавно переходят с уступов или сопряжений вогнутых поверхностей отрицательной кривизны на гребни.
Кроме того, рабочие кромки дополнительно изогнуты таким образом, что их фронтальные проекции имеют S-образную форму, при этом касательные к концам фронтальных проекций соседних рабочих кромок расположены под углом не более 10 градусов друг к другу с возможностью уменьшения мощности паразитной вихрегенерации.
Кроме того, аэрогидродинамическая поверхность полностью или частично выполнена с симметричным обтекаемым профилем, при этом боковые проекции рабочих кромок симметричны относительно средней линии обтекаемого профиля, а два смежных расстояния между точками пересечения фронтальных проекций соседних рабочих кромок с фронтальной проекцией передней кромки отличаются друг от друга не более чем на 10 процентов с возможностью выравнивания характеристик аэрогидродинамической поверхности на положительных и отрицательных углах атаки.
Кроме того группа вихрегенераторов включает в себя возвышения, образующие рабочие кромки, по меньшей мере, двух типоразмеров, рабочие кромки расположены попарно, каждая из пар рабочих кромок выполнена с возможностью генерации вихревых структур встречного вращения, а между двумя парами рабочих кромок меньшего типоразмера расположена, по меньшей мере, одна пара рабочих кромок большего типоразмера с возможностью выравнивания энергии пограничного слоя по хорде и размаху одной из сторон аэрогидродинамической поверхности.
Кроме того, аэрогидродинамическая поверхность образована в продольном отношении, по меньшей мере, одним асимметричным обтекаемым профилем, фронтальные проекции рабочих кромок большего и меньшего типоразмеров расположены со смещением относительно друг друга, при этом середины фронтальных проекций рабочих кромок гребней большего типоразмера смещены в направлении изгиба средней линии обтекаемого профиля относительно середин фронтальных проекций рабочих кромок меньшего типоразмера.
Кроме того, аэрогидродинамическая поверхность дополнительно содержит обшивку носка и сердечник, группа вихрегенераторов выполнена в виде пластин с отверстиями, обшивка носка выполнена из листового материала, сердечник выполнен из вспененного полимерного материала и приклеен к обшивке при помощи адгезивного состава, обшивка носка и сердечник выполнены с прорезями, при этом прорези сердечника сообщаются с прорезями обшивки носка, а пластины установлены в прорезях и зафиксированы с помощью адгезивного состава, при этом внешние части пластин, выступающие за габарит обшивки носка, образуют гребни, а отверстия пластин выполнены с возможностью заполнения адгезивным составом.
Кроме того, аэрогидродинамическая поверхность дополнительно содержит двухслойную обшивку носка, состоящую из внешнего и внутреннего слоев, при этом внешней слой выполнен с группой вырезов, группа вихрегенераторов выполнена в виде набора накладок, каждая из которых включает в себя основание, переходящее в один или два гребня, основания накладок входят в вырезы внешнего слоя с возможностью уменьшения аэродинамического сопротивления, а толщина внешнего слоя больше или равна толщине оснований накладок.
Кроме того аэрогидродинамическая поверхность может быть образована в продольном отношении сочетанием профилированного и мембранного участков, при этом профилированный участок выполнен в виде цельноповоротной мачты, а мембранный - в виде косого паруса, установленного на задней кромке цельноповоротной мачты, при этом аэрогидродинамическая поверхность выполнена с возможностью поворота профилированного участка относительно хорды при изгибе мембранного участка под действием силы ветра.
Кроме того, в состав предложенной группы изобретений также входит группа вихрегенераторов, выполненная в виде набора накладок, конструктивное исполнение которых обеспечивает возможность их установки на аэрогидродинамическую поверхность, содержащую две стороны, сопряженные между собой с образованием передней и задней кромок, а также выполненную с, по меньшей мере, одним обтекаемым профилем или в виде сочетания профилированного и мембранного участков, при этом мембранный участок примыкает к задней кромке, а профилированный - к передней кромке, каждая из накладок включает в себя основание с подошвенной поверхностью, а также, по меньшей мере, одно возвышение, с, по меньшей мере, одной рабочей кромкой, и отличающаяся от известной группы вихрегенераторов тем, что минимальный радиус кривизны подошвенной поверхности накладки составляет от 90 до 110% минимального радиуса притупления передней кромки аэрогидродинамической поверхности, при этом конструктивное исполнение накладок и способ их установки обеспечивают формирование предложенной аэрогидродинамической поверхности по П. 1 при установке набора накладок на аэрогидродинамическую поверхность.
Кроме того, каждая из накладок выполнена с одним гребнем, переходящим в основание, при этом группа вихрегенераторов содержит два вида накладок, основания накладок выполнены с круткой по или против часовой стрелки, а два вида накладок характеризуются встречным направлением крутки подошвенной поверхности.
Кроме того, каждая из накладок выполнена с двумя гребнями, установленными на основании, при этом основание выполнено с сужением в средней части, а внешние края гребней образуют парные рабочие кромки.
Кроме того, каждая из накладок выполнена в виде основания, имеющего трапециевидную форму и выполненного с возможностью формирования возвышений в виде уступов, образованного лицевой, двумя боковыми и подошвенной поверхностью, при этом парные рабочие кромки образованы сопряжением лицевой и боковых поверхностей основания.
Кроме того, лицевая поверхность основания включает в себя седловидную поверхность отрицательной кривизны, примыкающую к рабочим кромкам.
Кроме того, каждая из накладок выполнена в виде башмака, включающего в себя, по меньшей мере, две пары рабочих кромок.
Кроме того, каждая из накладок выполнена с, по меньшей мере, одной поперечной прорезью, выполненной с возможностью улучшения прилегания накладки к существующей аэрогидродинамической поверхности.
