ФЛЮГЕРНОЕ КРЫЛО
FEATHER WING

Флюгерное крыло предназначено для создания аэро(гидро)динамической подъемной силы у аппаратов, перемещающихся в газовой или жидкостной среде, в частности у самолетов.
Известны конструкции крыльев, которые с целью улучшения управляемости целиком принудительно поворачивают относительно оси, неподвижной относительно самолета, изменяя тем самым угол атаки крыла. Наиболее близким аналогом является крыло по российской заявке №2005134570/11, в котором применена сложная система управления поворотным крылом с целью предотвращения сверхкритического обтекания. Однако, в этом случае, устойчивость полета остается, как у самолета с обычным крылом. При изменении направления потока (например, за счет вертикальных потоков или турбулентности) угол атаки относительно набегающего потока также изменяется, поэтому динамика полета остается соответствующей обычному крылу, устойчивость полета достигается за счет ухудшения управляемости (и наоборот), а угол атаки крыла и фюзеляжа самолета оказываются взаимосвязанными, что ухудшает условия взлета и посадки. Кроме того, свойства самолета относительно вхождения в штопор и выхода из него остаются такими же, что и у обычного крыла.
Целью настоящего изобретения является повышение безопасности полета путем улучшения управляемости при одновременном повышении устойчивости полета, сохранения заданного угла атаки флюгерного крыла относительно набегающего потока при любых внешних воздействиях и эволюциях самолета, а также обеспечения независимости углов атаки крыла и самолета друг от друга.
Эта цель достигается тем, что флюгерное крыло выполняют в виде конструкции, состоящей из основного крыла, которое может свободно поворачиваться вокруг оси, неподвижной относительно самолета и проходящей спереди или сзади точки приложения аэродинамической подъемной силы указанного крыла, хотя бы одного вспомогательного крыла, которое закрепляют на основном крыле при помощи конструктивного элемента спереди или сзади от указанной оси на любом расстоянии по вертикали, причем моменты аэродинамических сил основного и вспомогательного крыльев относительно указанной оси направляют встречно, а крутизну изменения этих аэродинамических моментов от угла атаки выбирают больше у того из указанных крыльев, которое обеспечивает аэродинамическую устойчивость конструкции, угол атаки вспомогательного крыла изменяют при помощи органов управления независимо от угла атаки основного крыла, а полученный угол между хордами основного и вспомогательного крыльев поддерживают в дальнейшем неизменным при любом повороте основного крыла вокруг указанной оси.
С целью улучшения условий взлета и посадки самолета основное крыло или оба крыла снабжают автоматическим предкрылком.
У прямых и стреловидных основных крыльев с целью сохранения их конфигурации ось, вокруг которой поворачивается конструкция, направляют вдоль основного крыла, а у треугольного основного крыла эту ось направляют параллельно задней кромке крыла.
С целью предотвращения сверхкритического обтекания, на угол атаки вспомогательного крыла вводят хотя бы одно ограничение.
С целью предотвращения крутильных колебаний на самолете и/или на основном крыле устанавливают демпфер крутильных колебаний.
YB
B
YO
O
На фиг.1 показано взаимное расположение основного 1 и вспомогательного 2 крыльев, связанных между собой конструктивным элементом 3, при расположении вспомогательного крыла спереди и выше основного крыла по отношению к потоку, который горизонтален и направлен слева направо. Плечо от точки приложения 4 аэродинамической подъемной силы 5 (F) вспомогательного крыла 2 до оси 6, вокруг которой поворачивается конструкция, равно L, а плечо от оси 6 до точки приложения 7 аэродинамической подъемной силы 8 (F) основного крыла 1 равно L.
