ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ И СПОСОБ ЕГО ИЗГОТОВЛЕНИЯ
AIRCRAFT AND METHOD FOR ITS MANUFACTURE

ПЕРЕКРЕСТНАЯ ССЫЛКА НА РОДСТВЕННЫЕ ЗАЯВКИ
Эта патентная заявка испрашивает приоритет европейской патентной заявки №18214252.1, поданной 19 декабря 2018 г., все раскрытие которой включено сюда путем ссылки.
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Настоящее изобретение относится к летательному аппарату и соответствующему способу изготовления указанного летательного аппарата.
В частности, летательный аппарат представляет собой самолет, конвертоплан, гиродин или гироплан.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Летательный аппарат содержит, известным образом, фюзеляж, продолжающийся вдоль первой продольной оси крена, два консольных крыла, выступающих из фюзеляжа, и хвостовой киль, выступающий консольным образом из хвостового конца фюзеляжа вдоль плоскости, содержащей первую продольную ось и расположенной вертикально, когда летательный аппарат находится на земле.
Также возможно идентифицировать систему координат с центром в центре масс летательного аппарата и содержащую в дополнение к первой оси крена:
- вторую ось тангажа, которая перпендикулярна первой оси крена и продолжается параллельно линии, соединяющей законцовки крыльев; и
- третью ось рыскания, которая перпендикулярна вышеупомянутым первой и второй осям.
Известным образом хвостовой киль содержит поворотный руль направления, который выполнен с возможностью перемещения для управления рысканием летательного аппарата.
В вышеописанном решении летательный аппарат известного типа содержит хвостовое оперение, расположенное в хвостовом участке.
Хвостовое оперение также расположено на хвостовом конце фюзеляжа, продолжаясь с обеих сторон фюзеляжа консольным образом и лежа на горизонтальной плоскости, когда летательный аппарат находится на земле.
Известным образом хвостовое оперение содержит две неподвижные поверхности, известные как стабилизаторы, к которым шарнирно прикреплены соответствующие подвижные поверхности, известные как рули высоты.
Известным в механике полета образом возможно определять:
- угол атаки летательного аппарата, равный углу, образованному между первой осью крена и проекцией вектора скорости на плоскости, образованной первой осью крена и третьей осью рыскания; и
- угол бокового скольжения летательного аппарата, равный углу, образованному между вектором скорости и плоскостью, образованной первой осью крена и третьей осью рыскания.
Изменение угла атаки и/или угла бокового скольжения летательного аппарата вызывает соответствующее изменение угла тангажа крыльев и хвостового оперения с последующим изменением создаваемых подъемных сил.
Кроме того, возможно определять устойчивость летательного аппарата как способность автономно возвращаться в прежнее пространственное положение после того, как прекращается воздействие малого возмущения, такого как порыв ветра, например, на летательный аппарат.
Конкретнее, если вышеупомянутое малое возмущение вызывает поворот вокруг второй оси тангажа и в связи с этим изменение так называемого угла атаки летательного аппарата, вышеупомянутая способность называется продольной статической устойчивостью.
С другой стороны, способность автономно возвращаться в прежнее пространственное положение после изменения угла бокового скольжения называется поперечной устойчивостью.
Пример малого возмущения, которое вызывает изменение угла бокового скольжения, представляет собой возмущение, которое вызывает поворот летательного аппарата вокруг первой оси крена. В этих обстоятельствах поворот вокруг оси крена создает неуравновешенную весовую составляющую, параллельную второй оси тангажа. Эта составляющая вызывает боковое скольжение летательного аппарата параллельно второй оси тангажа и в направлении лежащего ниже крыла с последующим изменением так называемого угла бокового скольжения летательного аппарата.
Стабилизаторы создают соответствующие подъемные силы, которые гарантируют продольную статическую устойчивость летательного аппарата. С другой стороны, рули высоты выполнены с возможностью перемещения относительно связанных стабилизаторов для управления движением по тангажу летательного аппарата вокруг второй оси.
Между тем поперечная устойчивость гарантируется килем и может быть дополнительно увеличена посредством крыльев с положительным углом поперечного V, наклоненных относительно друг друга для образования слегка наклоненной V-образной формы с вершиной на фюзеляже, со ссылкой на режим, при котором летательный аппарат находится на земле.
