ЭЛЕМЕНТ МЕХАНИЗАЦИИ ПЕРЕДНЕЙ КРОМКИ КРЫЛА

Предложенное решение относится к самолетостроению и может быть использовано при конструировании крыла дозвукового и сверхзвукового летательного аппарата для значительного увеличения его подъемной силы и для управления тангажом и креном.
Известны элементы механизации передней кромки крыла самолета, выполненные в виде скользящего предкрылка, выдвижного предкрылка, щитка носового (Крюгера), отклоняющегося носка, неподвижного предкрылка (В.Г. Микеладзе, В.М. Титов. «Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет», «Машиностроение», Москва, 1978 г., стр. 17) (1). Известна конструкция механизированного крыла (патент РФ 2089446, кл. В64С 3/44, 1992 г.) (2), которая дает наибольший прирост коэффициента подъемной силы, но при этом масса этой конструкции тоже является наибольшей.
Также известны элементы механизации передней кромки крыла, выполненные в виде стреловидных наплывов (наплывы - это конструктивные части крыла, выступающие за обводы основной трапециевидной формы крыла), имеющие возможность управляемого отклонения вверх и вниз (патент США 4161300, 17.07.1979 г.) (3), где оси шарнирных соединений наплывов имеют большой угол стреловидности, и механизмы управления наплывами расположены в крыле. При таком стреловидном расположении шарнирных осей максимальный угол атаки передней кромки наплывов, создающей вихревые жгуты, не может превысить 10 градусов, как и видно это на прилагаемом к патенту (3) рисунке, то есть создать значительный прирост подъемной силы они не могут. А расположение механизмов управления в
относительно тонкой передней кромке крыла, способных надежно управлять наплывами при возможных предельных перегрузках, связано с большим увеличением их массы.
Ближайшим аналогом предлагаемого решения являются передние стреловидные наплывы, где оси шарнирных соединений наплывов расположены перпендикулярно боковым плоскостям фюзеляжа (патент США 3478989, 18.11.1969 г.) (4). Недостатком данного решения является то, что наплывы с одинарной стреловидностью не могут максимально полно обеспечить дополнительную подъемную силу крыла.
Задача предложенного решения заключается в том, чтобы обеспечить значительно большую дополнительную подъемную силу крыла, чем может иметь каждый из вышеперечисленных элементов механизации передней кромки крыла, но со значительно меньшей относительной массой этой механизации, а также иметь возможность управления тангажом и креном.
Решение поставленной задачи обеспечивается тем, что передним кромкам управляемых наплывов придается двойная стреловидность, что позволяет увеличить площадь наплывов. Экспериментальные полеты модели с различной стреловидностью передних кромок наплывов показали, что управляемые наплывы с увеличенной площадью за счет двойной стреловидности дают прибавку подъемной силы примерно на 25 процентов больше, чем наплывы, имеющие прямые передние кромки одинарной стреловидности.
На фиг. 1 изображена схема механизации передней кромки крыла самолета, где: А - вид сверху, В - вид сбоку, С - фронтальный вид. На фиг. 1А, В стреловидный наплыв 1 в плане имеет по передней кромке двойную стреловидность, как это показано на фиг. 1А, 1а. По короткой стороне стреловидный управляемый наплыв 1 профилировано шарнирно 2 соединен с передней корневой частью консоли крыла 3, при этом ось 4 шарнира 2 расположена перпендикулярно боковой плоскости фюзеляжа 5
для минимизации зазора между внутренней частью наплыва 1 и боковой плоскостью фюзеляжа 5 при отклонении наплыва 1 вверх или вниз.
На фиг. 1, В, С представлены положения управляемых наплывов, где:
а - при крейсерской дозвуковой скорости;
б - при компенсации сдвига аэродинамического фокуса Fa при М>1, при малых дозвуковых скоростях, при балансировке, при боевом маневрировании;
в - взлетно-посадочное;
г - при отклонении вниз.
Предложенный элемент механизации передней кромки крыла работает следующим образом. Максимальный угол отклонения наплывов 1 вверх равен 20-25 градусам относительно строительной оси самолета. Критический угол атаки наплывов 1, согласно теории аэродинамики крыльев малого удлинения, равен 40 градусам (С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев, А.А. Бадягин, В.Е. Ротин, Ф.И. Склянский, Н.А. Кондрашов, В.А. Киселев, Н.А. Фомин. "Проектирование самолетов", "Машиностроение", Москва, 1983 г., стр. 383, рис. 14.10) (5), то есть, у самолета имеется диапазон изменения углов атаки в 15-20 градусов, при котором подъемная сила на максимально поднятых наплывах 1 будет расти. Итак, что происходит при разбеге самолета, когда наплывы отклонены вверх на 20-25 градусов? Крыло 3 при разбеге имеет примерно нулевой угол атаки и само по себе необходимой для взлета подъемной силы создать не может. Но на летных испытаниях опытная модель гидросамолета с управляемыми наплывами отрывалась от снега, практически, без изменения тангажа, то есть, ручка управления рулями высоты оставалась в нейтральном положении. Причем, модель гидросамолета имела относительную массу примерно в 3 раза большую, чем аналогичные по габаритам гидросамолеты с треугольным крылом. Испытания показали, что необходимая для отрыва и взлета подъемная сила создается с помощью отклоненных вверх стреловидных наплывов 1. Теоретически это объясняется тем, что, во-первых, воздух, перетекая с нижней плоскости наплыва 1 на верхнюю через стреловидную кромку, создает мощный вихревой жгут вдоль этой кромки наплыва 1 с высоким разряжением воздуха над наплывом 1. Далее этот вихревой жгут или, по-другому, поток разряженного воздуха, заходит на верхнюю корневую часть консоли крыла 3 и проходит по всей его хорде. Итак, даже при нулевом угле атаки крыла 3, на площади, омываемой разряженным вихревым потоком, создается положительная подъемная сила. Во-вторых, та часть воздуха, которая не смогла перетечь с нижней части наплыва 1 на его верхнюю часть, отклоняется вниз под наплыв 1, увеличивая снизу давления на наплыв 1. И дальше этот уплотненный поток воздуха попадает под крыло 3, увеличивая давление воздуха снизу на крыло 3, несмотря на нулевой угол атаки. Вот две причины, которые в сумме дают необходимую подъемную силу для взлета самолета с отклоненными вверх стреловидными наплывами 3 даже при нулевом угле атаки крыла при обычной для самолетов с треугольным крылом взлетной скорости.
