АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AERODYNAMIC SURFACE OF AN AIRCRAFT

Настоящее изобретение касается авиационной техники, а именно различных летательных аппаратов, использующих неподвижно установленные, подвижные, вращающиеся и машущие аэродинамические поверхности для создания аэродинамических сил и моментов. Изобретение предположительно относится к рубрике B64C 7/00 МКИ.
Из уровня техники известны также отклоняемые аэродинамические поверхности устанавливаемые на задних кромках неподвижных либо переставных аэродинамических поверхностей и выступающие в роли аэродинамических рулей в различных типах самолетов, планеров, вертолетов и других транспортных средств, взаимодействующих с воздушной средой. При отклонении подвижной части аэродинамической поверхности от сбалансированного по потоку состояния, приводит к возникновению шарнирных моментов, затрудняющих управление величиной аэродинамических сил и моментов.
В связи с этим следует отметить известную из уровня техники роговую компенсацию рулей, описание которой приводится в книге «Основы авиации» Г.А. Никитин. Е.А. Баканов. М. Транспорт, 1984, стр. 105-106. Конструктивно роговая компенсация рулей представляет собой часть руля, расположенную впереди оси шарниров и выполненную в виде «рога», чаще всего трапециевидной или прямоугольной формы и обеспечивающую создание аэродинамического момента, знак которого противоположен основному шарнирному моменту.
Общим недостатком роговой компенсации шарнирного момента руля является ограниченная рамками законов ламинарного обтекания эффективность управления, что требует во многих случаях применения сложных тяжелых и дорогостоящих бустеров для снижения нагрузок на пилота.
Известно горизонтальное оперение радиоуправляемой пилотажной модели самолета «AMR Ultimate Biplane», производимого австралийской компанией «Precision Aerobatics», фотографии которого размещены в сети Интернет по адресам htto://www.fiahtinamvalz.com/amrbipe.htrnl и http://i292.photobucket.com/atbums/mm7/Malavsianflver/RC%20Pictures%2019-09-2010%20at%20Bkt%20Jelutona/IMG 0284.jpg
Данная аэродинамическая поверхность выполнена с, по меньшей мере, двумя клиновидными зубьями, каждый из которых выполнен с, по меньшей мере, одной заостренной входящей кромкой и установлен с возможностью генерирования вихревых жгутов на стороне пониженного давления при асимметричном обтекании аэродинамической поверхности. В сущности, данная аэродинамическая поверхность является одним из вариантов реализации роговой компенсации руля высоты, при котором расположенная впереди оси навески руля часть руля высоты выполнена в виде двух зубьев треугольной формы, при этом скошенные по направлению друг к другу грани зубьев имеют острые входящие кромки, постепенно выходящие в поток с образованием ножницеобразных щелей при отклонении руля высоты от нейтрального положения более чем на 5-7 градусов.
В результате на стороне разрежения руля высоты формируются завихрения, зоны разрежения которых распространяются по всей хорде руля высоты и тем самым увеличивают создаваемый рулем высоты предельный момент тангажа Mz max, что позволяет данной модели выполнять сложнейшие фигуры 3D пилотажа, в том числе вращение вокруг оси Z в темпе не менее 500 градусов в секунду, которое обеспечивается не в последнюю очередь низким демпфирующим моментом тангажа бипланной коробки, когда ось вращения самолета располагается между верхним и нижним крыльями.
Недостатком данного технического решения является его ограниченная промышленная применимость, в частности невозможность использования создаваемого зубьями руля высоты вихревой подъемной силы для увеличения несущей способности аэродинамических поверхностей большого относительного удлинения.
К решениям, конструктивно наиболее близким к предложенному изобретению относятся варианты исполнения передней кромки аэродинамической поверхности, обеспечивающие повышение ее несущей способности за счет улучшения передачи энергии от набегающего потока в пограничный слой на верхней поверхности крыла через генерирование вихревых жгутов.
