ДВУХКРЫЛЬЕВАЯ СИСТЕМА С ПОЛОЖИТЕЛЬНОЙ ИНТЕРФЕРЕНЦИЕЙ
TWO-WING SYSTEM WITH POSITIVE INTERFERENCE

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к самолетам, и может быть использовано на летательных аппаратах для улучшения аэродинамических характеристик крыла.
На сегодняшний день основной парк авиации составляют самолеты аэродинамической схемы «моноплан». Схема «моноплан» получила преимущественное распространение, несмотря на недостатки: относительно большие потери на стабилизацию, значительные габаритные размеры, низкая полезная нагрузка. Единственным преимуществом схемы «моноплан» является использование одного крыла и в связи с этим - отсутствие проблем, связанных с обеспечением удовлетворительных условий обтекания двух или более крыльев.
Известны самолеты схемы «тандем», содержащие два крыла, расположенных на фюзеляже друг за другом. Недостатки схемы «тандем» заключаются в большом разносе масс и наличии режимов полета, в которых заднее крыло затеняется передним. Из-за указанных недостатков схема не получила развития.
Для уменьшения затенения и разноса масс одно из крыльев тандема может быть выполнено с меньшей площадью. Известны самолеты схемы «канард», у которых переднее крыло меньше заднего. Известны также самолеты, у которых заднее крыло имеет меньшую площадь, чем переднее. Недостатком данных самолетов является недостаточная продольная устойчивость.
Известны экспериментальные летательные аппараты схемы «полиплан», у которых крыло выполнено в виде крыльевой решетки, состоящей из трех и более планов. Данная схема не получила распространения из-за сложности расчетов и отсутствия теоретической базы.
Известен самолет, имеющий два крыла с изменяемым углом установки, которые расположены в носовой и хвостовой частях фюзеляжа. Предусмотрены исполнительные механизмы, способные обеспечивать требуемую подъемную силу за счет изменения угла установки крыльев, выполненных поворотными относительно шарниров. Имеется автоматическая система стабилизации с помощью интерцепторов или рулевых поверхностей, выполненная с возможностью отключения ее в момент продольного управления самолетом (RU 2244662, 20.01.2005).
Известен самолет, содержащий фюзеляж, имеющий верхнюю и нижнюю палубы, переднее крыло, расположенное в носовой части фюзеляжа, с изменяемым углом установки несущих поверхностей, и автоматическую систему продольной стабилизации с помощью интерцепторов или рулей. Дополнительно введено заднее крыло, которое расположено на верхней поверхности верхней палубы фюзеляжа, которая смещена относительно нижней палубы. Предусмотрен узел крепления и поворота переднего крыла. Крылья выполнены поворотными с осями поворота на шарнирах и с возможностью обеспечения заданного угла атаки при продольном управлении самолетом и разнесены по длине и высоте фюзеляжа для устранения аэродинамического влияния переднего крыла на заднее крыло. Переднее крыло установлено в носовой части и расположено на верхней поверхности нижней палубы фюзеляжа (RU 2286287, 27.10.2006).
Недостатки данных конструкций заключаются в паразитном перетекании воздуха из-под верхнего крыла на нижнее, а также то, что хвостовой горизонтальный стабилизатор снижает аэродинамическое качество конструкций.
Наиболее близким аналогом заявленного изобретения является самолет, содержащий комбинацию из двух крыльев, одно из которых установлено впереди, а другое - позади центра тяжести самолета, так что аэродинамический фокус изолированной комбинации крыльев совпадает с центром тяжести самолета (RU 2102287, 20.01.1998).
Задачей изобретения является создание такой конструкции двухкрыльевой системы с положительной интерференцией, которая исключала бы указанные выше недостатки и была бы простой самостабилизирующейся двухкрыльевой системой с отсутствием паразитной связи между крыльями, минимальным затенением заднего крыла и незначительным разносом масс.
Технический результат, достигаемый при реализации данного изобретения, заключается в повышении экономичности, улучшении обтекания крыльев воздухом и обеспечении продольной устойчивости летательного аппарата за счет специального расположения крыльев для образования интерференционной системы, а также в уменьшении размаха и площади аэродинамической несущей поверхности по сравнению с самолетами известных аэродинамических схем и рациональном использовании горизонтальных аэродинамических поверхностей.
Указанный технический результат достигается в двухкрыльевой системе с положительной интерференцией, содержащей переднее крыло и заднее крыло, установленное сзади и выше относительно переднего крыла, при этом в плоскостях продольного сечения системы на протяжении не менее половины размаха переднего крыла расстояние между носком профиля заднего крыла и задней кромкой профиля переднего крыла составляет 0,5-1,5 длины аэродинамической хорды профиля заднего крыла, а профиль и удлинение заднего крыла выбираются так, чтобы приращение подъемной силы по углу атаки у заднего крыла было больше, чем у переднего.