Кроме того, в состав предложенной группы изобретений также входит Способ установки предложенной группы вихрегенераторов, выполненной в виде набора накладок на аэрогидродинамическую поверхность, заключающийся в расположении накладок на аэрогидродинамической поверхности вблизи передней кромки таким образом, что соседние рабочие кромки расположены под углом от 20 до 60 градусов относительно друг друга с возможностью генерации вихревых структур встречного вращения и в креплении накладок на аэрогидродинамической поверхности при помощи клеящего состава, и отличающийся от известного способа тем, что накладки установлены таким образом, что фронтальные проекции рабочих кромок накладок пересекают фронтальную проекцию передней кромки существующей аэрогидродинамической поверхности, при этом для двух рабочих кромок, выполненных с возможностью генерации вихревых структур встречного вращения, отношение расстояния между серединами фронтальных проекций к высоте фронтальных проекций равно от 0,5 до 1,5.
Таким образом, благодаря введению в известные технические решения новых конструктивных признаков качественно улучшаются характеристики аэрогидродинамических поверхностей различного назначения на больших углах атаки при одновременной простоте и дешевизне доработки существующих аэрогидродинамических поверхностей до свойств предложенной аэрогидродинамической поверхности.
Настоящая группа изобретений иллюстрируется чертежами, на которых обозначено: На Фиг. 1 - Фронтальная проекция группы вихрегенераторов по П. 1 На Фиг. 2 - Общий вид передней части аэродинамической поверхности по П. 2. На Фиг. 3 - Общий вид передней части аэродинамической поверхности по П. 3. На Фиг. 4 - Общий вид передней части аэродинамической поверхности по П. 4 На Фиг. 5 - Общий вид передней части аэродинамической поверхности по П. 5 На Фиг. 6 - Схема обтекания аэродинамической поверхности по П. 1 на околонулевых углах атаки.
На Фиг. 7 - Схема обтекания аэродинамической поверхности по П. 1 на субкритических углах атаки.
На Фиг. 8 - Схема распределения приращений аэродинамических сил с предложенной группой вихрегенераторов на передней кромке.
На Фиг. 9 - Схема распределения приращений аэродинамических сил с известной группой вихрегенераторов на верхней стороне.
На Фиг. 10 - Схема закритического обтекания аэродинамической поверхности с предложенной группой вихрегенераторов.
На Фиг. 11 - Схема закритического обтекания аэродинамической поверхности с известной группой вихрегенераторов на верхней стороне.
На Фиг. 12 - Упрощенные графики зависимости положения точки отделения пограничного слоя от угла атаки на известных и предложенной аэрогидродинамических поверхностях.
На Фиг. 13 - Упрощенные графики зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки на известных и предложенной аэрогидродинамических поверхностях.
На Фиг. 14 - Упрощенные графики зависимости аэродинамического качества от скорости полета на известных крыльях и предложенном крыле.
На Фиг. 15 - Упрощенные графики зависимости коэффициента момента крена от угла атаки на известном и предложенном щелевых элеронах.
На Фиг. 16 - Схема формирования возмущающего момента рыскания из-за поперечного перетока пограничного слоя.
На Фиг. 17 - Схема «дренирования» пограничного слоя вблизи зоны стагнации потока на предложенной аэрогидродинамической поверхности в режиме косого обтекания.
На Фиг. 18 - Упрощенные графики возмущающего и восстанавливающего моментов рыскания.
На Фиг. 19 - Схема формирования вихревых структур встречного вращения по П. 1.
На Фиг. 20 - Вид спереди (фронтальная проекция) группы вихрегенераторов по П. 6, реализованных в виде набора накладок по П. 17.
На Фиг. 21 - Схема обтекания аэродинамической поверхности по П. 7 на положительных и отрицательных углах атаки.
На Фиг. 22 - Вид спереди (фронтальная проекция) группы вихрегенераторов по П. 6 и 7.
На Фиг. 23 - Вид спереди (фронтальная проекция) группы вихрегенераторов по П. 6 и 9.
На Фиг. 24 - Вид сбоку группы вихрегенераторов по П. 9.
На Фиг. 25 - Схема распределения зон повышения энергии пограничного слоя по П. 9.
На Фиг. 26 - Взрыв-схема аэрогидродинамической поверхности по П. 10.
На Фиг. 27 - Разрез аэрогидродинамической поверхности по П. 10.
На Фиг. 28 - Вид спереди аэрогидродинамической поверхности по П. 11 без вставок.
На Фиг. 29 - Поперечный разрез аэрогидродинамической поверхности по П. 11.
На Фиг. 30 - Общий вид легкомоторного самолета с группой вихрегенераторов по П. 1.
На Фиг. 31 - Рулевой винт вертолета с лопастями по П. 4 и 7 Формулы.
На Фиг. 32 - Схема начальной стадии срыва потока рулевого винта вертолета.
На Фиг. 33 - Схема обтекания задней части крыла самолета с щелевым элероном, выполненным с вихрегенераторами по П. 1 при поднятом положении щелевого элерона.
На Фиг. 34 - Схема обтекания задней части крыла самолета с щелевым элероном, выполненным с вихрегенераторами по П. 1 при опущенном положении щелевого элерона.
На Фиг. 35 - Общий вид парусной яхты с вихрегенераторами по П. 7 на цельноповоротной мачте.
На Фиг. 36 - Схема аэродинамической поверхности по П. 12 с вихрегенераторами по П. 7 на полных курсах.
На Фиг. 37 - Упрощенные поляры известного парусного вооружения и парусного вооружения с вихрегенераторами по П. 7.