В результате испытаний подтверждены теоретические предположения о том, что отрывные вихревые течения можно использовать для увеличения подъемной силы самолета без изменения его тангажа, или, по-другому говоря, используя аэродинамический эффект, создаваемый поднятыми вверх на 10-25 градусов (в зависимости от скорости) стреловидными наплывами, можно достичь 5-ой свободы - изменения высоты полета без изменения тангажа. Более подробно: отклонение наплывов вверх смещает центр давления вперед от центра масс и дает момент на кабрирование. Если при этом отклонить хвостовые рули высоты или элевоны вниз, то и на них возникнет прирост подъемной силы, и при скоординированном отклонении наплывов вверх, а рулей высоты или элевонов вниз самолет будет увеличивать высоту полета без изменения тангажа. Также и при посадке возможно снижение и заход на посадку с малыми углами атаки, что очень удобно для визуального контроля взлетно-посадочной полосы. Особенно это актуально для палубной авиации, где желательно максимально снизить посадочную скорость.
С помощью установки отклоняющихся вверх стреловидных наплывов можно значительно сократить длину разбега и пробега, так как они, в зависимости от своей площади и угла отклонения, могут в разы увеличить подъемную силу крыла. (Эти данные получены в ходе летных испытаний опытной модели гидросамолета с управляемыми наплывами).
Управляемые наплывы могут надежно, безопасно (не боясь "клевка") и аэродинамически выгодно (без "проседания хвоста") в плавной динамике управлять тангажом, либо помогать в управлении тангажом хвостовым рулям высоты или элевонам.
Управляемые стреловидные наплывы могут без потерь на балансировку решить проблему сдвига фокуса при выходе на сверхзвуковую скорость. Как известно, при этом аэродинамический фокус Fa смещается с 25% САХ (средней аэродинамической хорды) крыла на 50% САХ. Возникает мощный пикирующий момент, компенсировать который можно либо значительным отклонением рулей высоты вверх для возникновения на них балансировочной отрицательной подъемной силы, либо перекачкой топлива в хвостовые баки, либо правильно рассчитанными по известной формуле передними конструктивными наплывами, на которых при сверхзвуковой скорости резко увеличится подъемная сила от вихревых жгутов, сходящих со стреловидных кромок этих наплывов. Понятно, что компенсация аэродинамического фокуса Fa при переходе на сверхзвуковую скорость с помощью конструктивных наплывов наиболее удобна. Тем более она удобна будет с помощью управляемых наплывов.
Следующая задача, которую могут решать управляемые стреловидные наплывы, это балансировка самолета. Аэродинамический фокус Fa системы "крыло+наплыв" находится на 1/4 САХ этой системы. Центр давления и центр масс при нейтральной статической устойчивости по тангажу находится там же. Для возникновения положительный статической устойчивости необходимо сместить центр масс и центр давления немного вперед относительно аэродинамического фокуса Fa. В "нормальной" схеме центр давления смещается вперед с помощью отклонения рулей высоты на отрицательный угол атаки для создания отрицательный подъемной силы, называемой "балансировочными потерями". Управляемые стреловидные наплывы своим отклонением на положительный угол атаки, сдвигают центр давления вперед, что позволяет иметь сдвинутую вперед относительно аэродинамического фокуса статически устойчивую центровку, и при этом получить прибавку подъемной силы от работы приподнятых наплывов. Конечно, на первый взгляд, вместе с этим должно возрасти и лобовое сопротивление, но на самом деле вместе с ростом лобового сопротивления на нижней части наплыва резко упадет сопротивление трения на верхней части крыла, омываемого разряженным вихревым потоком и, в своей сумме, прибавка лобового сопротивления не превысит прибавки подъемной силы и потери аэродинамического качества не будет. Итак, управляемые наплывы, выполняя балансировочную функцию, минимизируют балансровочные потери.
Исходя из принципа создания подъемной силы стреловидными наплывами видно, что наибольший эффект от работы этих наплывов будет при максимально большой хорде корневой части крыла, что оправдывает применение и в дозвуковой авиации крыла малого удлинения. Поднятие вверх стреловидных наплывов позволяет значительно увеличить подъемную силу крыла малого удлинения, и практически уравнять его по несущим способностям на эксплуатационных углах атаки с крылом большого удлинения. Таким образом, предлагаемые управляемые стреловидные наплывы могут обеспечить значительно большую дополнительную подъемную силу крылу малого удлинения, чем все известные виды механизации, а также управлять тангажом самолета. Также возможна установка управляемых стреловидых наплывов на корневые части консолей крыла среднего и большого удлинения, что тоже даст для них существенную прибавку дополнительной подъемной силы.