ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Полезная модель относится к области создания летательных аппаратов.
Известна классическая конструкция летательного аппарата, состоящего из фюзеляжа, прикрепленных к нему двух (или двух пар) симметричных относительно оси летательного аппарата консолей и хвостового оперения [1].
Данная конструкция имеет ряд недостатков:
- с увеличением угла атаки до 15-16° и выше на крыле начинается срыв воздушного потока, приводящий к резкому уменьшению подъемной силы, что ведет к потере маневренных качеств летательного аппарата и к снижению уровня безопасности полета;
- для обеспечения приемлемых взлетно-посадочных характеристик при уменьшении подъемной силы на малых скоростях и больших углах атаки необходимо применение механизации крыла, что ведет к усложнению конструкции и увеличению веса летательного аппарата;
- поскольку давление воздуха на нижней части крыла больше, чем на верхней, на концах крыла происходит перетекание воздуха с нижней части на верхнюю, в результате чего образуются мощные вихри, создающие так называемое индуктивное сопротивление, что ведет к необходимости затраты дополнительной энергии на его преодоление;
- поскольку крыло испытывает большие нагрузки, много внимания уделяется его прочности, что ведет к увеличению веса крыла и, как следствие, к уменьшению веса полезного груза.
Известны разработки, направленные на устранения эффекта перетекания воздушного потока с нижней на верхнюю часть крыла путем применения так называемого кольцевого крыла [2] (сечение крыла в вертикальной плоскости, перпендикулярной направлению полета, имеет форму окружности). Данные проекты не нашли широкой практической реализации потому, что кольцевое крыло не создавало достаточной подъемной силы для выполнения нормального взлета и посадки (только для условий вертикального взлета и посадки), не позволяло осуществлять эффективное маневрирование, т.к. в любом положении летательного аппарата значительная часть крыла практически исключалась из процесса создания подъемной силы.
Известна конструкция летательного аппарата с крылом виде замкнутого контура, состоящего из двух пар (верхняя и нижняя) консолей, каждая из которых представляет собой прямое крыло классической формы. Концы каждой пары соединены между собой, корневые части нижней пары присоединены к фюзеляжу с хвостовым оперением, а верхней - к верхней части киля. В результате крыло в вертикальной и горизонтальной проекциях имеет форму ромба, а фюзеляж самолета находится в замкнутом контуре, образованном соединенными консолями. [3]
Известное устройство имеет ряд недостатков, которые не позволили использовать положительный эффект от применения замкнутой формы крыла.
Ромбовидная в проекции спереди и сверху форма крыла не предотвращает срыв потока с крыла на больших углах атаки, не позволяет использовать энергию потока воздуха, проходящего через замкнутый контур, формирующую усилия в виде дополнительной подъемной силы, наличие законцовок в месте стыковки концов верхней и нижней части крыла не избавляет от перетекания воздуха снизу вверх и в результате индуктивное сопротивление снижается незначительно, не полностью (около 30% по отношению к кольцевому крылу) решает проблему увеличения прочности замкнутой конструкции. Выше перечисленные недостатки снижают как маневренность летательного аппарата, так и эксплутационные характеристики (уменьшение длин разбега и пробега, скоростей взлета и посадки и т.д.), а также аэродинамического качества и прочностные характеристики замкнутого крыла.
Задачей полезной модели является повышение маневренности летательного аппарата и его эксплуатационных характеристик, а так же увеличение аэродинамического качества и прочностных характеристик замкнутого крыла.
Поставленная задача решается следующим образом. Предложен летательный аппарат, состоящий из фюзеляжа с хвостовым оперением и крылом, выполненным в виде замкнутого контура, причем крыло выполнено в виде эллипса в вертикальной плоскости, с горизонтальной большой осью и с соотношением осей 2,5-3,5, причем, при сечении крыла вертикальной плоскостью, проходящей через малую ось эллипса перпендикулярно большой оси эллипса, сечение верхней части крыла смещено относительно сечения нижней части на величину не более длины хорды профиля крыла, которая составляет 0,4-0,6 величины малой оси эллипса.
Предложенная конструкция позволяет:
- предотвратить срыв потока воздуха с поверхностей крыла при увеличить угол атаки выше 16°;
- создать дополнительную подъемную силу, обеспечивающую хорошие взлетно-посадочные характеристики без применения механизации крыла;
- значительного уменьшить индуктивное сопротивление;
- увеличить прочность крыла без увеличения его веса.
На фиг.1 представлена схема предлагаемого летательного аппарата.