Приняв для упрощения расчетов, что силы тяжести конструкции относительно оси 5 статически уравновешены, получим, что равновесие достигается в том случае, когда сумма моментов аэродинамических сил относительно оси 5 равна нулю:
o
B
Для случая, изображенного на фиг.1, подъемная сила всей конструкции равна сумме подъемных сил обоих крыльев. При этом основное крыло обеспечивает аэродинамическую устойчивость конструкции, а вспомогательное крыло ее дестабилизирует. Ввиду того, что L может быть выбрано значительно больше, чем L, лобовое сопротивление конструкции возрастает незначительно.
Все вышесказанное, в том числе и выражение (1), остается справедливым при любом расположении вспомогательного крыла и точки приложения аэродинамической силы основного крыла относительно оси поворота. При этом, в случае расположения точки приложения аэродинамической силы основного крыла до оси поворота, вспомогательное крыло обеспечивает аэродинамическую устойчивость конструкции, а основное крыло ее дестабилизирует, и суммарная подъемная сила равна разности подъемных сил основного и вспомогательного крыльев.
Y
Для обеспечения динамической устойчивости флюгерного крыла по вращению относительно оси 5 (фиг.1), достаточно, чтобы крутизна изменения аэродинамических моментов основного и вспомогательного крыльев от угла атаки относительно указанной оси ∂M/∂α=L(∂F/∂α) была больше у того из этих крыльев, которое обеспечивает аэродинамическую устойчивость системы.
Динамика вращения вокруг оси поворота в рассматриваемом случае в первом приближении описывается дифференциальным уравнением
где J - момент инерции относительно оси поворота;
YO
YB
∂F/∂α и ∂F/∂α - крутизна зависимости подъемных сил от угла атаки соответственно основного и вспомогательного крыльев.
Для небольших углов атаки можно принять эту крутизну постоянной, тогда решение уравнения (2) будет
0
где α - угол атаки в положении начального статического равновесия.
B
YB
O
YO
Из (3) следует, что вращательная устойчивость флюгерного крыла обеспечивается, если стабилизирующий момент больше дестабилизирующего. В рассматриваемом случае L·(∂F/∂α) должно быть меньше, чем L·(∂F/∂α).
При изменении направления потока стабилизирующий момент устанавливает свободно поворачивающееся флюгерное крыло в то же положение относительно потока, что и ранее, т.е. оно поворачивается на тот же угол, что и поток.
При изменении органами управления угла атаки вспомогательного крыла, конструкция приходит в новое состояние статического равновесия, т.е. устанавливается новый угол атаки, а следовательно, другая подъемная сила устройства.
Таким образом, флюгерное крыло ведет себя по отношению к потоку, как устойчивый флюгер, сохраняя при этом установленный органами управления угол атаки относительно потока, а следовательно, и подъемную силу.
Улучшение управляемости самолета обеспечивается тем, что угол атаки изменяют у всего крыла и, тем самым, значительно усиливают реакцию самолета на сигнал управления по сравнению с управлением элеронами.
Реакция флюгерного крыла на внешние воздействия существенно отличается от реакции обычного крыла.
H
v
Рассмотрим реакцию обычного крыла и флюгерного крыла на вертикальный порыв ветра. Обозначим через V горизонтальную, а через V - вертикальную составляющую скорости потока. Направим вертикальную составляющую вверх и рассчитаем приращение подъемной силы обычного и флюгерного крыльев с учетом того, что обычно вертикальная составляющая значительно меньше горизонтальной составляющей скорости потока.
Для обычного крыла приращение подъемной силы будет равно
где ρ - плотность воздуха;
S - площадь крыла;
y0
0
C - коэффициент подъемной силы при горизонтальном направлении потока (при угле атаки, равном α);
у
- приращение коэффициента подъемной силы С из-за изменения угла атаки.
H
V
Тогда для приращения подъемной силы обычного крыла, пренебрегая  (ввиду его малости по сравнению с VV, окончательно получим
H
H
v
У флюгерного крыла, как было показано выше, угол атаки не меняется, но вектор подъемной силы отклоняется на угол Δα и величина подъемной силы уменьшается пропорционально cos Δα=V/(V+V).