На Фиг. 38 - Схема увеличения угла атаки пера руля с вихрегенераторами по П. 7 при резком изменении курса судна.
На Фиг. 39 - Вид сбоку накладки по П. 13 с поперечными прорезями по П. 19.
На Фиг. 40 и 41 - Общий вид двух видов накладок по П. 14.
На Фиг. 42 - Общий вид накладки по П. 15.
На Фиг. 43 - Общий вид накладки по П. 16.
На Фиг. 44 - Общий вид накладки по П. 17.
На Фиг. 45 - Общий вид башмака по П. 18
Аэрогидродинамическая поверхность, П. 1 Формулы и Фиг. 1 чертежей, содержит основную часть, включающую в себя верхнюю сторону (1) и нижнюю сторону (2), сопрягаемые между собой с образованием передней кромки (3) и задней кромки (4), при этом собственно группа вихрегенераторов включает в себя три и более пары рабочих кромок (5), при этом касательные к серединам фронтальных проекций парных рабочих кромок (5) расположенных под углом от 20 до 60 градусов друг к другу, при этом отношение расстояния «С» между серединами фронтальных проекций парных рабочих кромок к высоте фронтальных проекций парных рабочих кромок «d» равно от 0,5 до 1,5, отношение расстояния между серединами фронтальных проекций ближайших непарных рабочих кромок «е» к расстоянию между серединами фронтальных проекций парных рабочих кромок «с» равно от 1 до 4, а рабочие кромки образованы возвышениями аэрогидродинамической поверхности, которые могут быть реализованы различным образом в зависимости от назначения и размерности аэрогидродинамической поверхности.
Так, в соответствии с П. 2 Формулы и Фиг. 2 чертежей возвышения выполнены в виде гребней (6) плоского или треугольного поперечного сечения, огибающих переднюю кромку (3) и имеющих серповидную форму, при этом рабочие кромки (5) образованы внешними краями гребней (6).
Кроме того, в соответствии с П. 3 Формулы и Фиг. 3 чертежей возвышения выполнены в виде группы выступов (7), при этом проекция передней кромки (3) аэрогидродинамической поверхности на плоскость хорд имеет коленчатую форму, фронтальные проекции выступов (7) имеют трапециевидную форму, каждый из выступов (7) образован лицевой и двумя боковыми поверхностями, а рабочие кромки (5) образованы сопряжением лицевой и боковых поверхностей выступов (7).
Кроме того, в соответствии с П. 4 Формулы и Фиг. 4 чертежей возвышения могут быть образованы рядом седловидных поверхностей (8), имеющих отрицательную кривизну, сопрягающихся между собой с образованием рабочих кромок (5) и плавно переходящих в обе стороны аэрогидродинамической поверхности, при этом проекция передней кромки (3) на плоскость хорд представляет собой совокупность сопряженных друг с другом вогнутых дуг постоянного или переменного радиуса.
Кроме того, в соответствии с П. 5 Формулы и Фиг. 5 чертежей возвышения могут быть выполнены в виде сочетания седловидных поверхностей (8) отрицательной кривизны или выступов (7) с гребнями (6), при этом аэрогидродинамическая поверхность выполнена с асимметричным обтекаемым профилем, гребни (6) установлены на стороне аэрогидродинамической поверхности имеющей большую кривизну и плавно сопрягаются с краями выступов (7) или сопряжениями седловидных поверхностей (8), а рабочие кромки (5) плавно переходят с краев выступов (7) или сопряжений седловидных поверхностей (8) на гребни (6).
Помимо различий в типе возвышений, группа вихрегенераторов предложенной аэрогидродинамической поверхности характеризуется также вариантами исполнения рабочих кромок (5).
Например, в соответствии с П. 6 Формулы и Фиг. 20 чертежей, рабочие кромки (5) могут быть дополнительно изогнуты таким образом, что их фронтальные проекции имеют S-образную форму, при этом касательные к концам фронтальных проекций соседних рабочих кромок расположены под углом не более 10 градусов друг к другу с возможностью уменьшения мощности паразитной вихрегенерации.
Кроме того, в соответствии с П. 7 Формулы и Фиг. 21 и 22 чертежей при исполнении возвышений по П. 2 или 4, а также при полном или частичном исполнении основной части с симметричным обтекаемым профилем, боковые проекции рабочих кромок (5) также могут быть симметричны относительно средней линии обтекаемого профиля, а два смежных расстояния между точками пересечения фронтальных проекций соседних рабочих кромок с фронтальной проекцией передней кромки отличаются друг от друга не более чем на 10 процентов.
Кроме того, группа вихрегенераторов в соответствии с П. 8 Формулы может включать в себя пары рабочих кромок (5), по меньшей мере, двух типоразмеров, установленные с возможностью выравнивания энергии пограничного слоя по хорде и размаху аэрогидродинамической поверхности, при этом между двумя парами рабочих кромок (5) большего типоразмера расположена, по меньшей мере, одна пара рабочих кромок (5) меньшего типоразмера.
Кроме того, в соответствии с П. 9 Формулы, группа вихрегенераторов по П. 8 Формулы, включающая в себя рабочие кромки (5) большего и меньшего типоразмеров, при условии, что основная часть аэрогидродинамической поверхности выполнена с асимметричным обтекаемым профилем, может отличаться смещением фронтальных проекций рабочих кромок (5) большего и меньшего типоразмеров относительно друг друга, при этом середины фронтальных проекций рабочих кромок (5) большего типоразмера смещены в направлении изгиба средней линии обтекаемого профиля относительно середин фронтальных проекций рабочих кромок (5) меньшего типоразмера.
Аэрогидродинамическая поверхность с рабочими кромками по П. 8 и 9 изображена на Фиг. 23 и 24 чертежей.
