ОБЛАДАЮЩАЯ СОПРОТИВЛЯЕМОСТЬЮ ШТОПОРУ КОНФИГУРАЦИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AIRCRAFT CONFIGURATION HAVING SPIN RESISTANCE

Ссылка на родственную заявку
В соответствии с настоящей заявкой испрашивается приоритет согласно обычной заявке на выдачу патента США №13/946572, поданной 19.07.2013 г., и предварительной заявке на выдачу патента США №61/674267, поданной 20.07.2012 г., которые путем ссылки в полном объеме во всех смыслах включены в настоящий документ, как если бы были полностью изложены в настоящем документе.
Область техники, к которой относится настоящее изобретение
Варианты осуществления настоящего изобретения в целом относятся к аэродинамическим средствам, предназначенным для предотвращения возможности вхождения летательного аппарата в штопор и, в частности, к конфигурации указанных средств, которые делают летательный аппарат обладающим сопротивляемостью к штопору.
Предшествующий уровень техники настоящего изобретения
Основной причиной катастроф со смертельным исходом в малой авиации является потеря управляемости. Потеря управляемости, как правило, происходит потому, что летательный аппарат входит в режим полета, который находится за пределами основного эксплуатационного режима, обычно, но не всегда, с высокой скоростью, тем самым привнося элемент неожиданности для летного экипажа. Факторов, приводящих к потере управляемости, множество, включая потерю осведомленности в обстановке, особенно из-за отвлечения и/или халатности, преднамеренного или непреднамеренного неправильного обращения с летательным аппаратом, попыток совершать маневры летательного аппарата за пределами его возможностей для решения предшествующей проблемы и т.д. В то время как каждая неконтролируемая ситуация уникальна, существует режим полета с потерей управляемости, которого учили избегать каждого пилота - это штопор.
В авиации штопор представляет собой усиленное сваливание, приводящее к авторотации вокруг оси вращения, при котором летательный аппарат следует по крутой нисходящей спирали. Сваливание в полете «по-самолетному» часто воспринимаются как резкое снижение подъемной силы, тогда как пилот увеличивает угол атаки и превышает критический угол атаки (что может быть связано с замедлением ниже скорости сваливания в горизонтальном полете). Вход в штопор может быть преднамеренным или непреднамеренным из любого углового положения в полете и практически при любой скорости полета, все что необходимо - это достаточное количество движения рыскания (вращение вокруг вертикальной оси), пока летательный аппарат в режиме сваливания. Однако в любом случае может быть необходим конкретный и часто противоречивый набор действий для осуществления оперативного вывода. Если летательный аппарат превышает опубликованные ограничения относительно режимов штопора или загружен неправильно, или если пилот использует неправильные методы по выводу, штопор может привести и часто приводит к катастрофе.
В штопоре оба крыла находятся в режиме срыва, но одно крыло будет в режиме более глубокого срыва, чем другое. Это вызывает авторотацию летательного аппарата (движение рыскания) относительно крыла в режиме более глубокого срыва из-за его более высокого сопротивления. Вместе с тем крылья обеспечивают несимметричное количество подъемной силы, что приводит к крену летательного аппарата и аналогичной корректировке тангажа. Авторотация или штопор, таким образом, представляет собой режим сваливания, в котором осуществляется одновременное движение вокруг всех трех осей летательного аппарата, то есть рыскание, тангаж и крен. И, как уже упоминалось выше, штопор приводит к вертикальной траектории полета. Другими словами, летательный аппарат падает прямо на землю, когда находится в штопоре.
Фиг. 1 представляет собой изображение взаимодействия аэродинамических сил на большой высоте, действующих на крыло, входящее в штопор, как это известно соответствующему специалисту в данной области техники. Для предварительного ознакомления крыло 100 разделено на две части, обозначенные направлением части крыла, входящей в штопор. На данной конкретной иллюстрации представлена опускающаяся часть 110 крыла и поднимающаяся часть 120 крыла. Для летательного аппарата в штопоре крыло должно быть в режиме срыва. В данном примере угол атаки крыла 100 больше, чем критический угол атаки, результатом чего, таким образом, является режим срыва. Здесь как опускающаяся часть 110 крыла, так и поднимающаяся часть 120 крыла испытывают воздействие режима срыва. Однако в этом случае угол атаки 130 опускающейся части 110 крыла составляет 40 градусов, тогда как угол атаки 135 поднимающейся части 120 крыла составляет 25 градусов. Угол атаки обеих частей 110, 120 крыла превышает критический угол и обе части в режиме срыва, но срыв не является симметричным. Поскольку опускающаяся часть 110 крыла характеризуется большим углом атаки 130, то будет создавать сравнительно большее сопротивление 140 и меньшую подъемную силу 150, чем сопротивление 145 и подъемная сила 155 поднимающейся части 120 крыла. Несимметричные силы приводят к одновременному рысканию и крену 170.
Штопор, типичным примером которого является чрезмерный угол атаки и низкая скорость полета, отличается от спирального пикирования, характеризуемого низким углом атаки и высокой скоростью потока. В спиральном пикировании самолет будет привычным образом реагировать на данные, вводимые пилотом в систему управления летательным аппаратом, тогда как в штопоре реакция летательного аппарата на систему управления нарушена.
Некоторые летательные аппараты не могут выйти из штопора, используя только собственные поверхности управления полетом. Соответственно, если летательный аппарат не был сертифицирован для выхода из штопора, предполагается, что выход из штопора невозможен и вхождение в штопор считается небезопасным в данном летательной аппарате. Для обеспечения безопасности все сертифицированные одномоторные летательные аппараты самолетной схемы, включая сертифицированные планеры, должны соответствовать определенным критериям в отношении поведения в сваливании и штопоре. Соответствующие требованиям конструкции обычно характеризуются наличием крыла с большим углом атаки корневой части крыла (часть крыла, которая ближе всего к фюзеляжу), чем на законцовке крыла, таким образом, первой входит в режим срыва корневая часть крыла, снижая интенсивность сваливания на крыло при срыве и возможно обеспечивая некоторую эффективность элеронов в управлении движением крена летательного аппарата, пока срыв перемещается наружу в направлении законцовки крыла. В идеале это предоставляет пилоту некоторую возможность управления летательным аппаратом в режиме сваливания и препятствует развитию штопора.