Среди подобных решений следует отметить «Мотогондолу самолета, содержащую средства генерации вихрей», описание которой приводится в заявке на патент США US 2010/0176249 A1, дата публикации 15.07.2010, дата приоритета 16.06.2008. Данные средства генерации вихрей представляют собой гребни с острыми рабочими кромками, установленные по боками гондолы турбовентиляторного двигателя самолета, при этом форма и расположение гребней на повышенных углах атаки обеспечивают формирование устойчивых вихревых жгутов, прилегающих к верхней поверхности крыла самолета и увеличивающих за счет создания зон высокого разрежения Су крыла на режимах взлета и посадки, что улучшает взлетно-посадочные характеристики самолета.
Кроме того, прилегающие к верней поверхности крыла вихревые жгуты разделяют продольно движущийся пограничный слой на верхней поверхности крыла на отдельные участки, что уменьшает вероятность миграции зон отрыва пограничного слоя по размаху крыла, что в свою очередь, повышает допустимые угловые скорости крена на малых скоростях полета.
Данное техническое решение является примером удачного применения эффектов вихревой аэродинамики к крыльям большого относительного удлинения.
Недостатком данного технического решения является его узкая промышленная применимость, ограниченная самолетами с подкрыльевым расположением двигателей.
Известно также «крыло с генераторами вихрей на передней кромке», описание которого приводится в патенте США №7900871 от 8.03.2011. Данное крыло включает в себя наплывы треугольной формы, расположенные на верхней поверхности крыла вблизи передней кромки, при этом высота образуемых наплывами и верхней поверхностью крыла клиновидных уступов увеличивается по направлению от передней к задней кромке крыла.
Недостатком данного технического решения является повышение Cx крыла на малых углах атаки при крейсерских режимах полета, так как генераторы вихрей, расположенные на верхней поверхности крыла позади его передней кромки не могут быть «выключены» за счет расположения по потоку при углах атаки, соответствующих крейсерской скорости полета. Этот недостаток частично нивелирует преимущества в маневренности и безопасности полета от роста энергии пограничного слоя на больших углах атаки.
В качестве примера более полного использования преимуществ вихревой подъемной силы можно привести крыло с корневым наплывом и отклоняемым носком консолей, примененное, в частности на самолете F18A «Super Hornet», фотография которого в режиме полета на больших углах атаки размещена в сети Интернет по адресу httD://members.chello.nl/i.meiiers3/F-18-Vapour.ipq
Преимуществом данного крыла является возможность активного маневрирования самолета на углах атаки порядка 35-40 градусов, что превышает критический угол атаки для ламинарно обтекаемого крыла.
Недостатком данного крыла является знакопеременная перебалансировка самолета при изменении угла атаки, при этом нелинейность зависимости смещения аэродинамического фокуса от угла атаки возрастает по мере увеличения аэродинамической эффективности корневого наплыва, осуществляемой за счет увеличения его длины и заострения входящих кромок, что требует применения на самолете, крыло которого имеет высокоэффективный и протяженный корневой наплыв, быстродействующих электродистанционных систем управления. Именно по этой причине самолет Миг 29 первых серий, не оснащенный ЭДСУ в продольном канале имеет относительно короткий корневой наплыв с притупленной рабочей кромкой, а оснащенный быстродействующей ЭДСУ «Super Horneb F18 А - длинный и острый корневой наплыв. При этом наиболее современный и совершенный самолет семейства МиГ-29 - МиГ-35, оснащен ЭДСУ и также имеет острую входящую кромку корневого наплыва. Тем не менее, следует отметить, что проблемы с «вихревой» перебалансировкой при изменении угла атаки свойственны только многорежимным самолетам с крылом малого удлинения, максимальная хорда которого по основанию корневого наплыва, как правило, превышает половину общей длины самолета, а цельноповоротное горизонтальное оперение расположено почти вплотную к задней кромке крыла.