Кроме того, возможны различные варианты конструктивного исполнения аэрогидродинамической поверхности.
В соответствии с П. 10 Формулы и Фиг. 26 и 27 чертежей аэрогидродинамическая поверхность по П. 2, дополнительно содержит обшивку носка (9) и сердечник (10), группа вихрегенераторов выполнена в виде пластин (11) с отверстиями (12), обшивка носка (9) выполнена из листового материала, сердечник (10) выполнен из вспененного полимерного материала и приклеен к обшивке носка (9) при помощи адгезивного состава, обшивка носка (9) и сердечник (10) выполнены с прорезями (13) и (14), при этом прорези сердечника (13) сообщаются с прорезями обшивки носка (14), а пластины (11) установлены в прорезях (13) и (14) и зафиксированы с помощью адгезивного состава, при этом внешние части пластин (11), выступающие за габарит обшивки носка (9), образуют гребни (6) с рабочими кромками (5).
В соответствии с П. 11 Формулы и Фиг. 28 и 29 чертежей аэрогидродинамическая поверхность по П. 2, отличающаяся тем, что содержит двухслойную обшивку носка, состоящую из внешнего слоя (15) и внутреннего слоя (16), при этом внешней слой (15) выполнен с группой вырезов (17), группа вихрегенераторов выполнена в виде предложенного набора накладок по П. 14 или 15 Формулы, каждая из которых включает в себя основание (18) с подошвенной поверхностью (19), переходящее в один или два гребня (6), основания (18) накладок установлены в вырезах (17) внешнего слоя (15) обшивки носка (9) с возможностью уменьшения аэродинамического сопротивления, а толщина внешнего слоя (15) больше или равна толщине оснований (18).
Варианты конструктивного исполнения аэрогидродинамической поверхности по П. 10 или 11 Формулы в контексте данной заявки рассматриваются применительно к консоли крыла (20) легкомоторного самолета и шарнирно установленному на ней щелевому элерону (21), при этом само крыло также содержит закрылки (22) и законцовки (23), а легкомоторный самолет помимо крыла также содержит силовую установку (24), фюзеляж (25), вертикальное оперение (26), горизонтальное оперение (27), шасси (28) и изображен на Фиг. 30 чертежей.
Вариант конструктивного исполнения аэродинамической поверхности по П. 4 Формулы рассматривается применительно к хвостовому винту вертолета, установленному на хвостовой балке (29) и содержащему лопасти (30), втулку (31) с качельным шарниром (32) и осевыми шарнирами (33) и изображенному на Фиг. 31 чертежей.
Кроме того, помимо «цельнопрофилированных» вариантов конструктивного исполнения, в соответствии с П. 12 Формулы и Фиг. 36 чертежей аэрогидродинамическая поверхность по П. 7 может быть образована в продольном отношении сочетанием профилированного и мембранного участков, при этом профилированный участок выполнен в виде цельноповоротной мачты (34), а мембранный - в виде косого паруса (35), установленного на задней кромке цельноповоротной мачты (36) при помощи лик-паза (37), в который заведен вшитый в переднюю шкаторину косого паруса (35) лик-трос (38). При этом установленная на цельноповоротной мачте группа вихрегенераторов может быть выполнена в любом варианте, соответствующем П. 7 Формулы. Кроме того, данный вариант конструктивного исполнения рассматривается применительно к парусной яхте, изображенной на Фиг. 35 чертежей и дополнительно содержащей корпус (39), стаксель (40), гик (41), гика-шкот (42), киль (43) перо руля (44). Кроме того, группа вихрегенераторов по П. 7 Формулы может быть также включена в состав пера руля (44).
Кроме аэрогидродинамической поверхности, в состав предложенной группы изобретений также входит группа вихрегенераторов по П. 13 Формулы, выполненная в виде набора накладок, конструктивное исполнение которых обеспечивает возможность их установки на аэрогидродинамическую поверхность, при этом каждая из накладок включает в себя основание (18) с подошвенной поверхностью (19), а также, по меньшей мере, одно возвышение, с, по меньшей мере, одной рабочей кромкой (5). Накладка по П. 13 в общем виде изображена на Фиг. 39 чертежей.
Кроме того, в соответствии с П. 14 Формулы и Фиг. 40 и 41 чертежей каждая из накладок выполнена с одним гребнем (6), переходящим в основание (18), при этом группа содержит два вида накладок, основания (18) накладок выполнены с круткой по или против часовой стрелки, а два вида накладок характеризуются встречным направлением крутки основания (18).
Кроме того, в соответствии с П. 15 Формулы и Фиг. 42 чертежей каждая из накладок выполнена с двумя гребнями (6), установленными на основании (18), при этом основание (18) выполнено с сужением (45) в средней части, а внешние края гребней (6) образуют парные рабочие кромки (5).
Кроме того, в соответствии с П. 16 Формулы и Фиг. 43 чертежей каждая из накладок выполнена в виде основания (18), имеющего трапециевидную форму и выполненного с возможностью формирования возвышения в виде выступа (7), образованного лицевой поверхностью (46), двумя боковыми поверхностями (47) и подошвенной поверхностью (19), при этом парные рабочие кромки (5) образованы сопряжением лицевой поверхности (46) и боковых поверхностей (47).
Кроме того, в соответствии с П. 17 Формулы и Фиг. 44 чертежей лицевая поверхность основания включает в себя седловидную поверхность (8), примыкающую к боковым поверхностям (47) с образованием рабочих кромок (5).
Кроме того, в соответствии с П. 18 Формулы и Фиг. 45 чертежей каждая из накладок выполнена в виде башмака (42), включающего в себя, по меньшей мере, две пары рабочих кромок (5), которые могут быть расположены на различных типах возвышений.