На фиг.2 представлено сечение А-А крыла летательного аппарата вертикальной плоскостью, проходящей через малую ось эллипса, перпендикулярно большой оси эллипса.
Крыло 1, установлено на фюзеляж с хвостовым оперением 2, причем крыло состоит из верхней части 3 и нижней части 4. Хорда профиля крыла обозначена позицией 5.
При движении предлагаемого летательного аппарата в воздухе набегающий воздушный поток создает подъемную силу за счет обтекания профиля крыла, установленого на фюзеляж с хвостовым оперением 2 (аналогично созданию подъемной силы на известных конструкциях крыла). Соотношение осей эллипса равное 2,5-3,5 при горизонтальной большой оси обеспечивает участие в создании подъемной силы за счет обтекания профиля крыла 82-90% площади крыла. Уменьшение соотношения меньше 2,5 ведет к значительному уменьшению этой доли площади крыла и к уменьшению подъемной силы. Увеличение этого соотношения более 3,5, равно как и увеличение длины хорды 5 более 0,6 малой оси эллипса, ведет к появлению взаимного аэродинамического влияния между верхней 3 и нижней 4 частями крыла 1, тоже вызывающего уменьшение подъемной силы. Кроме подъемной силы, создаваемой за счет обтекания воздушным потоком профиля крыла, создается и дополнительная подъемная сила за счет отклонения потока воздуха, проходящего внутри замкнутого контура крыла, вниз на величину, зависящую от угла установки и угла атаки крыла. При уменьшении длины хорды 5 менее 0,4 малой оси эллипса отклонение потока воздуха затрудняется и дополнительная подъемная сила уменьшается. Создан рабочий макет летательного аппарата с овальным крылом 1 замкнутого типа с большой осью 7,5 м и малой осью 2,4 м, с длиной хорды 5, равной 1,3 м и со смещением b верхней части крыла относительно нижней в сечении вертикальной плоскостью, проходящей через малую ось эллипса перпендикулярно большой оси эллипса равным 0,16 м. При его испытаниях величина дополнительной подъемной силы достигала 45-50% от суммарной подъемной силы крыла.
Воздух, попавший в замкнутый контур крыла 1, не имеет возможности из него выйти раньше, чем достигнет его задней кромки. Он препятствует срыву потока с верхней поверхности нижней части крыла 4, а при выходе из замкнутого контура он «притягивает» за счет эжекции воздух к внешней поверхности крыла, что препятствует срыву потока с верхней поверхности верхней части крыла 3. Этот эффект вместе с эффектом создания дополнительной подъемной силы фактически выполняет ту же функцию, какую выполняет механизация крыла на известных конструкциях крыла. При длине хорды 5 менее 0,4 малой оси эллипса или при смещении b верхней части крыла относительно нижней в сечении вертикальной плоскостью, проходящей через малую ось эллипса перпендикулярно большой оси эллипса, как показано на фиг.2, на величину более длины хорды этот эффект не проявляется. При испытаниях модели крыла, созданной по пропорциям рабочего макета, в гидроканале срыв потока на крыле не наблюдался до углов атаки 50°.
Наличие замкнутого контура с плавным переходом от нижней части 4 к верхней 3 и отсутствие большого смещения b верхней части крыла 3 относительно нижней 4 в сечении вертикальной плоскостью, проходящей через малую ось эллипса перпендикулярно большой оси эллипса, препятствует перетеканию воздуха с нижних поверхностей верхней 3 и нижней 4 частей крыла на их верхние поверхности, в результате чего практически отсутствует индуктивное сопротивление. При смещении b верхней части крыла 3 относительно нижней 4 на величину более длины хорды 5 этот эффект не проявляется. При испытаниях летательного аппарата в гидроканале, завихрения на концах крыла не наблюдались. В процессе испытаний рабочего макета летательного аппарата с овальным крылом замкнутого типа наблюдался разгон на разбеге значительно энергичнее, чем мог обеспечить установленный на макете двигатель при реальном весе макета и известной классической конструкцией крыла. Это свидетельствует о значительном снижении индуктивного сопротивления.
Используемая литература:
1. Лебедев А.А., Стражева И.В., Сахаров Г.И. Аэромеханика самолета. Москва, Государственное издательство оборонной промышленности 1955 г, стр.165-168.
2. Ружицкий Е.И. Европейские самолеты вертикального взлета. Москва, Астрель ACT 2000 г. стр.247, 249.
3. Разработка и испытание дистанционно пилотируемых летательных аппаратов с замкнутым крылом - Авиастроение-экспресс-информация №24 Москва 1986 г стр.1-11. - прототип.