Известна также «волнистая аэродинамическая поверхность», описание которой приводится в заявке на патент США US 2012/0061522 А1 дата публикации 15.03.2012, дата подачи 13.09.2010. Данное техническое решение направлено на повышение аэродинамического качества поверхности и ее несущей способности на больших углах атаки. Отличием от классического аэродинамического профиля является наличие трехмерной волновой текстуры, распространяющейся по размаху поверхности. В качестве дополнительно преимущества заявлено снижение шума.
Недостатками данной аэродинамической поверхности являются ограниченная эффективность на больших углах атаки, так как волнистая передняя кромка, в отличие от развитого корневого наплыва крыла, не способна сформировать достаточно мощные завихрения. Кроме того, следует отметить сложность изготовления, так как волнистая форма придается всей аэродинамической поверхности.
Известна также «хвостовая аэродинамическая поверхность самолета с частично волнистой передней кромкой» описание которой приводится в патенте США №8,789,793 от 29.07.2014. Данное техническое решение направлено на повышение безопасности полетов в сложных метеоусловиях, а именно на предотвращение авиационных происшествий, вызванных обледенением передней кромки горизонтального оперения. Технически это становится возможным за счет того, что согласно экспериментальным данным, на волнистой поверхности передней кромки происходит концентрация обледенения на ее пиках и во впадинах, оставляя между ними свободные ото льда участки, через которые энергия набегающего потока может быть передана пограничному слою аэродинамической поверхности, в том числе при помощи образующихся на кромках ледяных бугорков вихрей, что в свою очередь задерживает срыв потока с горизонтального оперения.
Недостатком данного технического решения является ограниченность его промышленной применимости.
Известен также самолет МиГ 23 МЛД, описание аэродинамических особенностей которого приводится в авторском свидетельстве СССР №1840516 от 27.05.2007, озаглавленном как «летательный аппарат».
Данный самолет, в частности, содержит крыло, выполненное в виде аэродинамической поверхности, которая по совокупности своих конструктивных признаков наиболее близка к предложенному изобретению и содержит основную часть с передней и задней кромками, выполненную с аэродинамическим профилем а также, по меньшей мере, два генератора вихря в виде зубьев с кромками вдоль длины, при этом зубья установлены на передней кромке основной части с возможностью генерации двух вихревых жгутов на один зуб, а кромки зуба примыкают к передней кромке основной части аэродинамической поверхности. Кроме того, данный самолет содержит фюзеляж, силовую установку, хвостовое оперение, шасси, систему управления и другие узлы и агрегаты.
Недостатком известной аэродинамической поверхности является ограниченная промышленная применимость, а также низкий уровень поперечного демпфирования, что выражалось в свойственных МиГ-23 МЛД колебаниях по крену в определенном диапазоне углов атаки, а также ухудшение аэродинамического качества крыла из-за местных уплотнений потока во впадинах у оснований зубьев.
Таким образом, при разработке предложенной конструкции аэродинамической поверхности, была поставлена основная задача повышения несущей способности аэродинамической поверхности на больших углах атаки при минимизации аэродинамическою сопротивления на малых углах атаки применительно к аэродинамической' поверхности большого относительного удлинения.
Дополнительной задачей было улучшение несущей способности ламинарных аэродинамических профилей на больших углах атаки.
Дополнительной задачей было обеспечение минимизации либо исключения сдвига центра давления вперед при росте угла атаки для плоско-выпуклых и выпукло-вогнутых профилей, а также обеспечение смещения центра давления назад для двояковыпуклых профилей с целью повышения устойчивости ЛА (летательного аппарата) по перегрузке и скорости.
Дополнительной задачей было качественное улучшение демпфирования ЛА в поперечном канале.
Дополнительной задачей было обеспечение возможности широкодиапазонного регулирования создаваемых поверхностью аэродинамических сил и моментов.
Также дополнительной задачей было обеспечение конструктивной просты и надежности устройства.
Цель изобретения - повышение летно-технических характеристик летательных аппаратов различного назначения.