Кроме того, в соответствии с П. 19 Формулы и Фиг. 39 чертежей каждая из накладок выполнена с, по меньшей мере, одной поперечной прорезью (48).
Аэрогидродинамическая поверхность по П. 2 Формулы, независимо от особенностей конструктивной реализации и вида текучей среды, работает следующим образом.
При околонулевых углах атаки, гребни (6) огибающие переднюю кромку (3) плавно сопрягающиеся как с верхней стороной (1), так и с нижней стороной (2) аэрогидродинамической поверхности, благодаря своим небольшим размерам почти целиком расположены в зоне стагнации потока (49), расположенной вблизи передней кромки (3), что при относительно небольших размерах гребней (6) практически аннулирует паразитную вихрегенерацию на рабочих кромках (5). Зона стагнации потока (49) характеризуется минимальной кинетикой потока и максимальной величиной статического давления. Кроме того, благодаря отсутствию однонаправленного течения пограничного слоя через группу вихрегенераторов гребни (6) «выключаются» из работы и почти не создают дополнительного профильного сопротивления в ситуации, когда для наилучшей реализации свойств аэрогидродинамического профиля необходимо наличие достаточно протяженной зоны ламинарного течения пограничного слоя. Данный режим обтекания изображен на Фиг. 6 чертежей.
По мере роста угла атаки альфа точка разделения потока (50) постепенно удаляется от передней кромки (3) и опускается вниз на нижнюю сторону (2), что создает устойчивое однонаправленное течение пограничного слоя с нижней стороны (2) через переднюю кромку (3) на верхнюю сторону (1) при этом гребни (6) постепенно выходят из зоны стагнации потока (49), что плавно увеличивает скорость потока на рабочих кромках (5) и мощность генерируемых вихревых структур. Данный режим обтекания передней части аэродинамической поверхности изображен на Фиг. 7 чертежей. При этом за счет роста энергии пограничного слоя снижается полное давление на восходящей части верхней дужки аэрогидродинамического профиля, что увеличивает значение Су для данного угла атаки, и соответственно уменьшает индуктивное сопротивление аэродинамической поверхности.
Вместе с тем рост Сх на предложенной аэрогидродинамической поверхности предположительно происходит с отставанием от роста Су, что отчасти объясняется направлением вверх вектора силы сопротивления Yвг, который создаваемой перепадом давления между сторонами гребней (6), а также направленной вперед составляющей вихревого приращения подъемной силы дельта Yв, за счет которого создаваемое присоединенными вихревыми структурами разрежение помимо подъемной силы создает небольшую силу тяги. Данные особенности работы группы вихрегенераторов несколько улучшают «эластичность» аэрогидродинамической поверхности по значению К, что показано на Фиг. 14 (кривая С) по сравнению с «чистым» крылом (кривая А) и с известной группой вихрегенераторов (кривая В), особенно при использовании оптимизированного под данную задачу аэрогидродинамического профиля. Данные эффекты иллюстрируются Фиг. 8 и 14 чертежей.
На субкритических углах атаки точка разделения потока (50) расположена на нижней поверхности (2) на значительном удалении от передней кромки (3), при этом течение в пограничном слое вблизи передней кромки (3) происходит в одном направлении, а вихрегенерация происходит на всей протяженности рабочих кромок (6), что соответствует максимальной мощности генерируемых вихревых структур. При этом, поскольку перед расположенными на передней кромке (3) гребнями (6) располагается зона повышенного давления, перетекающий с нижней стороны (2) через переднюю кромку (3) пограничный слой, взаимодействующий с гребнями (6), находится в зоне динамического поджатия и даже при минимальных величинах скоростного напора сохраняет минимально необходимую для устойчивой вихрегенерации начальную энергию, а значит точка отделения пограничного слоя (51) весьма плавно перемещается по верхней стороне (1) в направлении передней кромки (3), не позволяя достичь полного отрыва пограничного слоя от верхней стороны (1) на закритических углах атаки, что показано на Фиг. 10 чертежей и на Фиг. 12 (кривая С). Данный аспект особенно важен в контексте улучшения штопорных характеристик самолетов и планеров, так как способствует уменьшению площади зоны обратного обтекания на заторможенной консоли крыла (20).
Кроме того, при сочетании субкритического угла атаки альфа (α) с углом скольжения бета (β), наличие на передней кромке (3) большого числа аэродинамических гребней (5), с каждого из которых на верхнюю сторону (1) сходит присоединенный вихрь, «дренирующий» уплотненный пограничный слой, расположенный перед передней кромкой, происходит существенное ослабление направленного вдоль размаха аэродинамической поверхности перетока пограничного слоя, играющего весьма важную роль в развитии асимметричного срыва потока на крыле самолета (см. Фиг. 17 Чертежей и кривую b на Фиг. 18).
Кроме того, наличие на передней кромке вихрегенераторов, выполненных согласно предложенному изобретению, предполагает некоторое увеличение максимального значения коэффициента подъемной силы Су (кривая с на Фиг. 13) по сравнению с аэродинамической поверхностью, оснащенной известной группой вихрегенераторов, размещенных на верхней стороне (1), (кривая b на Фиг. 13) и «чистым» крылом (кривая а на Фиг. 13).
Кроме того, особенностью работы предложенной группы вихрегенераторов является снижение либо устранение «всплеска» кабрирующего момента при приближении аэродинамической поверхности к критическому углу атаки за счет смещения назад по верхней дужке аэродинамического профиля точки отделения пограничного слоя (51). Данное обстоятельство очень важно с точки зрения устойчивости самолета по углу атаки на околокритических режимах и существенно расширяет диапазон практического применения ряда высоконесущих аэродинамических профилей. Данный эффект иллюстрируется различием форм диаграмм пониженного давления (52) на Фиг. 10 и 11 чертежей.
