СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ КРЫЛА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ

1. Способ формирования подъемной силы крыла, отличающийся тем, что набегающий поток полностью направляют по нижнему контуру крыла, лишенному отрицательного угла атаки, и этим обеспечивают функцию формирования подъемной силы крыла только нижним контуром, активно взаимодействующим с набегающим потоком на всем своем протяжении, при этом верхний контур освобождается от активного взаимодействия с набегающим потоком, что ограждает его от развития волнового сопротивления и позволяет сохранить давление по верхнему контуру практически постоянным и равным давлению невозмущенного воздуха на высоте полета ЛА.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что при расчете подъемной силы крыла учитывают его толщину, угол атаки, толщину пристенного слоя по нижнему контуру, линейную скорость молекул воздуха, а также то, что она является следствием разности давлений между верхней и нижней плоскостями и выражается уравнениями:
в
н
Y=(P-Р)·s, Н
где Y - подъемная сила крыла, Н,
н
2
P - давление на нижней поверхности крыла, Н/м,
в
2
P - давление на верхней поверхности крыла, Н/м,
2
s - площадь крыла, м;
,
0i
в
2
где P=P - давление невозмущенного воздуха на высоте полета, Н/м,
i
3
ρ - плотность воздуха на высоте полета, кг/м,
i
υ - скорость ЛА, м/с,
µi
υ - линейная скорость молекул воздуха на высоте полета, м/с,
i
i
β=h/Δh - коэффициент ускорения потока в пристенном слое,
i
h - высота миделевого сечения крыла, толщина крыла, мм,
i
Δh - толщина пристенного слоя, мм,
α - угол атаки набегающего потока;
,
i
где m - масса летательного аппарата, кг,
i
2
g - ускорение свободного падения на высоте полета, м/с,
L - размах крыла, м,
b - хорда, м.
1
в
н
1
1
1
1
3. Устройство для реализации способа формирования подъемной силы крыла летательного аппарата, отличающееся тем, что крыло имеет копьевидный профиль и предельно острый угол носка α, равный DAC, который является одновременно и углом атаки набегающего потока α на нижний контур AD, при этом передняя кромка крыла A выполнена предельно острой, нижний контур AD является прямой линией, который образует идеальную нижнюю поверхность крыла для активного взаимодействия с набегающим потоком и формирования избыточного давления (Р-Р), основная часть верхнего контура AC представляет горизонтальную прямую, параллельную поверхности Земли, хвостовая же часть верхнего контура от точки наибольшей толщины профиля C до задней кромки D выполняется либо плавной кривой CD, либо отрезком прямой CD.
1
1
1
4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что профиль крыла образован двумя параллельными прямыми AC и BD, которые двумя отрезками АВ и CD соединяются соответственно в переднюю и заднюю кромки, при этом угол расхождения верхнего и нижнего контуров BAC равен углу атаки α набегающего потока на миделево сечение крыла AB, он же определяет протяженность несущей поверхности крыла BD, при этом угол атаки набегающего потока на несущую поверхность BD равен нулю.