Фактически вышеописанное движение бокового скольжения вызывает поток воздуха, поперечный летательному аппарату, который будет сливаться с потоком вследствие горизонтального полета летательного аппарата. В результате наклона между крыльями из-за (положительного) угла поперечного V результирующее течение, которое ударяет по лежащему ниже крылу, имеет больший угол атаки, чем угол атаки противоположной поверхности. Следовательно, подъемная сила, развиваемая опущенным крылом, больше, чем подъемная сила, развиваемая другим крылом, что вызывает момент вдоль первой оси крена, который стремится возвращать летательный аппарат в невозмущенное пространственное положение.
Согласно дополнительному известному типу проектного решения, хвостовой киль и хвостовое оперение заменены двумя поверхностями управления, выступающими из хвостового конца симметрично первой продольной оси фюзеляжа и лежащими на соответствующих плоскостях, наклонных к первой оси, так, чтобы принимать V-образную конфигурацию, обычно известную в отрасли как «V-образное хвостовое оперение».
Угол, образованный каждой плоскостью, на которой лежит поверхность управления, с плоскостью, образованной первой осью крена и второй осью тангажа, называется углом поперечного V.
Это проектное решение было, например, реализовано в реактивных летательных аппаратах Beech Bonanza, Fouga Magister, Predator, Eclipse 400 и Cirrus.
Летательные аппараты с V-образным хвостовым оперением представляют интерес, поскольку по сравнению с традиционным летательным аппаратом они имеют меньшее количество компонентов и частей, меньшее аэродинамическое сопротивление в результате меньшей интерференции хвостового участка со спутной струей фюзеляжа и меньшую подверженность воздействию воздушных потоков, отклоняемых вниз крыльями.
Со ссылкой на режим горизонтального полета летательного аппарата поверхности управления создают соответствующие подъемные силы, каждая из которых имеет первую горизонтальную составляющую, параллельную второй оси тангажа, и вторую вертикальную составляющую, параллельную третьей оси рыскания.
Вторые вертикальные составляющие дают определенный уровень продольной устойчивости летательного аппарата, т.е. с точки зрения способности летательного аппарата автономно возвращаться в устойчивое пространственное положение в случае, когда порыв ветра вызывает поворот летательного аппарата вокруг второй оси тангажа.
Подъемные силы, создаваемые поверхностями управления, дают определенный уровень поперечной устойчивости летательного аппарата.
Это связано с тем, что поверхности хвостового участка ведут себя как два крыла с положительным углом поперечного V.
Конкретнее, вследствие малого возмущения, которое вызывает момент крена, летательный аппарат испытывает боковое скольжение в сторону опущенной поверхности управления.
Следовательно, подъемная сила, развиваемая опущенной поверхностью, больше, чем подъемная сила, развиваемая другой поверхностью, что вызывает момент вдоль первой оси крена, который стремится возвращать летательный аппарат в невозмущенное пространственное положение.
Для заданной крейсерской скорости уровни продольной и поперечной устойчивости, которые дают поверхности управления, однозначно определяются площадью поверхностей управления и положительным углом поперечного V.
Эти характеристики обычно определяются на стадии предварительного проектирования.
В отрасли осознают необходимость иметь способность увеличивать характеристики продольной и поперечной устойчивости летательного аппарата переменным образом по желанию и независимо друг от друга без изменения угла поперечного V и размера поверхностей управления.
В отрасли также осознают необходимость иметь способность изменять характеристики продольной и поперечной устойчивости летательного аппарата независимо друг от друга и на стадии, следующей за стадией предварительного проектирования.
EP-A-3296202 и US 4,691,878 иллюстрируют использование концевых шайб, обычно известных как «винглеты», в летательном аппарате.
В частности, эти винглеты размещены на свободных концах соответствующих крыльев и позволяют уменьшать индуктивное сопротивление, вызываемое вихрями на законцовках. Таким образом, винглеты увеличивают эффективность крыльев без необходимости эффективного удлинения крыльев.
EP-A-1568604 и US-B-5,211,538 иллюстрируют использование винглетов на соответствующих свободных концах горизонтального хвостового оперения вертолета.
DE-U-202014003490 раскрывает летательный аппарат согласно ограничительной части пункта 1 формулы изобретения и способ изготовления летательного аппарата согласно ограничительной части пункта 6 формулы изобретения.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Задачей настоящего изобретения является изготовление летательного аппарата, который позволяет удовлетворять вышеупомянутые потребности простым и недорогим образом.
Вышеуказанная задача решается с помощью настоящего изобретения в части, касающейся летательного аппарата, согласно пункту 1 формулы изобретения.