Площадь заднего крыла меньше площади переднего крыла.
Сущность заявленного изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен вид двухкрыльевой системы с положительной интерференцией (ДКСПИ) в плане; на фиг.2 - вид сечения А-А по фиг.1 продольной плоскости ДКСПИ.
Двухкрыльевая система с положительной интерференцией содержит переднее крыло 1 и заднее крыло 2, установленное сзади и выше относительно переднего крыла 1. Переднее и заднее крылья 1, 2 за счет специального расположения образуют интерференционную систему, улучшающую обтекание крыльев воздухом и обеспечивающую продольную устойчивость летательного аппарата.
Площадь переднего крыла 1 больше площади заднего крыла 2, которое расположено относительно переднего крыла 1 таким образом, что уменьшает перетекание воздуха через заднюю кромку переднего крыла 1. Кроме того, геометрические параметры заднего крыла 2 выбраны так, чтобы получить на нем больший прирост подъемной силы по углу атаки, чем на переднем крыле 1.
Сущность заявленного изобретения заключается в том, чтобы в плоскостях продольного сечения рассматриваемой крыльевой системы расстояние L между носком 3 профиля заднего крыла 2 и задней кромкой 4 профиля переднего крыла 1 составляло 0,5-1,5 длины аэродинамической хорды профиля заднего крыла 2. Данное условие должно соблюдаться на протяжении не менее половины размаха переднего крыла 1.
Рекомендация по необязательному соблюдению параметра L по всему размаху переднего крыла связана с тем, что самолету не всегда требуется чрезмерный запас по сваливанию. Например, возможность сваливания в штопор обязательна для спортивно-пилотажных и учебных самолетов, а обеспечение положительной интерференции по всему крылу приведет не к штопору, а к парашютированию.
Изобретение может быть реализовано с использованием как прямоугольных в плане, так и иных крыльев.
Принцип действия ДКСПИ заключается в том, что заднее крыло уменьшает разрежение воздуха над задней кромкой переднего крыла. В результате уменьшается перетекание воздуха из-под нижней плоскости переднего крыла на его верхнюю плоскость через заднюю кромку, и, таким образом, снижается интенсивность пограничного слоя. Поскольку интенсивность пограничного слоя определяет срывные характеристики крыла, срыв воздушного потока на переднем крыле происходит дальше от носка. Соответственно уменьшается турбулентность за передним крылом, и заднее крыло работает в ламинизированном воздушном потоке.
ДКСПИ обладает способностью самостабилизироваться по тангажу. Стабилизация осуществляется за счет того, что при увеличении угла атаки крыльевой системы уменьшается приращение углов скоса потока за передним крылом, и угол атаки заднего крыла увеличивается быстрее. Также профиль и удлинение заднего крыла выбираются так, чтобы приращение подъемной силы по углу атаки у заднего крыла была больше. В результате стабилизация осуществляется одновременно по двум составляющим, и ее запаса оказывается достаточно при центровках до 40-50% средней аэродинамической хорды (САХ) переднего крыла.
При проектировании летательного аппарата с использованием ДКСПИ необходимо добиваться, чтобы пограничный слой на переднем крыле или на большей его части был достаточно ослаблен, и при этом осуществлялось минимальное перетекание воздуха из-под заднего крыла на переднее. Такой принцип проектирования позволяет компенсировать потерю подъемной силы от перетекания воздуха между крыльями ростом подъемной силы на переднем крыле за счет улучшения его обтекаемости.
Варьированием параметра L и высоты расположения заднего крыла относительно переднего можно добиться повышения критического угла атаки ДКСПИ до значения более 30 градусов.
Параметр L зависит от удлинения крыльев. Чем больше удлинение, тем больше может быть значение L при прочих равных условиях.
За счет использования ДКСПИ достигается следующее:
1. Уменьшение размаха несущих поверхностей самолета, поскольку несущая площадь распределяется на два крыла. Кроме того, отпадает потребность в компенсации несущей площадью отрицательной подъемной силы стабилизатора.
2. Уменьшение длины летательного аппарата.
3. Снижение веса летательного аппарата из-за меньшего размаха крыльев.
4. Уменьшение разноса масс летательного аппарата из-за близкого расположения крыльев и малого веса заднего крыла.
5. Повышение эксплуатационных углов атаки.
6. Возможность отказа от механизации крыльев за счет повышения эксплуатационных углов атаки.
7. Возможность отказа от применения на летательном аппарате горизонтального стабилизатора.
ДКСПИ может быть применена для конструирования самолетов и экранопланов с улучшенными техническими и экономическими характеристиками.
С использованием ДКСПИ построен экспериментальный четырехместный экранолет (фиг.3). Ведущиеся с июня 2007 года испытания экранолета подтвердили способность ДКСПИ работать на углах атаки более 30 градусов и стабилизироваться по тангажу.