Помимо определения критериев, согласно которым летательный аппарат должен демонстрировать определенное поведение в сваливании и штопоре, Кодекс федеральных правил в области аэронавтики и космических исследований, в частности 14 CFR § 23.221(a)(2), раскрывает критерии, согласно которым летательный аппарат может быть представлен как «обладающий сопротивляемостью штопору». До реализации настоящего изобретения ни один летательный аппарат с обычной конфигурацией не мог успешно завершить летные испытания по сопротивляемости штопору и продемонстрировать сопротивляемость штопору в соответствии со стандартом 14 CFR § 23.221(a)(2).
В 1970-х и 1980-х исследователи Научно-исследовательского центра NASA в Лэнгли детально изучали сопротивляемость штопору с акцентом на аэродинамические характеристики и методы для обеспечения большей сопротивляемости летательного аппарата штопору. Они выполнили широкие изменения нескольких летательных аппаратов и тысячи испытательных полетов для определения того, как изменения планера будут влиять на характеристики штопора. Они обнаружили, что незначительные изменения могут существенным образом повлиять на летные качества во время штопора. В качестве результата изучения летательного аппарата и в соответствии с экспериментами NASA летательный аппарат должен быть сконструирован с возможностью «давать множество предупреждений, много тряски, очень мало выхода из крена в сторону - длительный период предупреждения пилоту: «Эй, ты делаешь что-то не так»».
Одним из ключевых результатов исследований NASA было то, что важнейший компонент сопротивляемости штопору - это управление срывом с крыла. Экспериментаторы пришли к выводу, что срыв, инициируемый рядом с корневой частью крыла, тогда как консоль крыла продолжает полет, является идеальным, поскольку это предотвращает полное развитие срыва или «нарушение», так как консоли продолжают создавать подъемную силу. Без срыва невозможно инициировать штопор.
Часть 23, § 23.221 14 CFR требует, чтобы однодвигательные летательные аппараты демонстрировали либо выход из штопора в один виток, если преднамеренный вход в штопор запрещен, либо выход из штопора в шесть витков, если преднамеренный вход в штопор утвержден. Еще более предпочтительным, чем летательный аппарат, способный выйти из штопора, является летательный аппарат, обладающий сопротивляемостью к входу в штопор. Несмотря на десятилетия исследований и понимания взаимодействия между срывами и штопором, конструкция летательных аппаратов, отвечающая стандартам 14 CFR § 23.221, осталась проблемой. Эти и другие препятствия предшествующего уровня техники устраняются одним или несколькими вариантами осуществления настоящего изобретения. Другими словами настоящее изобретение обеспечивает конфигурацию летательного аппарата, обладающую сопротивляемостью штопору и соответствующую 14 CFR § 23.221(a)(2).
Дополнительные преимущества и новые существенные признаки настоящего изобретения частично должны быть сформулированы в нижеизложенном описании, а частично станут очевидными специалистам в данной области техники после изучения нижеизложенного описания или могут быть изучены при практической реализации изобретения. Преимущества изобретения могут быть достигнуты и реализованы посредством технических средств, комбинаций, композиций и способов, конкретно указанных в прилагаемой формуле изобретения.
Краткое раскрытие настоящего изобретения
Далее описаны в различных вариантах осуществления и с помощью примера конфигурация и система для обеспечения летательному аппарату сопротивляемости штопору. Сопротивляемость летательного аппарата штопору достигается посредством ограничения устойчивого срывного элемента или характера срывного элемента областью крыла, прилегающей к фюзеляжу и удаленной от законцовки крыла.
Согласно одному из вариантов осуществления настоящего изобретения крыло состоит из двух примыкающих друг к другу областей. Первая область примыкает к фюзеляжу, а вторая область примыкает к законцовке крыла. Согласно одному из вариантов осуществления предусмотрен зализ, выполненный с возможностью формирования границы между первой областью и второй областью. Включение этого зализа вводит энергию в воздушный поток таким образом, что создается аэродинамическая перегородка на верхней поверхности летательного аппарата, а затем подавляется перемещение срывного элемента от первой области по направлению ко второй области.
Согласно другому варианту осуществления настоящего изобретения первая область крыла содержит одну или несколько накладок, которые функционируют как неубирающиеся аэродинамические устройства, выполненные с возможностью модифицировать аэродинамический профиль крыла и, следовательно, воздушный поток вокруг крыла. Согласно примерному варианту осуществления накладки действуют согласованно с характеристиками фюзеляжа и крыла для создания условия, при котором когда летательный аппарат находится в условиях большого угла атаки, взаимодействие воздушного потока между корневой частью и крылом таково, что срыв начинается сначала в корневой части и перемещается наружу по направлению к законцовке крыла.
Согласно еще одному варианту осуществления настоящего изобретения предусматривается установка одного или нескольких турбулизаторов на одной или нескольких частях крыла. Турбулизаторы используются, чтобы задержать отделение воздушного потока на участке крыла, примыкающем к законцовке крыла, ограничивая таким образом срыв в области крыла, примыкающей к фюзеляжу.
Согласно еще одному варианту осуществления настоящего изобретения конфигурация крыла включает крутку крыла, тем самым инициируя условия для срыва вначале в корневой части, который затем переходит наружу по направлению к законцовке крыла по мере увеличения угла атаки.
Конфигурация крыла, согласно еще одному варианту осуществления настоящего изобретения, содержит консоль крыла с обратной стреловидностью, что позволяет данной части крыла поддерживать присоединенный воздушный поток в достаточной мере для обеспечения положительных характеристик управляемости.
Самостоятельно или предпочтительно в комбинации характеристики конфигурации летательного аппарата, воплощенные посредством настоящего изобретения, делают летательный аппарат обладающим сопротивляемостью штопору посредством ограничения устойчивого срывного элемента или характера срывов областью крыла, примыкающей к фюзеляжу, что позволяет поверхностям управления оставаться в рабочем состоянии для управления летательным аппаратом.