Настоящее изобретение также относится к способу изготовления летательного аппарата согласно пункту 6 формулы изобретения.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Для лучшего понимания настоящего изобретения три предпочтительных варианта выполнения изобретения описаны ниже исключительно в качестве неограничивающего примера и со ссылкой на сопровождающие чертежи, на которых:
- Фигура 1a представляет собой вид спереди первого варианта выполнения летательного аппарата, в частности, конвертоплана, изготовленного согласно принципам настоящего изобретения;
- Фигура 1b представляет собой вид спереди определенных деталей конвертоплана согласно второму варианту выполнения настоящего изобретения;
- Фигура 1c представляет собой вид спереди определенных деталей конвертоплана согласно третьему варианту выполнения настоящего изобретения;
- Фигуры 2 и 3 схематически показывают области высокого давления и низкого давления и аэродинамические силы, создаваемые на V-образном хвостовом участке каждого из первого, второго и третьего вариантов выполнения конвертоплана в случае увеличения угла атаки летательного аппарата и в случае увеличения угла бокового скольжения летательного аппарата соответственно;
- Фигуры 4 и 5 схематически показывают области высокого давления и низкого давления и аэродинамические силы, создаваемые на V-образном хвостовом участке и винглетах второго варианта выполнения конвертоплана на Фигуре 1b в случае увеличения угла атаки летательного аппарата и в случае увеличения угла бокового скольжения летательного аппарата соответственно;
- Фигуры 6 и 7 схематически показывают области высокого давления и низкого давления и аэродинамические силы, создаваемые на V-образном хвостовом участке и винглетах третьего варианта выполнения конвертоплана на Фигуре 1 с в случае увеличения угла атаки летательного аппарата и в случае увеличения угла бокового скольжения летательного аппарата соответственно;
- Фигуры 8 и 9 схематически показывают области высокого давления и низкого давления и аэродинамические силы, создаваемые на V-образном хвостовом участке и винглетах первого варианта выполнения конвертоплана на Фигуре 1а в случае увеличения угла атаки летательного аппарата и в случае увеличения угла бокового скольжения летательного аппарата соответственно;
- Фигура 10 представляет собой вид в перспективе хвостового участка первого варианта выполнения конвертоплана на Фигуре 1а;
- Фигура 11 представляет собой вид в перспективе хвостового участка второго варианта выполнения конвертоплана на Фигуре 1b;
- Фигура 12 представляет собой вид в перспективе хвостового участка третьего варианта выполнения конвертоплана на Фигуре 1 с; и
- Фигура 13 представляет собой вид в перспективе первого варианта выполнения конвертоплана на Фигуре 1.
НАИЛУЧШИЙ ВАРИАНТ ВЫПОЛНЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Со ссылкой на Фигуру 1а ссылочная позиция 1 обозначает летательный аппарат, в частности, конвертоплан, изготовленный согласно первому варианту выполнения изобретения.
Конвертоплан 1 в своей основе содержит:
- фюзеляж 2, имеющий ось А продольной протяженности;
- два консольных крыла 3, выступающих из соответствующих взаимно противоположных сторон фюзеляжа 2 и поперечных оси А; и
- две гондолы 4, вмещающие соответствующие винты 5.
Фюзеляж 2, в свою очередь, содержит носовую часть 12, расположенную спереди, и хвостовой конец 13, противоположные друг другу вдоль оси A.
Гондолы 4 наклоняются за одно целое с винтами 5 вокруг оси C относительно крыльев 3.
Ось C поперечна оси А и осям B.
Конвертоплан 1 может быть избирательно расположен:
- в конфигурации «вертолет» (Фигура 1а), в которой оси B винтов 5 перпендикулярны оси А и оси C; и
- в конфигурации «самолет» (Фигура 13), в которой оси B винтов 5 параллельны оси A и перпендикулярны оси C.
Со ссылкой на Фигуру 13 возможно определять систему координат, имеющую начало в центре масс конвертоплана 1 и образованную:
- осью A крена, вокруг которой кренится конвертоплан 1 во время движения по крену;
- осью E тангажа, которая перпендикулярна оси A крена и продолжается параллельно линии, соединяющей законцовки крыльев 3; и
- осью F рыскания, которая перпендикулярна вышеупомянутым осям A и E.
Ниже в этом описании моменты, воздействующие на конвертоплан 1 и направленные вокруг осей A, E и F, идентифицированы как «момент крена», «момент тангажа» и «момент рыскания» соответственно.
Оси A, E и F обычно известны как «главные оси».