Работа аэрогидродинамической поверхности по П. 3 Формулы незначительно отличается от описанной выше более высоким КПД вихрегенерации, так как сходящий со скошенного уступа, образованного краем выступа (7) воздушный поток затормаживается в значительно меньшей степени, чем при огибании гребня (6), что предположительно должно обеспечивать аэрогидродинамической поверхности большую эластичность по К на субкритических углах атаки.
Работа аэрогидродинамической поверхности с возвышениями по П. 4 Формулы, выполненными в виде группы седловидных поверхностей (8) отрицательной кривизны, отличается большей «толерантностью» к резким периодическим изменениям углов атаки и скольжения, то есть наиболее полно соответствует условиям работы воздушного винта, работающего в режиме косой обдувки, например рулевого винта вертолета, при этом предположительным техническим результатом использования предложенной аэрогидродинамической поверхности по П. 4 в качестве лопасти (30) рулевого винта является увеличение критического угла атаки лопастей (30) в корневой части, что улучшает путевую управляемость вертолета за счет затягивания распространения на весь размах лопасти (30) обратного течения в корневой части, возникающего из-за быстрого выхода корневой части лопасти на закритические углы атаки при встречном направлении основного и индуктивного потоков. Данный предположительный технический результат иллюстрируется схемой, изображенной на Фиг. 32 чертежей.
Работа аэрогидродинамической поверхности по П. 5 Формулы отличается большей мощностью вихрегенерации, а также возможностью реализации варианта исполнения аэрогидродинамической поверхности по П. 9 без использования выступающих за габарит передней кромки (3) гребней (6) меньшего типоразмера.
Помимо вариантов конструктивного исполнения возвышений, предложенная аэрогидродинамическая поверхность характеризуется также различными вариантами формы и расположения рабочих кромок (5) группы вихрегенераторов, при этом следует отметить, что одни и те же варианты исполнения рабочих кромок сочетаются с различными видами возвышения, поэтому конечное число вариантов реализации группы вихрегенераторов определяется умножением числа вариантов исполнения рабочих кромок на число вариантов исполнения возвышений за исключением отдельных случаев из несовместимости.
В первую очередь возможно исполнение рабочих кромок (5) с S-образным изгибом по П. 6, Формулы изображенных на Фиг. 20, 22 и 23 чертежей отличается уменьшенным Сх аэрогидродинамической поверхности на околонулевых углах атаки, поскольку при уменьшении объема зоны стагнации по мере роста скоростного напора расположенные по потоку концевые участки рабочих кромок (5) создают менее значимые возмущения, что делает предпочтительным использование подобных вихрегенераторов на аэрогидродинамических поверхностях, образованных аэрогидродинамическими профилями с малым радиусом притупления передней кромки Rmin, предназначенными для восприятия высоких скоростных напоров.
Работа группы вихрегенераторов по П. 7 Формулы, показанная на Фиг. 21 и 22 чертежей, отличает в первую очередь равенством приращения несущих свойств аэрогидродинамической поверхности, достигаемым на положительных и отрицательных углах атаки, что имеет принципиальное значение во многих случаях применения предложенной группы вихрегенераторов. Например, данный эффект важен для крыльев пилотажных самолетов, цельноповоротного горизонтального оперения, а также парусного вооружения яхт и элементов рулевого управления судов, при этом важно отметить, что сочетания данного варианта конструктивного исполнения рабочих кромок с реализацией возвышений по П. 3 Формулы нежелательно из-за принципиально различных условий течения потока через уступы на положительных и отрицательных углах атаки.
Работа группы вихрегенераторов, выполненных по П. 8 Формулы и включающей в себя два типоразмера рабочих кромок (5), отличается от описанной выше наиболее равномерным распределением энергии пограничного слоя по всей верхней стороне (1), что применительно к крыльям самолетов благоприятно сказывается на аэродинамическом качестве и эффективности поперечного управления на больших углах атаки. При этом основные зоны повышения энергии пограничного слоя (53), образуемые парами рабочих кромок (5) большего типоразмера, имеют вид треугольников прогрессивно расширяющихся по направлению к задней кромке (4), а расстояние между парами рабочих кромок (5) большего типоразмера соответствует возможному смыканию основных областей повышенной энергии пограничного слоя (53) вблизи задней кромки (4). Вместе с тем, вспомогательные области повышения энергии пограничного слоя (54), образуемые рабочими кромками (5) меньшего размера, заполняют собой промежутки между основными областями повышения энергии пограничного слоя (53) вблизи передней кромки (3). Данное распределение зон повышения энергии пограничного слоя изображено на Фиг. 25.
В данном варианте конструктивного исполнения рабочих кромок (5) аэродинамическое качество дополнительно повышается за счет того, что в результате для распространения области повышения энергии пограничного слоя на всю площадь верхней стороны (1) аэродинамической поверхности при сохранении эффективного покрытия примыкающей к передней кромке (3) части верхней стороны (1) не требуется «плотная» установка рабочих кромок (5) большего типоразмера, что чревато неоправданным повышением профильного сопротивления на малых углах атаки, а также существенной потерей энергии пограничного слоя вблизи задней кромки (4) из-за вредной интерференции соседних вихревых структур.
Кроме того, исполнение группы вихрегенераторов по П. 9 Формулы, что иллюстрируется Фиг. 23 и 24 чертежей, также обеспечивает дополнительное снижение профильного сопротивления аэродинамической поверхности на малых углах атаки, так как исключаются потери, связанные с паразитной вихрегенерацией рабочих кромок (5) большего размера, распространяющейся на нижнюю сторону (2) при наивыгоднейшем угле атаки, а также с точки зрения паразитной вихрегенерации, расположении рабочих кромок (5) меньшего типоразмера, которые в этом случае расположены в зоне стагнации потока (49).