Не все признаки и преимущества, описанные в настоящем раскрытии и в нижеприведенном подробном описании, включены. Множество дополнительных признаков и преимуществ будут очевидны любому специалисту в данной области техники с учетом чертежей, описания и формулы изобретения. Кроме того, следует отметить, что язык, используемый в описании, был главным образом выбран для удобства чтения и в учебных целях и не может быть выбран для определения или ограничения объекта изобретения, для определения указанного объекта изобретения необходима ссылка на формулу изобретения.
Краткое описание чертежей
Вышеупомянутые и другие признаки настоящего изобретения и способ их достижения станут более очевидными, а само по себе изобретение будет лучше понято посредством ссылки на нижеприведенное описание одного или нескольких вариантов осуществления, рассматриваемых вместе с прилагаемыми чертежами, где:
фиг. 1 представляет собой изображение аэродинамических условий, существующих в штопоре, как это должно быть известно соответствующему специалисту в данной области техники;
фиг. 2 иллюстрирует форму крыла в плане (контур объекта, если смотреть сверху), представляющую конфигурацию крыла, обладающую сопротивляемостью штопору, и характеристики присоединенного срывного воздушного потока согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения;
фиг. 3 показывает наклонную реализацию накладки корневой части крыла (по направлению к осевой линии) в соответствии с одним вариантом реализации конфигурации, обладающей сопротивляемостью штопору, согласно настоящему изобретению;
фиг. 4 показывает реализацию двойных перекрывающихся накладок в соответствии с одним из вариантов осуществления конфигурации, обладающей сопротивляемостью штопору, согласно настоящему изобретению;
фиг. 5 представляет собой комбинированную форму крыла в плане, вид спереди и с торца крыла в соответствии с одним из вариантов осуществления конфигурации, обладающей сопротивляемостью штопору, согласно настоящему изобретению; и
фиг. 6 показывает один из вариантов осуществления турбулизатора и зализа в корневой части крыла, выполненных как единое целое (используемого, например, для задержки отделения воздушного потока вдоль стыка крыла с фюзеляжем) в соответствии с одним из вариантов осуществления конфигурации, обладающей сопротивляемостью штопору, согласно настоящему изобретению.
Чертежи показывают варианты осуществления настоящего изобретения только с иллюстративной целью. Специалист в данной области легко поймет из нижеприведенного обсуждения, что могут быть использованы альтернативные варианты осуществления конструкций и способов, проиллюстрированных в настоящем документе, без отступления от принципов настоящего изобретения, описанных в настоящем документе.
Подробное раскрытие настоящего изобретения
Далее в качестве примера раскрыта новая конфигурация аэродинамических свойств, что приводит к созданию летательного аппарата, который в полной мере обладает сопротивляемостью штопору. Согласно одному из вариантов осуществления настоящего изобретения взаимодействие различных аэродинамических средств приводит к созданию летательного аппарата, который обладает сопротивляемостью к входу в штопор во всех режимах летных испытаний, указанных правилах Федерального управления гражданской авиации США (FAA). Один аспект настоящей конфигурации/комбинации представляет собой конструкцию крыла с зализом, в которой используются несколько запатентованных аэродинамических поверхностей по всему размаху крыла, которые управляют распространением срыва для создания устойчивого срывного элемента. Этот скачкообразный разрыв непрерывности поверхности на передней кромке крыла определяет две различные области крыла. Внешние сегменты (от осевой линии) крыла с зализом характеризуются отличным аэродинамическим профилем с отклоненной вниз передней кромкой в сравнении с внутренним сегментом крыла, что приводит к более позднему возникновению срыва на внешней части крыла, чем на внутренней части крыла при увеличении угла атаки. Поскольку элероны размещены на наружной панели, которая все еще поднимается, управление по крену сохраняется даже после того, как по всей внутренней панели крыла произошел срыв. Соответственно, корневые секции крыла характеризуются большими углами атаки по всему размаху и поэтому происходит срыв раньше законцовки крыла или наружных частей крыла. Зализ также выполняет функцию аэродинамической перегородки, захватывая отдельные воздушные потоки к внутренним секциям крыла, в то время как воздушный поток, связанный с наружными секциями крыла, остается присоединенным к крылу. Зализ в данном аспекте действует как большой турбулизатор, чей вихрь распространяется над верхней поверхностью крыла, захватывая отдельные потоки к внутренним секциям. Эти и другие признаки настоящего изобретения формируют конфигурацию, обладающую сопротивляемостью штопору.
Многие типы самолетов будут двигаться в штопоре, когда пилот одновременно будет совершать движение рыскания и терять скорость (преднамеренно или непреднамеренно). Один из распространенных сценариев, который может привести к непреднамеренному штопору, представляет собой некоординированный разворот по направлению к взлетно-посадочной полосе во время последовательности действий при посадке. У пилота, который совершил перелет при повороте на конечном участке траектории полета, может возникнуть намерение применить руль для увеличения скорости поворота. Результат двойной: нос самолета опускается ниже горизонта и увеличивается угол крена. В ответ на указанные непреднамеренные изменения пилот может начать тянуть руль высоты в хвостовой части (по направлению к хвостовому оперению, увеличивая таким образом угол атаки), при этом применяя противоположный элерон для снижения угла крена. Выполняемое до предела указанное перекрестное отклонение органов управления может привести к некоординированному развороту с углом атаки, достаточным для сваливания летательного аппарата. Это называется сваливанием при перекрестном отклонении органов управления и является очень опасным, если происходит на малой высоте, когда пилот имеет немного времени для выхода. Добавьте небольшое рыскание и потеря управляемости может быстро превратится в штопор. Во избежание указанного сценария пилоты учат, что важно всегда выполнять координированный разворот и избегать ситуаций, требующих корректировки в последнюю минуту.