Со ссылкой на Фигуру 13 в каждом режиме полета возможно определять угол атаки α конвертоплана 1, определенный как угол между:
- ортогональной проекцией вектора V скорости на срединную плоскость конвертоплана 1, образованную осями A и F; и
- осью A.
В любом режиме полета также возможно определять угол β бокового скольжения конвертоплана 1, определенный как угол между:
- вектором V скорости; и
- срединной плоскостью конвертоплана 1, образованной осями A и F.
Изменение угла атаки α и/или угла β бокового скольжения конвертоплана 1 вызывает соответствующее изменение угла тангажа крыльев 3.
Кроме того, возможно определять устойчивость конвертоплана 1 как способность автономно возвращаться в прежнее пространственное положение, как только прекратится воздействие малого временного возмущения, такого как порыв ветра, например, на конвертоплан 1.
Конкретнее, если вышеупомянутое малое возмущение вызывает «момент тангажа» и в связи с этим поворот вокруг оси E тангажа, вышеупомянутая способность называется продольной статической устойчивостью. Важно отметить, что вышеупомянутый «момент тангажа» также вызывает увеличение угла атаки α конвертоплана 1.
С другой стороны, способность возвращаться в прежнее пространственное положение после изменения угла β бокового скольжения называется поперечной устойчивостью.
Например, изменение угла β бокового скольжения происходит каждый раз, когда возмущение вызывает момент крена, действующий вокруг оси A крена.
Со ссылкой на Фигуры 1a, 8, 9, 10 и 13, конвертоплан 1 дополнительно содержит хвостовой участок 14, расположенный на хвостовом конце 13 фюзеляжа 2.
Этот хвостовой участок 14 содержит две поверхности 15a и 15b, расположенные симметрично относительно оси А и образующие V-образную форму.
Начиная с фюзеляжа 2, поверхности 15a и 15b расходятся друг от друга.
В показанном случае поверхности 15a и 15b расходятся друг от друга со стороны фюзеляжа 2, где расположены винты 5, когда конвертоплан 1 находится в конфигурации «вертолет».
Поверхности 15a и 15b содержат соответствующие концевые края 16a и 16b, противоположные фюзеляжу 2.
Поверхности 15a и 15b образуют соответствующие поверхности 17a и 17b, обращенные друг к другу и расположенные со стороны оси А, и соответствующие поверхности 18a и 18b, противоположные соответствующим поверхностям 17a и 17b.
Вследствие горизонтального движения конвертоплана 1 поверхности 15a и 15b создают соответствующие подъемные силы, перпендикулярные срединным плоскостям, на которых лежат поверхности 15a и 15b.
Каждая поверхность 15a и 15b содержит соответствующий винглет 19a и 19b, расположенный поперечно связанной поверхности 15a и 15b и установленный неподвижным образом относительно связанной поверхности 15a и 15b.
Более подробно, винглеты 19a и 19b продолжаются симметрично относительно срединной плоскости фюзеляжа 2, образованной осями A и F.
Предпочтительно, винглеты 19a и 19b являются плоскими.
В первом варианте выполнения конвертоплана 1, показанном на Фигурах 1a и 10, каждый винглет 19a и 19b содержит:
- соответствующую секцию 20a и 20b, которая продолжается от соответствующего края 16a и 16b со стороны соответствующей поверхности 17a и 17b; и
- соответствующую секцию 21a и 21b, которая продолжается от соответствующего края 16a и 16b со стороны соответствующей поверхности 18a и 18b.
Секции 20a и 20b содержат:
- соответствующие поверхности 25a и 25b, смежные с соответствующими поверхностями 17a и 17b поверхности 15a и 15b; и
- соответствующие поверхности 26a и 26b, противоположные соответствующим поверхностям 25a и 25b.
Секции 21a и 21b содержат:
- соответствующие поверхности 27a и 27b, смежные с соответствующими поверхностями 18a и 18b, и
- соответствующие поверхности 28a и 28b, противоположные соответствующим поверхностям 27a и 27b.
В показанном случае винглеты 19a и 19b и связанные поверхности 15a и 15b образуют соответствующие углы на краях 16a и 16b в диапазоне между 80 и 100 градусами, предпочтительно 90 градусов.
Важно отметить, что вышеупомянутые углы представляют собой углы между плоскостями, касательными к винглетам 19a и 19b и связанным поверхностям 15a и 15b на соответствующих краях 16a и 16b.
В дополнение, винглеты 19a и 19b параллельны поверхностям 15b и 15a, противоположным им.