Для достижения поставленной цели в известную конструкцию аэродинамической поверхности летательного аппарата, содержащую основную часть с передней и задней кромками, выполненную с аэродинамическим профилем а также, по меньшей мере, два генератора вихря в виде зубьев с кромками вдоль длины, при этом зубья установлены на передней кромке основной части с возможностью генерации двух вихревых жгутов на один зуб, а кромки зуба примыкают к передней кромке основной части аэродинамической поверхности, было внесено следующее конструктивное изменение: радиус кромки каждого зуба вдоль длины генератора вихря как минимум в пять раз меньше радиуса передней кромки основной части.
Кроме того, отношение ширины основания зуба к его высоте составляет от 0,8 до 3, отношение ширины основания зуба к расстоянию между зубьями составляет от 1,6 до 3,5, а высота зуба равна от 10 до 45% местной хорды основной части аэродинамической поверхности.
Кроме того, кромки зубьев выполнены заостренными на, по меньшей мере, 50% их длины.
Кроме того, основная часть аэродинамической поверхности выполнена с асимметричным аэродинамическим профилем, при этом зубья установлены с отклонением в сторону меньшей кривизны аэродинамического профиля основной части.
Кроме того, передняя кромка основной части аэродинамической поверхности выполнена волнистой, при этом зубья расположены на выступах волнистой поверхности передней кромки, а максимальный перепад профиля волнистой поверхности составляет от одной двадцатой до одной третьей расстояния между зубьями.
Кроме того, аэродинамическая поверхность дополнительно содержит, по меньшей мере, одну отклоняемую хвостовую часть, шарнирно установленную на задней кромке основной части аэродинамической поверхности с возможность создания аэродинамических сил и моментов, в том числе за счет взаимодействия с вихревыми жгутами.
Кроме того, по меньшей мере, один из зубьев, установленный на передней кромке основной части аэродинамической поверхности выполнен с возможностью отклонения относительно основной части аэродинамической поверхности и кинематически связан с отклоняемой хвостовой частью аэродинамической поверхности при помощи тяги или иных кинематических связей с возможностью синхронного отклонения относительно основной части аэродинамической поверхности, а также создания аэродинамической силы или момента за счет суммирования аэродинамических сил, создаваемых отклоняемыми зубьями и отклоняемой хвостовой частью с аэродинамической силой, создаваемой на основной части аэродинамической поверхности при помощи вихревых жгутов, при одновременной аэродинамической компенсации шарнирного момента подвижной хвостовой части за счет противоположного по знаку шарнирного момента зуба или зубьев.
Кроме того, основная часть аэродинамической поверхности выполнена виде установленных друг за другом переднего и заднего аэродинамических элементов, при этом зубья каждого генератора вихря установлены между передним и задним аэродинамическими элементам и образуют трапециевидные окна, сужающиеся по направлению движения воздушного потока с возможностью формирования вихревых жгутов, прилегающих к поверхности заднего аэродинамического элемента.
Благодаря введенным в известную конструкцию аэродинамической поверхности конструктивным изменениям, была успешно решена задача применения к аэродинамическим поверхностям с большим относительным удлинением и малой стреловидностью передней кромки известного способа увеличения несущей способности аэродинамической поверхности за счет генерирования на одной из ее сторон прилегающих вихревых жгутов при помощи зубьев, установленных на передней кромке при почти полном исключении добавочного аэродинамического сопротивления зубьев на малых углах атаки.
Кроме того, за счет возникновения асимметрии вихревого обтекания улучшено демпфирование ЛА в поперечном канале при использовании предложенной аэродинамической поверхности в качестве крыла.
Кроме того, уменьшен или исключен сдвиг центра давления вперед при росте угла атаки, что улучшило устойчивость ЛА по скорости и перегрузке.
Кроме того, обеспечена возможность широкодиапазонного регулирования создаваемых поверхностью аэродинамических сил и моментов, а также увеличения коэффициента усиления в системе управления ЛА.