Уравнение движения в штопоре дополнительно осложняется индивидуальными характеристиками летательного аппарата. Например, вероятность вхождения летательного аппарата в штопор в значительной степени зависит от положения центра тяжести. В общих чертах, при передней центровке летательный аппарат легче будет входить в штопор и труднее будет выходить из штопора. И, наоборот, при задней центровке летательный аппарат труднее будет входить в штопор и легче будет выходить из штопора. В любом самолете ограничения на переднюю и заднюю центровку тщательно определены. В некоторых самолетах, которые утверждены для преднамеренного движения в штопоре, предельная задняя центровка, при которой может быть осуществлен штопор, установлена не так далеко в хвостовой части, как предельная задняя центровка для общих полетов.
Один или несколько вариантов осуществления настоящего изобретения представляют собой конфигурацию самолета-амфибии, обладающую сопротивляемостью штопору. Самолет-амфибия или гидросамолет может взлетать и приземляться на суше и на воде. Гидросамолеты представляют собой летательные аппараты самолетной схемы, оснащенные убирающимися колесами, которые характеризуются повышенной массой и сложностью, а также сниженной дальностью и экономией топлива в сравнении с самолетами, сконструированными для приземления либо на суше, либо на воде.
Хотя самолет-амфибия обладает множеством таких же летных характеристик, как и у летательных аппаратов наземного базирования, они характеризуются специфическими аэродинамическими свойствами и проблемами центровки. Например, нижняя часть летательного аппарата представляет собой плавучий фюзеляж, и для того, чтобы летательный аппарат мог достичь скорости, достаточной для взлета, он должен планировать над поверхностью воды. Указанные характеристики могут не только влиять на центровку, но также могут создать сопротивление в ситуациях, характеризующихся большим углом атаки.
Вышеизложенные варианты осуществления настоящего изобретения описаны далее более подробно со ссылкой на прилагаемые чертежи. Несмотря на то, что настоящее изобретение было описано и проиллюстрировано с определенной степенью детализации, следует понимать, что настоящее раскрытие было сделано только в качестве примера и специалисты в данной области техники могут прибегнуть к многочисленным изменениям в комбинации и расположении частей без отклонения от сущности и объема настоящего изобретения.
Последующее описание со ссылкой на прилагаемые фигуры представлено, чтобы помочь в исчерпывающем понимании примерных вариантов осуществления настоящего изобретения, как определено формулой изобретения и ее эквивалентами. Она включает различные конкретные детали для облегчения понимания, но это необходимо рассматривать только в качестве примера. Одинаковые позиции относятся к одинаковым элементам по всему описанию. На чертежах размеры некоторых линий, слоев, компонентов, элементов или признаков могут быть для ясности преувеличены. Соответственно, специалисты в данной области техники будут осознавать, что различные изменения вариантов осуществления, описанных в настоящем документе, могут быть выполнены без отхода от объема и сущности настоящего изобретения. Кроме того, описание хорошо известных функций и конструкций было опущено для обеспечения ясности и краткости.
Термины и слова, используемые в нижеследующих описании и формуле, не ограничиваются библиографическими значениями, а просто используются изобретателем для обеспечения четкого и последовательного понимания настоящего изобретения. Соответственно, для специалистов в данной области техники должно быть очевидно, что нижеследующее описание примерных вариантов осуществления настоящего изобретения приведено только с иллюстративной целью, а не для целей ограничения изобретения, как это определено прилагаемой формулой изобретения и ее эквивалентами.
Под термином «по существу» понимается, что описанные характеристика, параметр или значение не должны быть достигнуты точно, но что отклонения или вариации, включающие, например, допуски, погрешности измерений, точность измерения и другие факторы, известные специалистам в данной области, могут возникать в количествах, которые не исключают эффект, который характеристика должна была обеспечить.
Угол атаки летательного аппарата представляет собой угол между средней хордой крыла летательного аппарата или другой определенной продольной осью летательного аппарата и направлением относительно свободного потока воздуха. Линия хорды представляет собой линию, проведенную от задней кромки крыла к самой удаленной передней точке на передней кромке крыла.
Сваливание - это состояние в аэродинамике и авиации, при котором после определенной точки увеличивается угол атаки, при этом подъемная сила уменьшается, а сопротивление возрастает. Угол, при котором это происходит, называется критическим углом атаки. Указанный критический угол атаки зависит от профиля крыла, его формы в плане, его удлинения и других факторов, но, как правило, он находится в диапазоне от 8 до 20 градусов по отношению к набегающему воздушному потоку для большинства дозвуковых профилей крыла. Критический угол атаки представляет собой угол атаки на графике зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки, при котором достигается максимальный коэффициент подъемной силы.
Аэродинамический профиль крыла - это форма крыла в поперечном сечении. Форма аэродинамического профиля создает аэродинамические силы, приводящие к возникновению подъемной силы. Большинство форм аэродинамического профиля требуют положительного угла атаки для создания подъемной силы, но несимметричные аэродинамические профили могут создавать подъемную силу при угле атаки, равном нулю. Это «вращение» воздуха в непосредственной близости от аэродинамического профиля создает криволинейные линии потока, что приводит к более низкому давлению с одной стороны и более высокому давлению с другой. Эта разница давлений сопровождается разницей скоростей по принципу Бернулли, так что результирующее поле обтекания аэродинамической поверхности характеризуется более высокой средней скоростью на верхней поверхности, чем на нижней поверхности.
Терминология, использованная в настоящем документе, предназначена только для описания конкретных вариантов осуществления и не предназначена для ограничения изобретения. Используемые в настоящем документе формы единственного числа также предусматривают включение и форм множественного число, если из контекста явным образом не следует иное. Таким образом, например, ссылка на «сложную поверхность» включает ссылку на одну или несколько таких поверхностей.
Любая используемая в настоящем документе ссылка на «один вариант осуществления» или «вариант осуществления» означает, что конкретный элемент, признак, конструкция или характеристика, описанные в связи с вариантом осуществления, включены по меньшей мере в один вариант осуществления. Появление фразы «согласно одному варианту осуществления» в различных местах описания не обязательно относится всегда к одному и тому же варианту осуществления.