В показанном случае средние плоскости, на которых лежат поверхности 15a и 15b, наклонены под углом 90 градусов друг к другу и имеют большую площадь, чем соответствующие винглеты 19a и 19b.
Со ссылкой на Фигуры 1b, 4, 5 и 11 ссылочная позиция 1’ обозначает конвертоплан согласно дополнительному варианту выполнения настоящего изобретения.
Конвертоплан 1’ аналогичен конвертоплану 1 и будет описан ниже только в отношении различий; там, где это возможно, одинаковые или соответствующие части конвертопланов 1 и 1’ будут обозначены одинаковыми ссылочными позициями.
В частности, конвертоплан 1’ отличается от конвертоплана 1 тем, что винглеты 19a и 19b продолжаются от краев 16a и 16b только со стороны соответствующих поверхностей 18a и 18b.
Другими словами, каждый винглет 19a или 19b продолжается от края 16a или 16b соответствующей поверхности 15a или 15b со стороны, обращенной в сторону от края 16b или 16a другой поверхности 15b или 15a.
Конкретнее, винглеты 19a и 19b содержат только секции 21a и 21b.
Со ссылкой на Фигуры 1c, 6, 7 и 12 ссылочная позиция 1” обозначает конвертоплан согласно дополнительному варианту выполнения настоящего изобретения.
Конвертоплан 1” аналогичен конвертоплану 1 и будет описан ниже только в отношении различий; там, где это возможно, одинаковые или соответствующие части конвертопланов 1 и 1” будут обозначены одинаковыми ссылочными позициями.
В частности, конвертоплан 1” отличается от конвертоплана 1 тем, что винглеты 19a и 19b продолжаются от краев 16a и 16b только со стороны соответствующих поверхностей 17a и 17b.
Другими словами, каждый винглет 19a или 19b продолжается от края 16a или 16b соответствующей поверхности 15a или 15b со стороны, обращенной по направлению к краю 16b или 16a другой поверхности 15b или 15a.
Конкретнее, винглеты 19a и 19b содержат только секции 20a и 20b.
При использовании конвертоплан 1 взлетает и приземляется в конфигурации «вертолет» и перемещается в горизонтальном полете с высокой скоростью и высотами в конфигурации «самолет».
Конвертоплан 1 может быть избирательно расположен:
- в конфигурации «вертолет» (Фигура 1а), в которой оси B винтов 5 перпендикулярны оси А и оси C; и
- в конфигурации «самолет» (Фигура 13), в которой оси B винтов 5 параллельны оси A и перпендикулярны оси C.
Со ссылкой на конфигурацию «самолет» поверхности 15a и 15b хвостового участка 14 и винглеты 19a и 19b дают необходимый уровень продольной статической устойчивости и поперечной устойчивости.
Важно подчеркнуть, что поверхности 15a и 15b и винглеты 19a и 19b показаны плоскими на Фигурах 4-9 только для простоты.
В действительности поверхности 15a и 15b и винглеты 19a и 19b имеют профили крыла с поверхностью высокого давления (обозначенной знаком «+») и поверхностью низкого давления (обозначенной знаком «-»). Эти профили крыла известным образом создают подъемную силу, направленную от поверхности низкого давления к поверхности высокого давления.
Важно подчеркнуть, что, если области высокого давления (обозначенные знаком «+») и, следовательно, области низкого давления (обозначенные знаком «-») поверхностей 15a и 15b и винглетов 19a и 19b смежны друг с другом, создается конструктивная интерференция между этими областями высокого давления/низкого давления (Фигуры 4 и 7). Эта конструктивная интерференция по существу не изменяет значения сил N1, N2; G1, G2, G; L1, L2; M1, M2; H1, H2; I1, I2, создаваемых поверхностями 15a и 15b и винглетами 19a и 19b.
И наоборот, если каждая область высокого давления (обозначенная знаком «+») поверхностей 15a и 15b и винглетов 19a и 19b смежна с соответствующей областью низкого давления (обозначенной знаком «-»), создается деструктивная интерференция между этими областями высокого давления и соответствующими областями низкого давления, смежными с ними (Фигуры 5 и 6). Эта деструктивная интерференция уменьшает значения сил G1, G2; N1, N2, создаваемых поверхностями 15a и 15b.