Кроме того, обеспечена простота и технологичность предложенного конструктивного решения.
Настоящее изобретение иллюстрируется чертежами, на которых обозначено:
На Фиг. 1 - Схематичное изображение характера обтекания предложенной аэродинамической поверхности при малом положительном угле атаки.
На Фиг. 2 - Схема формирования демпфирующего момента крена.
На Фиг. 3 - Схематичное изображение характера обтекания предложенной аэродинамической поверхности при значительном положительном угле атаки (вид сверху).
На Фиг. 4 - Схематичное изображение характера обтекания предложенной аэродинамической поверхности при значительном положительном угле атаки (вид сбоку).
На Фиг. 5 - Схематичное изображение распределения разрежения предложенной аэродинамической поверхности при значительном положительном угле атаки (вид сбоку).
На Фиг. 6 - Схематичное изображение распределения разрежения предложенной аэродинамической поверхности при критически высоком положительном угле атаки (вид сбоку).
На Фиг. 7 - Принципиальная схема управления аэродинамической силой при помощи совместного отклонения зуба и отклоняемой хвостовой части по П. 6 Формулы.
На Фиг. 8 - Схематичное изображение характера обтекания предложенной аэродинамической поверхности по П. 7 Формулы при значительном положительном угле атаки (вид сверху).
На Фиг. 9 - Схематичное изображение характера обтекания предложенной аэродинамической поверхности по п. 7 Формулы при значительном положительном угле атаки (вид сбоку).
Аэродинамическая поверхность летательного аппарата, согласно изобретению, выполнена в виде консоли и содержит основную часть (1), выполненную с аэродинамическим профилем, и включающую в себя переднюю кромку (2), заднюю кромку (3), верхнюю сторону (4), нижнюю сторону (5) и законцовку (6), при этом на передней кромке (3) расположены генераторы вихрей, выполненные в виде зубьев (7) с кромками (8), расположенными вдоль длины зубьев (7).
Возможно, также, выполнение основной части (1) с волнистой передней кромкой (3), включающей в себя циклически повторяющиеся выступы (9) и впадины (10), при этом зубья (7) расположены на выступах (9).
Кроме того, возможно также оснащение аэродинамической поверхности отклоняемой хвостовой частью (11), установленной на основной части при помощи шарниров (12) и содержащей кабанчик (13).
Кроме того, возможно также выполнение зуба или зубьев (7) с кабанчиками (13) и их установка на основной части (1) при помощи шарниров (12), при этом кабанчики (13), установленные на зубьях (7) кинематически связаны с кабанчиками (13) отклоняемой хвостовой части (11) при помощи, по меньшей мере, одной тяги (14) при этом основная часть (1), кабанчики (13) и тяга (14) образуют параллелограммный механизм.
Кроме того, возможно также выполнение основной части (1) в виде переднего аэродинамического элемента (15) и заднего аэродинамического элемента (16), расположенных друг за другом, при этом зубья (7) расположены в щели между аэродинамическим элементами образуя трапециевидные окна (17), сужающиеся по направлению полета, при этом боковыми стенками трапециевидных окон являются входящие кромки (8).
Аэродинамическая поверхность летательного аппарата, согласно изобретению, работает следующим образом:
На малых положительных углах атаки основной части (1) аэродинамической поверхности, зубья (7) располагаются строго по потоку и имеют околонулевой угол атаки (см. фиг. 1), что уменьшает лобовое сопротивление и повышает аэродинамическое качество, что особенно важно при ламинарном профиле основной части (1), имеющем смещенный назад С max. Кроме того, при околонулевых углах атаки лобовое сопротивление аэродинамической поверхности дополнительно уменьшается за счет расположения точек примыкания кромок (8) зубьев (7) к передней кромке (2) основной части (1) в зоне стагнации потока (18) и за счет заострения кромок (8) зубьев (7).