Используемые в настоящем документе термины «содержит», «содержащий», «включает», «включающий», «характеризующийся наличием», «имеющий» или другие их вариации предназначены для охвата неисключительных включений. Например, процесс, способ, изделие или устройство, содержащие перечень элементов, не обязательно ограничены только этими элементами, но могут включать другие элементы, прямо не перечисленные или присущие такому процессу, способу, изделию или устройству. Кроме того, если специально не указано иное, «или» относится к включающему «или», а не к исключающему «или». Например, условие A или B удовлетворяется любым из следующего: A является верным (или существует), а B является ложным (или не существует), A является ложным (или не существует), в B является верным (или существует), и A и B являются верными (или существуют).
Если не указано иное, все термины (включая технические и научные термины), использованные в настоящем документе, имеют такое же значение, которое обычно понимается специалистом с обычной квалификацией в области техники, к которой принадлежит настоящее изобретение. Кроме того, следует понимать, что термины, которые определены в широко используемых словарях, должны быть интерпретированы, как имеющие значение в соответствии с их значением в контексте описания и соответствующей области техники, и не должны быть интерпретированы в теоретическом или чрезмерно формальном смысле, если это прямо так определено в настоящем документе. Хорошо известные функции или конструкции могут не описываться подробно для краткости и/или ясности.
Также будет понятно, что когда элемент упоминается как «находящийся на», «присоединенный» к, «подключенный» к, «соединенный» с, «контактирующий», «установленный» и т.д. по отношению к другому элементу, он может непосредственно находиться на, присоединяться к, подключаться к, соединяться с, контактировать или устанавливаться или может присутствовать промежуточный элемент. В отличие от этого, когда элемент упоминается как, например, «непосредственно находящийся на», «непосредственно присоединенный» к, «непосредственно подключенный» к, «непосредственно соединенный» с или «непосредственно контактирующий» с другим элементом, промежуточные элементы отсутствуют. Кроме того, специалистам в данной области техники должно быть понятно, что ссылка на конструкцию или элемент, который расположен «примыкающим» к другому элементу, может предусматривать наличие частей, которые перекрывают или находятся под примыкающим элементом.
Термины, относящиеся к пространственному положению, такие как «под», «ниже», «низкий», «над», «верхний» и т.д., могут быть использованы в настоящем документе для простоты описания взаимного расположения одного элемента или признака относительно другого элемента (элементов) или признака (признаков), как показано на чертежах. Следует понимать, что термины, относящиеся к пространственному положению, предназначены для охвата различных ориентации устройства при эксплуатации или работе в дополнение к ориентации, показанной на чертежах. Например, если устройство на чертежах перевернуто, элементы, описанные как находящиеся «под» или «ниже» других элементов или признаков, будут ориентированы «над» другими элементами или признаками. Таким образом, примерный термин «под» может охватывать как ориентацию «над», так и ориентацию «под». Устройство может быть ориентировано другим образом (повернуто на 90 градусов или ориентировано иначе) и характеристики пространственного положения, использованные в настоящем описании, должны интерпретироваться соответственно. Аналогично термины «верхний», «нижний», «вертикальный», «горизонтальный» и т.п. используются в настоящем документе только с поясняющей целью, если специально не указано иное.
Фиг. 2 показывает вид в плане крыла на большой высоте в соответствии с конфигурацией, обладающей сопротивляемостью штопору, согласно настоящему изобретению. Крыло 200 может быть рассмотрено как разделенное на две секции - наружную секцию 210 крыла и внутреннюю секцию 220 крыла. Две части крыла разделены зализом 215 крыла на передней кромке, расположенным согласно одному варианту осуществления на 50% полуразмаха крыла. Согласно другому варианту осуществления зализ может быть более отдален наружу с расположением в пределах между 50 и 70% полуразмаха крыла. Снаружи от зализа 215 крыла передняя кромка характеризуется небольшой прямой стреловидностью, тогда как задняя кромка содержит небольшую обратную стреловидность. Законцовка крыла включает комбинацию обратного поперечного V/прямого поперечного V с выдающимся назад элементом. Также на фиг. 2 представлены характеристики воздушного потока по поверхности в режиме развившегося срыва. Как можно видеть, внутренняя секция 220 представляет классический обратный воздушный поток или явление 240 отделения воздушного потока, тогда как наружная секция 210 крыла сохраняет присоединенный воздушный поток 250. Законцовка 230 крыла также испытывает небольшое вихреобразование. Фиг. 2 показывает, что крыло 200 в режиме развившегося срыва поддерживает требуемый воздушный поток вокруг поверхностей управления (элероны расположены на наружной секции крыла), чтобы сохранить управляемость летательного аппарата. В то время как крыло может не обладать возможностью обеспечить адекватную подъемную силу для поддержания полета на заданном эшелоне, части крыла сохраняют присоединенный воздушный поток, достаточный для обеспечения нормальных характеристик управляемости.
Как описано более детально ниже, зализ 215 крыла вводит энергию в воздушный поток таким образом, что создается аэродинамическая перегородка на верхней поверхности крыла. Перегородка препятствует перемещению срыва, отделяющего воздушный поток, наружу от линии 260, проходящей от зализа 215 к задней кромке.
Другим аспектом варианта осуществления конструкции, обладающей сопротивляемостью штопору, согласно настоящему изобретению является включение накладки около корневой части крыла. Фиг. 3 показывает наклонную реализацию накладки, расположенной около корневой части 330 крыла 200 в соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения. Накладка представляет собой неубирающееся аэродинамическое устройство, используемое на летательном аппарате самолетной схемы для модификации аэродинамического профиля. Накладки обычно используются парами, симметрично на обоих крыльях. В редких конструкциях они используются как единичная накладка на одно крыло для коррекции несоответствующих норме характеристик срыва. Обычно накладки используются для создания режима срыва возле корневой части крыла, создавая таким образом турбулентный воздушный поток над хвостовыми поверхностями управления до того, как срыв произойдет по всему крылу. Таким образом, об опасности срыва сообщается пилоту.
В соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения одна или несколько накладок, расположенных на внутренней секции крыла, установлены так, чтобы инициировать и стабилизировать целое число срывных элементов на внутренней секции крыла. Согласно примерному варианту осуществления представлено крыло с удлинением, равным 9, и зализом крыла, расположенным на 60% полуразмаха крыла, при этом накладка расположена на середине размаха внутренней секции крыла. В этом положении накладка выполнена с возможностью инициировать и удерживать один срывной элемент на внутренней секции крыла.
Согласно одному из вариантов осуществления настоящего изобретения накладки действуют во взаимодействии с характеристиками фюзеляжа и крыла для создания условия, при котором, когда летательный аппарат находится в режиме большого угла атаки, взаимодействие воздушных потоков между корневой частью и крылом таково, что срыв вначале происходит в корневой части и распространяется наружу к законцовке крыла. Как видно на фиг. 3, накладка 320 расположена возле корневой части 330 крыла 200 и ориентирована диагонально вниз, как видно с передней части летательного аппарата, вдоль размаха крыла так, что наиболее высоко расположенная часть накладки 320 находится в корневой части 330 над передней кромкой, а наиболее низко расположенная часть накладки 320 проходит вниз к законцовке крыла по направлению к передней кромке. Угловая ориентация накладки комбинируется с круткой крыла (обсуждается ниже), что инициирует режим срыва вначале в корневой части 330 и затем перемещает наружу по мере увеличения угла атаки.
Согласно другому варианту осуществления настоящего изобретения и как показано на фиг. 4 пара накладок размещены на передней кромке внутренней секции крыла для управления распространением срыва. До пересечения с передней кромкой крыла 200 первая или основная накладка 410 заканчивается и перекрывается второй накладкой 420. Вторая или дополнительная накладка 420 начинается немного внутри относительно конца основной накладки 410 и продолжается наружу вдоль передней кромки крыла на определенное расстояние до ее конца. Согласно одному из вариантов осуществления дополнительная накладка 420 заканчивается до достижения зализа 215.
Согласно еще одному варианту осуществления настоящего изобретения накладки параллельны передней кромке крыла и расположены для образования устойчивого срывного элемента (как показано на фиг. 2), начинаясь от фюзеляжа и проходя до зализа. Согласно еще одному варианту осуществления накладки изогнуты по отношению к передней кромке, крыло крутится и аэродинамический профиль меняется для управления распространением срыва, когда достигнут критический угол атаки. Как уже упоминалось выше со ссылкой на фиг. 2, вихрь, созданный зализом 215, также поступательно перемещается наружу по направлению к законцовке крыла, взаимодействуя с отделенным обратным потоком на внутренней секции 220 крыла 200 и завихряясь, но оставаясь присоединенным к наружным секциям 210 крыла 200.
В дополнение, обращая внимание на фиг. 5, можно видеть комбинированную форму крыла в плане, вид спереди и с торца крыла в соответствии с одним из вариантов осуществления конфигурации, обладающей сопротивляемостью штопору, согласно настоящему изобретению. Зализ 215 в соответствии с настоящим изобретением не только продлевает хорду крыла 200 вперед, но снижает переднюю кромку на отдельной позиции по размаху крыла 200. Эффект зализа 215 вместе с изменяющимся по размаху крыла 200 аэродинамическим профилем заключается в создании аэродинамической перегородки посредством вихря, который захватывает отделенный воздушный поток на внутренней секции 220 крыла 200. Соответственно, в то время как внутренняя секция 220 крыла 200 находится в режиме развившегося срыва, воздушный поток, связанный с наружной секцией 210 крыла 200, остается присоединенным. Согласно другому варианту осуществления сегмент в виде зализа вмонтирован в крыло в отличие от единичного или одностороннего надреза, как показано на фиг. 5. Указанный тип сегмента в виде зализа создает двусторонние противоположно направленные вихри в отличие от одностороннего вихря. Кроме того, сегментированный зализ может быть объединен с односторонним или обычным зализом для создания множества барьеров, выполненных для стабилизации и управления срывным элементом.
Согласно еще одному варианту осуществления различные секции зализа крыла включены в профиль размаха крыла, каждая с отличной конфигурацией. Использование нескольких зализов обеспечивает одну или несколько явно выраженных и управляемых перегородок, захватывающих срывной элемент. Накладки, как описано выше, вмонтированы внутрь зализа для усиления отделения воздушного потока на внутренней секции крыла на большом угле атаки.
Другим аспектом настоящего изобретения является включение отрицательного закручивания вовнутрь или наружу сегментов крыла. Согласно одному из вариантов осуществления отрицательное закручивание в 1,5 градусов предусмотрено в крыле. Для целей настоящего описания отрицательное закручивание определено как крутка крыла таким образом, что угол атаки крыла уменьшается от сечения крыла в корневой части крыла по направлению к наружному сечению крыла. Другие варианты осуществления настоящего изобретения включают другие распределения крутки крыла. Примерные варианты осуществления настоящего изобретения включают крутку крыла от 0,5 градусов до 3 градусов.
По размаху крыла 200 один из аспектов конфигурации настоящего изобретения, который помогает обладать сопротивляемостью штопору, это не только крутка крыла, но и возможность изменять аэродинамический профиль по размаху крыла. Фиг. 5 определяет, согласно одному из вариантов осуществления, пять различных позиций, в которых крыло 200 имеет различную форму и/или конфигурацию аэродинамического профиля. В некоторых случаях размер аэродинамического профиля, а именно длина хорды и угловая ориентация, может изменяться, тогда как согласно другим вариантом осуществления может изменяться форма аэродинамического профиля. В последнем случае крыло 200 начинается в корневой части с первым поперечным сечением 510 профиля крыла, которое остается постоянным для части внутренней секции 220 крыла. На приблизительно 50% полуразмаха аэродинамический профиль меняется от внутреннего профиля 520 до внутреннего профиля 530 зализа. На протяжении этой секции передняя кромка и задняя кромка остаются одинаковыми (т.е. крутка крыла отсутствует). На зализе 215 передняя кромка аэродинамического профиля 535 проходит вперед, тогда как задняя кромка остается совпадающей. Тут самая большая длина хорды крыла 200. От указанной точки до законцовки крыло 200 постепенно сужается с передней кромкой, отклоняющейся назад, и задней кромкой обратной стреловидности. Приблизительно на 25% расстояния от корневой части зализа 215 до законцовки крыла может быть видна пятая конфигурация аэродинамического профиля 540. Аэродинамический профиль и крыло 200 продолжают непрерывно меняться к законцовке крыла, где аэродинамический профиль 550 законцовки крыла переходит в отогнутую вниз законцовку 555 с отклоняющейся назад задней кромкой 560.
