СПОСОБ УВЕЛИЧЕНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ, ПРЕИМУЩЕСТВЕННО КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
METHOD OF INCREASING AIRCRAFT WING LIFT

Предлагаемое изобретение относится к области авиации, а также к иным областям техники, предусматривающих использование аэродинамической и гидродинамической подъемной силы, например к области ветроэнергетики, судов на подводных крыльях и т.п.
Общеизвестны и широко освещены в литературе способы создания аэродинамической или гидродинамической подъемной силы, проблемы улучшения аэродинамических характеристик крыльев летательных аппаратов, а также аэродинамических несущих поверхностей иного назначения - аэродинамических поверхностей, используемых в конструкциях ветроэнергетических установок, аэросанях и т.п. Улучшение аэродинамических характеристик несущей поверхности представляет собой одну из главных задач, возникающих при проектировании конкретного летательного аппарата или же иного устройства. Очевидно, что помимо постоянного совершенствования конструкций несущих поверхностей при вводе в эксплуатацию новых образцов техники, существует проблема улучшения аэродинамических характеристик уже существующих (уже изготовленных) несущих поверхностей, а также проблема улучшения эксплуатационных характеристик выпускаемых образцов техники без проведения исследовательских и проектных работ, предусматривающих коренной пересмотр существующей конструкции. Одно из подобных решений выбрано в качестве прототипа предлагаемого изобретения, см. патент RU 2104220, ЦАГИ, опубликованный 10.02.1998. В известном из RU 2104220 изобретении предложен выдув на верхнею поверхность крыла летательного аппарата одной или нескольких щелевых струй из верхней части носовой кромки крыла. В результате заданного режима выдува щелевых струй и дополнительного ускорения верхнего обтекающего потока обеспечивается увеличение подъемной силы крыла, создается значительная подсасывающая сила. Недостатки известной технологии повышения аэродинамических качеств несущей поверхности, энергетической механизации очевидны и заключаются в необходимости коренной модернизации летательного аппарата системой выдува и системой управления режимами выдува щелевых струй, при общем снижении надежности летательного аппарата из-за сомнительной надежности предложенных средств выдува, расходования энергии для сжатия воздуха и т.п.
В свою очередь предлагаемое изобретение представляет собой дальнейшее совершенствование средств и технологий улучшения аэродинамических характеристик и позволит улучшить аэродинамические характеристики несущей поверхности, в первую очередь крыла летательного аппарата, при сохранении общей надежности объекта техники, например, летательного аппарата, а также позволит производить модернизацию существующих летательных аппаратов. Особенно целесообразной такая модернизация становится для летательных аппаратов и крыловых профилей иного назначения, эксплуатируемых на дозвуковых скоростях.
Ожидаемый технический результат достигается при использовании способа увеличения подъемной силы аэродинамической несущей поверхности, преимущественно крыла летательного аппарата, предусматривающего формирование со стороны нижней передней, кромки несущей поверхности конфузора с использованием существующей аэродинамической несущей поверхности и, по меньшей мере, одного дополнительного аэродинамического профиля (щитка). Соответственно, предлагается использование аэродинамической несущей поверхности, включающей существующую аэродинамическую несущую поверхность, преимущественно крыло летательного аппарата, и, по меньшей мере, один дополнительный аэродинамический профиль (щиток), расположенные друг относительно друга, с образованием конфузора с нижней стороны передней кромки несущей поверхности, в направлении нижней поверхности крыла. Дополнительный аэродинамический профиль (щиток) располагают под существующей аэродинамической поверхностью. Дополнительный аэродинамический профиль (щиток) выбирают из перечня, включающего: фиксированный профиль, цельноповоротный профиль, поворотный профиль с разными осями вращения, разрезной профиль, цельновыдвижной профиль.
Предложенное изобретение поясняется чертежами (фиг.1÷6), где поясняются возможные варианты исполнения крыла, модернизированного предложенным образом, включая использование сверхкритического профиля (фиг.2), крыла с закрылком (фиг.3), крыла - лопасти винта (фиг.4), крыла - лопасти вертолета (фиг.5), крыла - лопасти ветроэнергетической станции (фиг.6).