Кроме того, лобовое сопротивление может дополнительно уменьшаться за счет волнистого профиля передней кромки (3) что уменьшает торможение потока в районе сопряжения кромки (8) с передней кромкой (3).
Кроме того, при использовании предложенной аэродинамической поверхности в качестве крыла самолета или планера, наличие расположенных по потоку и разнесенных по размаху зубьев (7) увеличивает демпфирующий момент крена, поскольку на поднимающемся полукрыле создаваемые кромками (8) вихри уходят на нижнюю сторону (5) основной части (1), а на опускающемся - на верхнюю сторону (5), что создает значительный демпфирующий момент крена Мдх при минимальном дополнительном сопротивлении (см. фиг. 2). Данный эффект становится существенно более выраженным при заострении кромок (8) зубьев (7).
При выходе аэродинамической поверхности на большие положительные углы атаки, перепад давления на кромках (8) создает условия для формирования вихревых жгутов, устойчивость которых повышается по мере роста числа Рейнольдса, при этом энергия набегающего потока, расходуемая на формирование завихрений, частично передается пограничному слою на верхней стороне (4) основной части (1), что увеличивает Су аэродинамической поверхности и повышает α крит. (см. фиг. 3 и 4).
При этом доля энергии вихрей, не израсходованная на поддержание энергии пограничного слоя и теряемая при сходе вихрей с верхней стороны (4) основной части (1), будет тем больше, чем больше отношение высоты и ширины основания зуба (7) к местной хорде основной части (1), что предопределяет направление оптимизации данного технического решения.
В экспериментах на моделях аэродинамических поверхностей α крит. для крыла с относительной высотой зубьев (5) 25% местной хорды основной части (1) составил от 35 до 40 градусов при относительной толщине профиля основной части (1) равной 12% при выраженном смещении центра давления назад по мере роста угла атаки, что позволяет предварительно утверждать о применимости предложенной аэродинамической поверхности для применения, например, к хвостовым винтам вертолетов, работа которых часто происходит в условиях малого запаса по срыву из-за суммирования управляющего и компенсирующего моментов, создаваемых рулевым винтом.
При этом смещение центра давления назад в предложенной аэродинамической поверхности достигается за счет того, что по мере роста угла атаки α (альфа) основная часть «вихревого» приращения разрежения приходится на среднюю и заднюю трети верхней стороны (4) основной части (1) что, компенсирует перераспределение давления вперед на нижней стороне (5) основой части (1) (см. фиг. 5 и 6).
Работа аэродинамической поверхности, имеющей волнистую переднюю кромку (3) в режиме генерации вихрей отличается меньшим Сх на больших углах атаки из-за меньшего сопротивления, возникающего при переходе завихренного потока с кромки (8) на верхнюю сторону (4) основной части (1), так как установка зубьев (7) на выступах (9) придает передней кромке (3) в точке сопряжения с кромкой (8) местный угол стреловидности.
На начальном этапе отработки предложенного технического решения предложенная аэродинамическая поверхность была также испытана в виде крыла и стабилизатора дистанционно управляемой модели самолета Cessna 182, выполненной в масштабе 1:6, при этом было отмечено комплексное улучшение летно-технических характеристик данной модели, поведение которой в стандартной конфигурации было предварительно всесторонне изучено. Данное улучшение выразилось в следующих основных отличиях:
1. Уменьшение дистанции разбега в полтора-два раза и пробега в три раза за счет большей несущей способности крыла на больших углах атаки.
2. Резкое уменьшение потери высоты при выводе из режима сваливания, в том числе при крайне передних центровках, что также обеспечивается лучшими несущими свойствами крыла на больших углах атаки. В результате неконтролируемое падение модели даже после ее полной остановки в воздухе стало практически невозможным, а потеря высоты после такой остановки не превышает 2-3 м.
3. Крайне стабильное поведение модели на взлете, в том числе при намеренном форсировании отрыва от земли («подрыве») достигаемое за счет повышения устойчивости по скорости и перегрузке, что позволяет модели разгоняться с постепенным уменьшением угла атаки при сохранении угла тангажа.