В других комбинациях согласно настоящему изобретению расположение и степень сужения крыла и обратной стреловидности задней кромки может изменяться, чтобы максимально увеличить способность захватывать и управлять положением срывного элемента возле корневой части крыла.
Согласно одному из вариантов осуществления зализ крыла расположен на 50% полуразмаха с турбулизаторами, расположенными под углом 15 градусов к продольной оси летательного аппарат и размещенными на консоли крыла. Каждый турбулизатор отстоит от другого на 3 дюйма. Для возбуждения воздушного потока и в других вариантах осуществления настоящего изобретения турбулизаторы находятся на расстоянии 2 и 4 дюйма под углом к продольной оси летательного аппарата в диапазоне от 10 до 20 градусов. Наконец, накладки расположены на внутренней секции крыла, т.е. с внутренней стороны от зализа, как было описано выше. Самая внутренняя накладка наклонена вниз на 7 градусов (вид спереди, от корневой части к законцовке крыла) и расположена на 11-25% полуразмаха с другой накладкой, расположенной снаружи от первой на 24-35% полуразмаха параллельно передней кромке. Соответствующий специалист в данной области техники может оценить, что расположение и изменение угла накладок могут варьироваться. Действительно, тогда как настоящий вариант осуществления представляет линейную накладку, расположенную под углом 7 градусов к передней кромке, другие варианты осуществления могут характеризоваться большей или меньшей угловой ориентацией, основанной на крутке крыла в данной конкретной секции и изменениях эффективного или местного угла атаки. Например, размах крыла, характеризующегося более выраженной круткой крыла, может характеризоваться наличием накладок, в общем имеющих меньший угол наклона, обеспечивающих такое же явление инициирования срыва в корневой части. Также сама накладка может быть криволинейной, а не прямой, снова опираясь на характеристики начала срыва и характеристики срывного элемента. Накладки расположены и ориентированы так, чтобы быть уверенными, что срыв начинается в корневой части и распространяется в управляемом режиме так, что срывной элемент может быть захвачен от любых поверхностей управления, которые при отделении воздушного потока при срыве могут быть неэффективными.
Согласно одной из конфигураций настоящего изобретения угол установки крыла изменяется по размаху крыла, так на 0-19% полуразмаха указанный угол составляет 5 градусов и меняется до 2 градусов на 60% полуразмаха. Крутка крыла затем дополнительно приводится к 1 градусу на законцовке крыла (100% полуразмаха). Согласно данному варианту осуществления зализ крыла расположен на 60% полуразмаха и турбулизаторы, расположенные под углом 15 градусов и отстоящие друг от друга на 3 дюйма, расположены на наружной консоли крыла на 10% хорды. И, наконец, единичная накладка расположена на 33-39% полуразмаха крыла параллельно передней кромке.
Согласно еще одному варианту осуществления один или несколько треугольных турбулизаторов прикреплены к передней кромке крыла, которые также могут быть использованы для создания сильного вихря в определенном положении по размаху крыла и выполнены с возможностью ограничивать срыв внутренними секциями крыла. Такой турбулизатор показан, например, на фиг. 6. Как показано, треугольный турбулизатор 630 описан вмонтированным в зализ, повышая эффективность зализа при создании сфокусированного вихря. Турбулизатор 630 продлевает переднюю кромку наружной секции 610, накладывающуюся на внутреннюю секцию 620 крыла. На больших углах атаки воздушный поток проходит из под наружной секции 610 и вокруг корневой части зализа и турбулизатора. Турбулизатор 630 возбуждает воздушный поток, усиливая создание аэродинамической перегородки.
Еще один аспект настоящего изобретения заключается в присоединении турбулизаторов к крылу над передней кромкой снаружи от зализа. Турбулизаторы добавляют энергию в воздушный поток, снижая толщину пограничного слоя и позволяя воздушному потоку оставаться присоединенным к крылу на увеличенном угле атаки. Другой признак настоящего изобретения заключается не только во включении множества изменяющихся аэродинамических профилей по всему размаху крыла, но и в крутке крыла, при которой корневая часть крыла размещается на большем угле атаки, чем законцовка крыла. Поскольку угол атаки крыла возрастает, корневая часть крыла будет испытывать больший местный угол атаки, чем законцовка крыла, и первой входить в режим срыва. По мере того как крутка крыла и реализация различных аэродинамических профилей постоянно меняется от корневой части к законцовке крыла, происходит прерывное изменение на зализе, создающее перегородку.
Для дополнительного повышения сопротивляемости летательного аппарата штопору площадь хвостового оперения и размах модифицированы в соответствии с модификациями крыла для повышения устойчивости и сопротивляемости штопору. Для улучшения продольной устойчивости увеличен размах хвостового оперения и добавлена законцовка горизонтального хвостового оперения с увеличивающейся стреловидностью.
Комбинации признаков, описанных выше в отношении к крылу, также могут быть расширены путем их применения в отношении фюзеляжа летательного аппарата. Согласно одному из вариантов осуществления настоящего изобретения различные комбинации подбора аэродинамического профиля, крутки крыла, накладок, зализа крыла и турбулизаторов адаптируются с учетом взаимодействия воздушного потока вокруг фюзеляжа самолета-амфибии. В схеме с высоким расположением крыла сверху фюзеляжа, которая включает поплавок или жабры, воздушный поток над внутренними секциями области крыла подвергается воздействию воздушного потока над фюзеляжем и поплавком или жабрами. Переднее положение поплавка или жабр по отношению к передней кромке крыла на больших углах атаки воздействует на направление воздушного потока, снижая эффективный угол атаки крыла и, таким образом, его подъемную силу. В результате местный угол установки крыла в области поплавка или жабр может быть увеличен для компенсации потери подъемной силы, вызванной жабрами, тем самым способствуя желаемому распространению срыва сначала в корневой части крыла.