Также важно подчеркнуть, что на Фигурах 4-9 условия высокого давления и низкого давления, а также силы N1, N2, N; G1, G2, G; L1, L2, L; M1, M2, M; H1, H2, H; I1, I2, I, должны рассматриваться как дополнительные высокие давления/низкие давления и силы по отношению к значениям давления и силы, воздействующим на поверхности 15a и 15b и винглеты 19a и 19b, когда конвертоплан 1, 1’, 1” находится в режимах невозмущенного полета.
Функционирование поверхностей 15a и 15b описано ниже, начиная с состояния, в котором конвертоплан находится в режиме горизонтального полета с нулевым углом атаки α и нулевым углом β бокового скольжения.
Со ссылкой на Фигуры 2 и 3 показано функционирование только поверхностей 15a и 15b без использования винглетов 19a и 19b.
Конкретнее, со ссылкой на Фигуру 2 в случае, когда возмущение вызывает увеличение угла атаки α конвертоплана 1, 1’, 1”, т.е. подъем носовой части 12 конвертоплана 1, 1’, 1” относительно хвостового участка 14, поверхности 18a и 18b подвергаются высокому давлению, тогда как поверхности 17a и 17b подвергаются низкому давлению.
Это связано с тем, что увеличение угла атаки α конвертоплана 1, 1’, 1” вызывает аналогичное увеличение угла тангажа поверхностей 15a и 15b.
В связи с этим поверхности 15a и 15b развивают подъемные силы N1 и N2, направленные от поверхностей 17a и 17b к поверхностям 18a и 18b. Результирующая N сил N1 и N2 по существу параллельна оси F и прикладывается к поверхностям 15a и 15b. Эта результирующая N создает корректирующий момент вокруг оси E тангажа, который возвращает конвертоплан 1 в режим горизонтального полета.
Со ссылкой на Фигуру 3 в случае, когда возмущение вызывает увеличение угла β бокового скольжения конвертоплана 1, 1’, 1”, это приводит к изменению угла тангажа поверхностей 15a и 15b.
Это изменение вызывает:
- высокое давление на поверхности 17a и низкое давление на поверхности 18а, что касается поверхности 15a; и
- высокое давление на поверхности 18b и низкое давление на поверхности 17b, что касается поверхности 15b.
Из этого следует, что поверхность 15a создает подъемную силу G1, направленную от поверхности 17a к поверхности 18a, а поверхность 15b создает подъемную силу G2, направленную от поверхности 18b к поверхности 17b.
Результирующая подъемных сил G1 и G2 представляет собой силу G, параллельную оси E и создающую момент рыскания вокруг оси F на конвертоплане 1, который уменьшает угол β бокового скольжения и возвращает конвертоплан 1, 1’, 1” в режим невозмущенного полета с по существу нулевым углом β бокового скольжения.
Со ссылкой на Фигуры 4 и 5 показано функционирование хвостового участка 14 конвертоплана 1’ согласно второму варианту выполнения изобретения.
Согласно этому варианту выполнения, винглеты 19a и 19b содержат только соответствующие секции 21a и 21b.
Конкретнее, со ссылкой на Фигуру 4 в случае, когда возмущение вызывает увеличение угла атаки α конвертоплана 1’, т.е. подъем носовой части 12 конвертоплана 1’ относительно хвостового участка 14, поверхности 27a и 27b подвергаются высокому давлению, тогда как поверхности 28a и 28b подвергаются низкому давлению.
Таким образом, между областями высокого давления и низкого давления создается конструктивная интерференция, воздействующая на поверхности 15a и 15b и на секции 21a и 21b винглетов 19a и 19b.
Эти высокие давления и низкие давления возникают в результате увеличения угла тангажа винглетов 19a и 19b, возникающего в результате увеличения угла атаки α конвертоплана 1’.
В связи с этим в дополнение к силам N1 и N2, создаваемым поверхностями 15a и 15b (Фигура 2), хвостовой участок 14 также развивает силы L1 и L2, создаваемые винглетами 19a и 19b. Эти силы L1 и L2 имеют результирующую L, по существу параллельную оси F, которая направлена в том же направлении, что и результирующая N сил N1 и N2, и суммируется с ней. Это увеличение результирующей N+L, прикладываемой к хвостовому участку 14, увеличивает корректирующий момент вокруг оси E тангажа, который возвращает конвертоплан 1’ в режим горизонтального полета.
Другими словами, наличие винглетов 19a и 19b увеличивает уровень продольной устойчивости конвертоплана 1’.
Со ссылкой на Фигуру 5 в случае, когда возмущение вызывает увеличение угла β бокового скольжения конвертоплана, это приводит изменению угла тангажа поверхностей 15a и 15b и винглетов 19a и 19b.