4. Качественное улучшение горизонтальной маневренности модели за счет почти полного исчезновения поперечно-путевой перекрестной связи в системе управления и сохранения несущих свойств внутреннего заторможенного крыла, что позволило выполнять развороты на 180 и более градусов с радиусом не более 1,5 размаха крыла модели, а также выполнить плоскую нисходящую спираль с креном не более 20 градусов и углом тангажа не более минус 15 градусов при полностью отклоненном по направлению маневра руле направления.
5. Резкое улучшение качества демпфирования в поперечном канале, в том числе при полетах в условиях выраженной турбулентности за счет мгновенно возникающей существенной асимметрии вихреобразования на разнесенных по размаху крыла зубьях даже при минимальной разнице местных углов атаки.
Совокупным техническим результатом стало существенное упрощение пилотирования модели и повышение ее маневренных характеристик практически до уровня автожира.
Работа аэродинамической поверхности, имеющей отклоняемую хвостовую часть (11), установленную на задней кромке (3) основной части (1), характеризуется тем, что повышение энергии пограничного слоя распространяется также на верхнюю поверхность отклоняемой хвостовой части (11), что увеличивает ее аэродинамическую эффективность на больших углах атаки, что особенно важно при использовании отклоняемой хвостовой части (11) в качестве элерона, флапперона или закрылка.
Работа аэродинамической поверхности, оборудованной установленным на шарнире (12) зубом (7), кинематически связанным с отклоняемой хвостовой частью (11) при помощи тяги (14) и кабанчиков (13), отличается возможностью высокоэффективного управления создаваемой подобной поверхностью аэродинамической силой, поскольку одновременно с вычитанием шарнирных моментов отклоняемой хвостовой части (11) и зуба (7), что эквивалентно обычной роговой компенсации, происходит суммирование управляющих моментов, создаваемых отклоняемой хвостовой частью (11) и зубом (7) с вихревой аэродинамической силой, создаваемой на основной части (1) завихрениями, генерируемыми зубом (7), что повышает коэффициент усиления системы управления (см. фиг. 7).
Работа аэродинамической поверхности, основная часть которой выполнена в виде переднего и заднего аэродинамических элементов (15) и (16), отличается тем, что отсутствие вихревого приращения подъемной силы на переднем аэродинамическом элементе (15) дополнительно увеличивает запас устойчивости ЛА по перегрузке. Кроме того, при использовании данного варианта аэродинамической поверхности в качестве крыла и горизонтального оперения, уменьшается вероятность зацепления зубьев (7) за ветки и траву при взлетах и посадках ЛА в местах с густым растительным покровом (см. фиг. 8 и 9).
Таким образом, благодаря введенным в известную конструкцию аэродинамической поверхности конструктивным изменениям, была успешно решена задача применения к аэродинамическим поверхностям с большим относительным удлинением и малой стреловидностью передней кромки известного способа увеличения несущей способности аэродинамической поверхности за счет генерирования на одной из ее сторон прилегающих вихревых жгутов при помощи генераторов вихрей в виде зубьев, установленных на передней кромке при почти полном исключении добавочного аэродинамического сопротивления зубьев на малых углах атаки.
Кроме того, за счет возникновения асимметрии вихревого обтекания улучшено демпфирование ЛА в поперечном канале при использовании предложенной аэродинамической поверхности в качестве крыла.
Кроме того, за счет увеличения энергии пограничного слоя вблизи задней кромки исключен сдвиг центра давления вперед при росте угла атаки, что улучшило устойчивость ЛА по скорости и перегрузке.
Кроме того, обеспечена потенциальная возможность широкодиапазонного регулирования создаваемых поверхностью аэродинамических сил и моментов, а также увеличение коэффициента усиления в системе управления ЛА.
Кроме того, обеспечена простота и технологичность предложенного конструктивного решения.