H
v
Тогда для приращения подъемной силы флюгерного крыла (также пренебрегая  по сравнению с VV) получим
Приращения подъемных сил для обоих крыльев будут направлены вертикально вверх. Сила от вертикальной составляющей скорости, действующая на фюзеляж и хвостовое оперение, также будет направлена вертикально вверх.
Отношение подъемных сил флюгерного и обычного крыла будет
Знаменатель этого выражения больше единицы, т.е. при вертикальном порыве ветра, направленном вверх, подъемная сила флюгерного крыла изменяется меньше, чем у обычного крыла, что улучшает устойчивость полета по вертикали.
0
yf
ycom
Примем α=15°≈0.26 (в радианах), тогда ΔF/ΔF≈0.17, т.е. при принятых числовых данных и допущениях, приращение подъемной силы флюгерного крыла почти в шесть раз меньше, чем у обычного крыла.
При вертикальной скорости, направленной вниз, приращение подъемной силы флюгерного крыла будет такой же, как в предыдущем случае (так как косинус - четная функция), т.е. направлено вертикально вверх,
При этом силы от вертикальной составляющей потока, действующие на стабилизатор и фюзеляж, направлены вертикально вниз, и они частично компенсируют приращение подъемной силы флюгерного крыла.
Приращение подъемной силы обычного крыла (без учета сил от вертикальной составляющей потока, действующих на стабилизатор и фюзеляж и направленных вертикально вниз) будет
и направлено вертикально вниз.
Отношение приращений подъемных сил флюгерного крыла и обычного крыла
0
При том же α получим  т.е. приращение подъемной силы флюгерного крыла по абсолютной величине вдвое меньше, чем у обычного крыла. С учетом того, что у обычного крыла приращение подъемной силы и воздействие вертикальной составляющей потока на фюзеляж и хвостовое оперение суммируются, а в флюгерном крыле вычитаются, это отношение практически будет еще больше.
Таким образом, если у обычного крыла приращение подъемной силы направлено в ту же сторону, что и вертикальная составляющая потока, то у флюгерного крыла приращение подъемной силы всегда направлено вертикально вверх, независимо от направления вертикальной составляющей потока. При этом абсолютная величина приращения у флюгерного крыла меньше, чем у обычного крыла, и у самолета, снабженного флюгерным крылом, устойчивость по вертикали будет лучше, чем у самолета с обычным крылом.
Аналогично при воздействии вертикальной составляющей потока (независимо от его направления) на одно крыло, крен самолета, снабженного флюгерным крылом, будет меньше, чем у самолета с обычным крылом, и устойчивость по крену (а следовательно, и по курсу) будет выше, что существенно повышает безопасность полета.
Все вышеизложенное справедливо для флюгерного крыла при практически любой скорости вертикального потока. Для обычного крыла выкладки справедливы, если полученный угол атаки меньше критического. При угле атаки больше критического последствия для самолета будут катастрофическими, так как подъемная сила крыла резко уменьшается, что приводит к сваливанию самолета на крыло со всеми вытекающими последствиями. Для флюгерного крыла такое развитие событий абсолютно исключено, что значительно увеличивает безопасность полета, особенно при взлете и посадке, когда текущий угол атаки близок к критическому и даже слабый вертикальный поток может привести к серьезным последствиям.
При штопоре поведение самолета, снабженного флюгерным крылом, также существенно отличается от поведения самолета с обычным крылом.
Для определенности рассмотрим вращение самолета против часовой стрелки при наблюдении с хвоста (левый штопор). Тогда правое и левое флюгерные крылья будут находиться в потоке, скорость которого по абсолютной величине равна
п
где V - скорость пикирования;
в
V - линейная скорость вращения.
0
в
Оба флюгерных крыла сохраняют ранее существовавший угол атаки α относительно потока, но хорда правого крыла дополнительно будет повернута на положительный, а левого - на отрицательный угол ABSΔα=Arcsin(V/V).