В дополнение к тому, что показано на Фигуре 3, это изменение вызывает:
- высокое давление на поверхности 27a и низкое давление на поверхности 28a, что касается винглета 19a; и
- высокое давление на поверхности 28b и низкое давление на поверхности 27b, что касается винглета 19b.
Из этого следует, что винглет 19a создает подъемную силу M1, направленную от поверхности 27a к поверхности 28a, а винглет 19b создает подъемную силу M2, направленную от поверхности 28b к поверхности 27b.
Таким образом, между областями высокого давления и областями низкого давления создается деструктивная интерференция, воздействующая на поверхности 15a и 15b и на секции 21a и 21b винглетов 19a и 19b. Это вызывает уменьшение сил G1 и G2 по сравнению с состоянием на Фигуре 2.
Результирующая подъемных сил M1 и M2 представляет собой силу М, параллельную оси E, которая суммируется с уменьшенной результирующей G сил G1 и G2 и создает момент рыскания вокруг оси F на конвертоплане 1’, который уменьшает угол β бокового скольжения и возвращает конвертоплан 1’ в режим невозмущенного полета с по существу нулевым углом β бокового скольжения.
Поскольку силы G1 и G2 уменьшены по сравнению с состоянием на Фигуре 2 из-за вышеупомянутой деструктивной интерференции, наличие винглетов 19a и 19b по существу не изменяет уровень поперечной устойчивости конвертоплана 1’.
Другими словами, результирующая G+M в конфигурации на Фигуре 5 по существу равна результирующей G в конфигурации на Фигуре 3.
Со ссылкой на Фигуры 6 и 7 показано функционирование хвостового участка 14 конвертоплана 1” согласно третьему варианту выполнения изобретения.
Согласно этому варианту выполнения, винглеты 19a и 19b содержат только соответствующие секции 20a и 20b.
Конкретнее, со ссылкой на Фигуру 6 в случае, когда возмущение вызывает увеличение угла атаки α конвертоплана 1”, т.е. подъем носовой части 12 конвертоплана 1” относительно хвостового участка 14, поверхности 25a и 25b подвергаются высокому давлению, тогда как поверхности 26a и 26b подвергаются низкому давлению.
Эти высокие давления и низкие давления возникают в результате увеличения угла тангажа винглетов 19a и 19b, возникающего в результате увеличения угла атаки α конвертоплана 1”.
Таким образом, между областями высокого давления и низкого давления создается деструктивная интерференция, воздействующая на поверхности 15a и 15b и на секции 20a и 20b винглетов 19a и 19b. Это вызывает уменьшение сил N1 и N2 по сравнению с состоянием на Фигуре 2.
Кроме того, в дополнение к силам N1 и N2, создаваемым поверхностями 15a и 15b (Фигура 2), хвостовой участок 14 также развивает силы H1 и H2, создаваемые винглетами 19a и 19b. Эти силы H1 и H2 имеют результирующую H, по существу параллельную оси F, которая суммируется с уменьшенной результирующей N сил N1 и N2. Это увеличение результирующей, прикладываемой к хвостовому участку 14, увеличивает корректирующий момент вокруг оси E тангажа, который возвращает конвертоплан 1” в режим горизонтального полета.
Поскольку силы N1 и N2 уменьшены по сравнению с состоянием на Фигуре 2 в связи с вышеупомянутой деструктивной интерференцией, наличие винглетов 19a и 19b по существу не изменяет уровень продольной устойчивости конвертоплана 1”.
Другими словами, результирующая N+H в конфигурации на Фигуре 6 по существу равна результирующей N в конфигурации на Фигуре 2.
Со ссылкой на Фигуру 7 в случае, когда возмущение вызывает увеличение угла β бокового скольжения конвертоплана, это приводит к изменению угла тангажа поверхностей 15a и 15b и винглетов 19a и 19b.
В дополнение к тому, что показано на Фигуре 3, это изменение вызывает:
- высокое давление на поверхности 25a и низкое давление на поверхности 26а, что касается винглета 19a; и
- высокое давление на поверхности 26b и низкое давление на поверхности 25b, что касается винглета 19b.
Из этого следует, что винглет 19a создает подъемную силу I1, направленную от поверхности 25a к поверхности 26а, а винглет 19b создает подъемную силу I2, направленную от поверхности 26b к поверхности 25b.