Работу предложенной аэрогидродинамической поверхности применительно к самолету, изображенному на Фиг. 30 чертежей можно рассмотреть применительно к случаям поведения самолета при непреднамеренной потери скорости в криволинейном полете. При падении скорости в развороте самолет, консоли крыла (20) которого, оснащены предложенными группами вихрегенераторов обладает повышенным уровнем безопасности, поскольку при критическом увеличении угла атаки и при наличии угла крена на опущенной вниз консоли крыла (20) из-за значительно смещения точки разделения потока (50) вниз происходит полный выход рабочих кромок (5) из зоны стагнации потока (49), что в сочетании с наличием динамического обжатия пограничного слоя в зоне передней кромки (3) даже при наличии зоны отрыва пограничного слоя в задней части верхней стороны (1) вблизи законцовки (23) исключает мгновенное распространение зоны отрыва пограничного слоя на наиболее важный с точки зрения сохранения несущих свойств участок верхней стороны (1), примыкающий к передней кромке (3), как это показано на Фиг. 10.
В результате сваливания самолета на крыло не происходит вообще или оно развивается настолько плавно, что угловое ускорение возникающего «срывного» крена не превышает величин, затрудняющих адекватное реагирование пилота на развитие сваливания.
Кроме того, вероятность самопроизвольного входа самолета в штопор из криволинейного полета также уменьшается за счет существенного улучшения путевой устойчивости самолета на больших углах атаки вследствие «дренирования» пограничного слоя вблизи передней кромки, как это показано на Фиг. 17 чертежей.
Работа предложенной аэродинамической поверхности, выполненной в виде щелевого элерона (21), характеризуется следующими особенностями:
1. Повышением коэффициента момента крена (Сmх) на малых углах атаки главным образом за счет создания дополнительно разрежения на нижней поверхности (2) поднятого щелевого элерона (21) (см. Фиг. 33) при одновременном уменьшении вредного момента рыскания из-за дополнительного сопротивления, создаваемого выходящими за габарит нижней стороны (2) консоли крыла (20) кромками (5).
2. Уменьшением вероятности возникновения срывной инверсии элеронов, изображенной как кривая b на Фиг. 15, что также в первую очередь связано с ростом составляющей момента крена Сmх, создаваемой поднятым щелевым элероном (21), а также с некоторым увеличением энергии пограничного слоя на верхней стороне (1) опущенного щелевого элерона (21). При этом следует отметить, что вероятность возникновения срывной инверсии элеронов также в существенной степени зависит от множества других факторов, таких как конструкция законцовки крыла, расположение крыла относительно центра масс, его профиль, форма в плане и относительное удлинение.
Данный эффект особенно ценен с точки зрения обеспечения безопасности полетов самолетов малой авиации. В частности, анализ видеоматериалов, на которых зафиксирован момент потери поперечного управления подобных самолетов показывает, что катастрофическое развитие событий более чем в половине случаев начинается в начальный момент вывода самолета из крена или, напротив, в начальный момент создания крена, необходимого для разворота.
Кроме того, возможно также использование предложенной группы вихрегенераторов по П. 7 Формулы на самолетах, предназначенных для выполнения фигур высшего пилотажа для реализации тонкой настойки характеристик срыва самолета и его поведения на «срывных» фигурах под конкретного пилота для достижения максимально зрелищного и безошибочного пилотажа. При этом в основе управления срывными характеристиками консоли крыла лежит регулирование по хорде и размаху формы зоны обратного обтекания.
Работа вариантов предложенной аэрогидродинамической поверхности по П. 10 и 11 Формулы полностью соответствует работе аэрогидродинамической поверхности по П. 2 Формулы, а совокупным техническим результатом является сочетание «чистоты» формы аэрогидродинамической поверхности вблизи передней кромки (3) с простотой и технологичностью изготовления аэродинамических поверхностей.
Работа предложенной аэрогидродинамической поверхности по П. 12 Формулы происходит следующим образом: На острых курсах косой парус (35) работает на малых углах атаки до 5 градусов и рабочие кромки (5) частично расположены в зоне стагнации потока, при этом аэродинамическое качество косого паруса (35) на малых углах атаки из-за паразитной вихрегенерации почти не ухудшается, а лавировочный угол существенно не увеличивается. При уваливании яхты под ветер, наивыгоднейший с точки зрения скорости хода угол атаки косого паруса (35) увеличивается, при этом рабочие кромки (5) благодаря повороту цельноповоротной мачты (34) на угол фи (ϕ) относительно гика (40) из-за изгиба косого паруса (35) оказываются в оптимальном положении и выходят из зоны стагнации потока, увеличивая возможный перепад давления между наветренной и подветренной сторонами косого паруса (35) за счет затягивания процесса развития вихревых течений на наветренной стороне косого паруса (35), что увеличивает развиваемую парусным вооружением силу тяги.
Данный режим работы группы вихрегенераторов схематически изображен на Фиг. 36. Таким образом, на галфинде, а также на крутом и полном бакштагах активное включение в работу рабочих кромок (5) обеспечивает возможность развития судном максимальной скорости хода.
Важно отметить, что использование предложенной группы вихрегенераторов предположительно обеспечивает косому парусу (35) при наличии относительного удлинения около 5 уровень тяги на полных курсах, характерный для косых парусов вдвое меньшего удлинения, при сохранении максимальной эффективности на острых курсах, то есть парусное вооружение гоночной яхты становится более «эластичным» по курсовому углу, что показано на полярной диаграмме Фиг. 37. При этом прирост эффективности парусного вооружения на полных курсах, характеризующихся наибольшими углами атаки альфа (α) изображен на кривой b Фиг. 37, при этом кривая а соответствует известному парусному вооружению.