Как иллюстрируют чертежи, летательный аппарат развивает устойчивый и изолированный срывной элемент, ограниченный внутренними секциями крыла. При полном отклонении органа управления значительная часть наружной секции крыла, включая значительную часть обоих элеронов, сохраняет присоединенный воздушный поток. Оставшиеся внутренние секции крыла испытывают воздействие либо обратного, либо бокового воздушного потока. Несмотря на крен или рыскание летательного аппарата срывные элементы остаются изолированными. Указанная изоляция срывного элемента способствует поведению сопротивляемости штопору.
Настоящее изобретение представляет собой конфигурацию, обладающую сопротивляемостью штопору. Посредством комбинации признаков настоящего изобретения согласованным образом, каждый отдельный признак взаимодействует синергически для созданий устойчивого срывного элемента, который захватывается на внутренних секциях крыла. Устойчивый и захваченный срывной элемент в комбинации с хвостовым оперением, которое остается эффективным, обеспечивает пилота адекватным управлением креном, тангажом и рысканием, несмотря на то, что крыло находится в режиме развившегося срыва, для сопротивления входу в штопор. Действительно летные испытания показали, что срывной элемент так хорошо изолирован, что даже при полном управлении хвостовым оперением и полном отклонении руля, приводящим к возникновению рыскания в режиме срыва, летательный аппарат остается полностью управляемым.
Предпочтительные варианты осуществления настоящего изобретения описаны ниже. Согласно одному из вариантов осуществления конфигурация, обладающая сопротивляемостью штопору, содержит:
- фюзеляж и крыло, где крыло содержит первую область, примыкающую к фюзеляжу, и вторую область, примыкающую к законцовке крыла, причем первая область примыкает ко второй области, и где на больших углах атаки срывной элемент изолирован в пределах первой области, чтобы остаться в стороне от органов управления полетом в пределах второй области.
Другие особенности конфигурации, обладающей сопротивляемостью штопору, могут содержать:
- крыло, содержащее зализ, выполненный с возможностью формирования аэродинамической границы между первой областью и второй областями;
- где зализ содержит треугольный турбулизатор;
- где первая область содержит одну или несколько накладок, связанных с передней кромкой крыла;
- где по меньшей мере одна или несколько накладок соединены с передней кромкой крыла и расположены под углом вниз по мере прохождения к законцовке крыла;
- где по меньшей мере одна или несколько накладок соединены с передней кромкой крыла и параллельны ей;
- где вторая область содержит турбулизаторы;
- где крыло предусматривает крутку крыла, таким образом, угол установки законцовки крыла меньше угла установки корневой части крыла;
- где крутка крыла первой области существенно отличается от крутки крыла второй области;
- где законцовка крыла обратной стреловидности;
- где летательный аппарат представляет собой самолет-амфибию, который содержит поплавки;
- где на больших углах атаки поплавки уменьшают эффективный угол атаки крыла возле фюзеляжа.
Другие особенности системы конфигурации летательного аппарата, обладающей сопротивляемостью штопору, могут содержать:
- крыло, характеризующееся наличием корневой части и законцовки крыла, где крыло содержит первую область возле корневой части крыла и вторую область возле законцовки крыла, и
- где первая область и вторая область примыкают друг другу по непрерывной границе; и
- нарушение непрерывности передней кромки выполнено с возможностью формирования на больших углах атаки аэродинамической перегородки по непрерывной границе, изолируя срывной элемент в пределах первой области в стороне от органов управления полетом во второй области.
Особенности конфигурации, обладающей устойчивостью штопору, могут содержать:
- органы управления летательного аппарата, которые в ответ на развитие срывного элемента в пределах первой области остаются в рабочем состоянии для управления летательным аппаратом;
- где органы управления летательного аппарата изолированы от срывного элемента;
- множество турбулизаторов, связанных со второй областью;
- одну или несколько накладок, связанных с передней кромкой крыла в первой области;
- где одна или несколько накладок соединены с передней кромкой крыла и расположены под углом вниз по мере прохождения к законцовке крыла;
- где по меньшей мере одна или несколько накладок соединены с передней кромкой крыла и параллельны ей;
- где крыло предусматривает крутку крыла, таким образом угол установки законцовки крыла меньше угла установки корневой части крыла;
- где крутка крыла первой области существенно отличается от крутки крыла второй области;
- где летательный аппарат представляет собой самолет-амфибию, характеризующийся наличием поплавков и где крутка крыла в корневой части увеличивается за счет уменьшения эффективного угла атаки из-за поплавка.
После прочтения данного описания специалистам в данной области техники будут понятны дополнительные конструктивные и функциональные модификации для системы и способа конфигурации летательного аппарата, обладающей сопротивляемостью штопору, с помощью принципов, изложенных в настоящем документе. Таким образом, хотя конкретные варианты осуществления и применения были проиллюстрированы и раскрыты, должно быть понятно, что раскрытые варианты осуществления не ограничены точной конструкцией и компонентами, раскрытыми в настоящем документе. Различные модификации, изменения и вариации, которые будут очевидны специалистам в данной области техники, могут быть осуществлены в конструкции, работе и деталях способа и устройства, раскрытых в настоящем документе, без выхода за рамки сущности и объема, определенных в настоящем документе.
Кроме того, тем, кто знаком с данной областью техники, будет очевидно, что изобретение может быть воплощено в других конкретных формах без выхода за рамки его сущности или существенных характеристик. Хотя настоящее изобретение было описано и проиллюстрировано с определенной степенью детализации, является очевидным, что настоящее раскрытие было осуществлено только в качестве примера, и специалисты в данной области техники могут прибегнуть к многочисленным изменениям в комбинации и расположении частей без выхода за рамки сущности и объема изобретения, приведенных ниже в формуле изобретения.