Результирующая подъемных сил I1 и I2 представляет собой силу I, параллельную оси E. Эта результирующая сила I представляет собой силу, параллельную оси, которая суммируется с результирующей G сил G1 и G2 и создает момент рыскания вокруг оси F на конвертоплане 1”, который уменьшает угол β бокового скольжения и возвращает конвертоплан 1” в режим невозмущенного полета с по существу нулевым углом β бокового скольжения.
Другими словами, наличие винглетов 19a и 19b увеличивает уровень поперечной устойчивости конвертоплана 1”.
Со ссылкой на Фигуры 8 и 9 показано функционирование хвостового участка 14 конвертоплана 1 согласно первому варианту выполнения изобретения.
Согласно этому варианту выполнения, винглеты 19a и 19b содержат обе соответствующие секции 20a и 20b и соответствующие секции 21a и 21b.
Конкретнее, со ссылкой на Фигуру 8 в случае, когда возмущение вызывает увеличение угла атаки α конвертоплана 1, т.е. подъем носовой части 12 конвертоплана 1 относительно хвостового участка 14, создаются ранее описанные силы H1, H2, L1 и L2 в дополнение к силам N1 и N2 и в том же направлении, что и силы N1 и N2.
В связи с этим создается общая результирующая N+H+L, параллельная оси F, с последующим дополнительным увеличением стабилизирующего корректирующего момента вокруг оси E тангажа, который возвращает конвертоплан 1 в режим горизонтального полета.
Со ссылкой на Фигуру 9 в случае, когда возмущение вызывает увеличение угла β бокового скольжения конвертоплана, создаются ранее описанные силы I1, I2, M1 и M2 в дополнение к силам G1 и G2.
В связи с этим создается общая результирующая G+I+M, параллельная оси E, с последующим дополнительным увеличением стабилизирующего момента рыскания вокруг оси F на конвертоплане 1, который уменьшает угол β бокового скольжения и возвращает конвертоплан 1 в режим невозмущенного полета с по существу нулевым углом β бокового скольжения.
Из исследования конвертоплана 1, 1’, 1” и способа согласно настоящему изобретению очевидны преимущества, которые могут быть достигнуты с помощью них.
В частности, винглеты 19a и 19b, выполненные на поверхностях 15a и 15b хвостового участка 14, позволяют увеличивать продольную устойчивость и поперечную устойчивость конвертоплана 1.
Другими словами, винглеты 19a и 19b позволяют автономно и стабильно возвращать конвертоплан 1, 1’, 1” в его первоначальное пространственное положение в случае возмущений из-за порывов ветра, например, которые вызывают изменение угла атаки α и угла β бокового скольжения конвертоплана 1.
Это увеличение продольной и поперечной устойчивости происходит таким образом, что его можно модулировать по желанию, т.е. возможно получать увеличения уровней продольной и поперечной устойчивости на величины, которые независимы друг от друга и могут быть изменены по желанию.
Важно подчеркнуть, что увеличение продольной и поперечной устойчивости не имеет отношения к уменьшению индуктивного сопротивления, получаемому известным образом посредством применения винглетов на участках законцовок соответствующих крыльев.
Кроме того, винглеты 19a и 19b позволяют изменять значения продольной и поперечной устойчивости независимо от угла поперечного V и протяженности поверхностей 15a и 15b хвостового участка 14.
Таким образом, возможно устанавливать размеры поверхностей 15a и 15b с предварительным значением продольной и поперечной устойчивости на стадии предварительного проектирования и размер винглетов 19a и 19b только на более поздней стадии в случаях, когда становится необходимо изменять это значение.
Наконец, поскольку винглеты 19a и 19b соответственно параллельны поверхностям 15b и 15а, противоположным им, воздействия отрицательной аэродинамической интерференции между этими винглетами 19a и 19b и поверхностями 15b и 15а уменьшается. Это позволяет повышать общее значение сил L1, L2; M1, M2; H1, H2; I1, I2, создаваемых винглетами 19a и 19b, с очевидным улучшением продольной и поперечной устойчивости конвертоплана 1, 1’, 1”.
Вышеупомянутое преимущество дополнительно усиливается, когда угол между каждым винглетом 19a или 19b и связанной поверхностью 15a или 15b равен или близок к 90 градусам.
Наконец, ясно, что могут быть выполнены модификации и вариации конвертоплана 1, 1’, 1” и соответствующего способа изготовления, изложенных здесь, без отклонения от объема охраны, определенного в формуле изобретения.
В частности, вместо конвертоплана летательный аппарат может представлять собой вертолет, самолет или гиродин.