Подъемная сила обоих флюгерных крыльев будет одинакова и равна
y0
0
где С - коэффициент подъемной силы при угле атаки α.
yr
yp
yr
Разложив эту силу относительно продольной оси самолета на две составляющие - перпендикулярную F и параллельную F - получим, что у обоих флюгерных крыльев перпендикулярные составляющие F будут одинаковыми, т.к. cosΔα=cos(-Δα)
В то же время, продольные составляющие также будут равны по абсолютной величине, но отличаться по знаку, причем указанная составляющая у правого крыла будет положительной, а у левого - отрицательной
Таким образом, при штопоре оба флюгерного крыла создают равную подъемную силу, направленную перпендикулярно продольной оси самолета и выводящую его из пикирования, а продольные составляющие подъемной силы создают момент относительно вертикальной оси самолета, уводящий его нос от направления вращения.
LR
где L - расстояние между точками приложения аэродинамических сил правого и левого флюгерных крыльев.
Оба этих фактора препятствуют возникновению штопора и способствуют выведению самолета из него, повышая безопасность полета.
При плоском штопоре набегающее флюгерное крыло сохраняет ориентацию относительно продольной оси и его подъемная сила остается направленной вертикально вверх, в то время как убегающее флюгерное крыло разворачивается на 180° и его подъемная сила будет направлена вертикально вниз. Это создает момент относительно продольной оси, опрокидывающий самолет на крыло, что переводит его в пикирование или обычный штопор, из которого, как это было показано выше, самолет выводится легче, чем самолет с обычным крылом.
Изменение угла атаки вспомогательного крыла независимо от угла атаки основного крыла и сохранение их взаимного расположения при поворотах основного крыла относительно фюзеляжа самолета, достигается, например, при помощи конусного кулачкового механизма (фиг.2).
Конус 1 перемещается по оси поворота основного крыла 2 при помощи органов управления самолета, кулачок-толкатель 3, связанный с вспомогательным крылом, перемещается по оси 4 и изменяет угол атаки вспомогательного крыла. Положение кулачка-толкателя относительно оси 2 далее остается неизменным, независимо от угла поворота основного крыла, так как он при этом обкатывается по одной и той же окружности. Соответственно остается неизменным и угол между хордами основного и вспомогательного крыльев.
Для существенного увеличения критического угла атаки основного крыла (до 30°-40°) его снабжают автоматическим предкрылком. Благодаря этому максимальная подъемная сила устройства может быть значительно увеличена без применения сложной механизации. При этом угол атаки фюзеляжа остается в том положении, которое задается условиями центровки (в частности может быть равен 0). Тогда при посадке нос самолета будет направлен по линии полета, что позволяет лучше обозревать место посадки и осуществлять посадку на три точки.
Это существенно облегчает управление самолетом, и тем самым, повышает безопасность полета. Снабжение автоматическим предкрылком вспомогательного крыла дает возможность обеспечить одинаковые условия обтекания обоих крыльев при больших углах атаки.
У прямых и стреловидных основных крыльев ось поворота направляют вдоль основного крыла, а у треугольного основного крыла - вдоль его задней кромки, при этом поворот основного крыла вызывает только изменение угла атаки, сохраняя без изменения его конфигурацию вдоль крыла.
Обеспечение докритического угла атаки при любых условиях полета достигается тем, что у вспомогательного крыла устанавливают ограничение на угол атаки. При этом угол атаки основного крыла также будет ограничен сверху, т.е. при соответствующем ограничении всегда остается докритическим.
При изменении угла атаки вспомогательного крыла и, соответственно, повороте основного крыла, могут возникнуть крутильные колебания за счет сил инерции. Для срыва этих колебаний на основном крыле и/или на летательном аппарате устанавливают демпфер крутильных колебаний, например гидравлический.