Работа группы вихрегенераторов, входящих в состав предложенной группы изобретений и выполненных с возможностью установки на аэрогидродинамическую поверхность, с точки зрения аэрогидродинамики ничем не отличается от работы описанных выше вариантов реализации аэрогидродинамической поверхности.
В первом случае, описанном в П. 14 Формулы, вихрегенераторы выполнены в виде набора, состоящего из двух видов накладок, изображенных на Фиг. 40 и 41, и содержащих основание (18) с подошвенной поверхностью (19), переходящее в гребень (6).
Основным техническим результатом, достигаемым в данном варианте реализации изобретения, является максимальная простота установки группы вихрегенераторов на находящиеся в эксплуатации летательные аппараты, парусные суда и ветровые турбины, поскольку для установки вихрегенераторов не требуется какая-либо доработка исходной аэродинамической поверхности, кроме того, при парной установке вихрегенераторов может быть с легкостью выбрано оптимальное для данной аэродинамической поверхности отношение расстояний между гребнями (6) в одной паре и расстояния между смежными парами гребней (6).
Кроме того, встречное направление крутки подошвенной поверхности (19) двух видов накладок упрощает установку вихрегенераторов, поскольку затрудняется неправильный монтаж из-за отсутствия взаимозаменяемости вихрегенераторов, выполненных с возможностью генерации вихревых структур левого или правого вращения.
Технический результат, достигаемый при реализации группы вихрегенераторов по П. 16, Формулы, заключается в надежности крепления предложенной группой вихрегенераторов малогабаритных аэрогидродинамических поверхностей, ввиду достаточной прочности накладки и площади подошвенной поверхности (19).
Технический результат, достигаемый при реализации группы вихрегенераторов по П. 17 Формулы, заключается в большей эффективности группы вихрегенераторов по П. 16 на отрицательных углах атаки.
Технический результат, достигаемый при реализации аэродинамической поверхности по П. 19 Формулы и изображенной на Фиг. 39 заключается в большей площади прилегания подошвенной поверхности (18) к аэродинамической поверхности, что может быть важно при установке предложенных вихрегенераторов на аэродинамические поверхности с малым радиусом притупления передней кромки или работающих при больших величинах скоростного напора. При этом сужение (44) основания (18) дополнительно уменьшает паразитную вихрегенерацию на малых углах атаки.
Таким образом, благодаря введению в известную группу вихрегенераторов и варианты аэродинамических поверхностей новых конструктивных признаков были получены следующие технические результаты:
Применительно к крылу самолета или планера, основной технический результат заключается в расширении диапазона скоростей полета и уменьшения минимальной потребной для полета мощности, а также уменьшения скорости сваливания, минимальной эволютивной и посадочной скоростей за счет увеличения Су и «эластичности» по К.
Кроме того, технический результат в зависимости от срывных характеристик исходного крыла заключается с существенном уменьшении углового ускорения крена при сваливании на крыло, в том числе с перегрузкой более 1 в криволинейном полете, а также в упрощении вывода из штопора или полного исключения входа в штопор в зависимости от конструктивного исполнения крыла за счет замедления перемещения вперед точки отделения пограничного слоя, что улучшает продольную и поперечную устойчивость самолетов и планеров
Кроме того, технический результат заключается в стабилизации положения центра давления в процессе роста угла атаки крыла, что расширяет область практического применения высокомоментных аэродинамических профилей, как правило, обладающих выдающимися несущими свойствами
Применительно к щелевым или подвесным элеронам (флапперонам) технический результат заключается в увеличении коэффициента момента крена с увеличением доли момента, создаваемого поднятым элероном, что улучшает поперечную управляемость самолета на малых скоростях полета, а также (в случае синхронного отклонения вниз флапперонов) в уменьшении минимальной эволютивной и посадочной скоростей за счет приращения пикового значения Су.
Применительно к горизонтальному оперению технический результат заключается в увеличении создаваемого горизонтальным оперением восстанавливающего момента тангажа на закритических углах атаки, что уменьшает вероятность непреднамеренного ввода самолета в плоский штопор.
Применительно к цельноповоротному горизонтальному оперению дополнительный технический результат заключается в увеличении коэффициента момента тангажа при значительных углах отклонения от нейтрального положения.
Применительно к цельноповоротным мачтам яхт основной технический результат заключается в увеличении силы тяги косого паруса большого относительного удлинения на полных курсах и при порывистом ветре. Кроме того, технический результат заключается в упрощении управления парусным вооружением из-за затягивания развития заполаскивания паруса.
Применительно к воздушным винтам технический результат заключается в увеличении устойчивости винта к срыву потока в корневой части лопасти, что может быть актуально для несущих и рулевых винтов вертолетов.
Применительно к перу судового руля технический результат заключается в улучшении управляемости судном на малом ходу, а также в увеличении угла эффективной перекладки руля.
Применительно к ветрогенераторам технический результат заключается в повышении КПД установки и в лучшей реакции ветрогенератора на слабый порывистый ветер, при котором на лопастях с «чистой» передней кромкой периодически происходит срыв потока, что создает существенные колебания крутящего момента и уменьшает выработку электроэнергии.
Совокупным техническим результатом является существенное улучшение свойств аэрогидродинамических поверхностей на больших углах атаки при минимальном увеличении профильного сопротивления на малых углах атаки, а также при низкой стоимости и простоте модификации находящихся в эксплуатации аэрогидродинамических поверхностей различных типов.