Предложенная усовершенствованная аэродинамическая несущая поверхность включает существующую аэродинамическую несущую поверхность, то есть уже изготовленную или же уже спроектированную несущую поверхность (крыло летательного аппарата и т.п.) и дополнительный аэродинамический профиль, образующий конфузор (сужающийся канал, сужающуюся щель). Конфузор расположен со стороны передней нижней кромки (носовой, конфузорной части крыла) существующей несущей поверхности и протяжен вдоль ее нижней передней кромки в направлении нижней поверхности крыла (см. фиг.1-8). Таким образом, будут значительно повышены несущие свойства крыла или иной поверхности на малых дозвуковых скоростях и за счет увеличения подсасывающей силы, создания реактивной струи будет снижено сопротивление крыла. Соответственно, способ увеличения подъемной силы аэродинамической несущей поверхности будет заключаться в дополнении изготовленного крыла летательного аппарата аэродинамическим профилем или же совокупностью таких профилей (фиг.1÷6). Такое дополнение может быть выполнено любым приемлемым, исходя из прочностных и аэродинамических расчетов, креплением дополнительного профиля (щитка) на крыло или иную несущею поверхность летательного аппарата известных марок в условиях предприятия авиационной промышленности или же авиаремонтного завода или же быть частью усовершенствованного производственного процесса летательного аппарата известной конструкции. Описанным выше образом сможет быть осуществлена модернизация всех видов известных и перспективных крыловых профилей: дозвуковых, трансзвуковых, сверхзвуковых, изменяемой геометрии с любыми видами механизации, а также для иных, чем крыло несущих поверхностей (наплывов крыла и т.д.). Хорда дополнительного аэродинамического профиля (щитка) обычно 20-25% от хорды крыла. Следует отметить особенную эффективность использования изобретения совместно с отклоняемым носком.
Эффективность использования предложенной аэродинамической несущей поверхности может быть обоснована следующим образом.
При нулевых, отрицательных углах атаки и дозвуковой скорости движения в образуемом конфузоре поток после торможения ускоряется практически кратно коэффициенту сужения, что создает реактивную струю. Сумма изменений статического и динамического давления в конфузоре равна нулю, без учета потерь на поверхностное трение. Из-за особенностей дозвукового обтекания носовой кромки крыла, поток «ложится» на дополнительный аэродинамический профиль (щиток) с большим углом атаки и на внешней к конфузору, подветренной стороне дополнительного аэродинамического профиля (щитка), поток механически значительно тормозится, но при этом реактивная струя восстанавливает полное давление в механически заторможенном потоке, обтекающего нижнюю поверхность крыла. Таким образом получаем нижний, механически заторможенный, поток с коэффициентом восстановления полного давления, близким к единице, и значительную реактивную струю (тягу) из конфузора.
При положительных углах атаки на внутренней к конфузору, подветренной, передней кромке дополнительного аэродинамического профиля (щитка) образуется присоединенный разгонный вихрь, который значительно ускоряет поток, уходящий на верхнюю часть крыла, значительно ускоряет поток, обтекающий верхнюю часть крыла. При этом в конфузоре из-за присоединенного разгонного вихря возникает значительное разряжение, которое создает значительную носовую подсасывающую силу и заставляет точку разделения потока сместится вниз и назад, подобно описанному в вышеуказанном патенте RU 2104220, полученному в экспериментах ЦАГИ с выдувом высоконапорной струи на верхнюю часть крыла из носовой кромки.
Таким образом, при установке дополнительного аэродинамического профиля (щитка) со стороны нижней, передней кромки крыла с образованием конфузора в направлении нижней поверхности крыла получаем:
1) На положительных углах атаки образуется выгодный присоединенный разгонный вихрь, который значительно ускоряет поток, обтекающий сверху крыло. Из-за присоединенного разгонного вихря в конфузоре создается значительное разряжение и подсасывающая сила. Точка разделения потока смещается вниз и к задней кромке крыла.
2) На нулевых и отрицательных углах атаки поток, обтекающий нижнюю поверхность крыла, значительно механически тормозится, но при этом реактивная струя из конфузора восстанавливает полное давление внешнего заторможенного потока.
Следовательно, на положительных углах атаки поток дополнительно ускоряется над верхней стороной крыла, дополнительно увеличиваются разряжение и подъемная сила известного крыла. А на нулевых и отрицательных углах атаки поток, обтекающий нижнюю поверхность крыла, дополнительно значительно тормозится с коэффициентом восстановления полного давления, близкого к единице, при этом статическое давление под крылом значительно, дополнительно возрастает, увеличивая подъемную силу известного крыла.
При этом увеличение подъемной силы крыла может происходить без увеличения угла атаки, угла скоса потока. Очевидно, что, регулируя степень сужения конфузора и интенсивность присоединенного разгонного вихря, соответственно, скорость потока за ними, можно обеспечить регулирование подъемной силы крыла и, в перспективе, отказаться от использования закрылков, элеронов, флапперонов, щелевых предкрылков, отклоняемых носков.
Таким образом, предложен способ увеличения подъемной крыла, лопасти винта с одновременным снижением сопротивления. Крыло, модернизированное таким способом, обеспечивает простоту модернизации и повышения эксплуатационных характеристик летательных аппаратов при сохранении общей надежности летательного аппарата. Помимо авиации предлагаемое изобретение сможет быть использовано в ветроэнергетики, конструкциях наземных транспортных средств (аэросаней и т.п.), лопастей движителей, судостроении и др.