ГРЕБЕНЬ ОГРАНИЧЕНИЯ ПОТОКА ДЛЯ ВИНГЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AIRCRAFT WINGLET FLOW LIMITATION CREST

Предпосылки создания изобретения
Винглеты используются в летательных аппаратах в первую очередь для повышения аэродинамических качеств крыла путем уменьшения величины индуктивного сопротивления, которое возникает вследствие подъемной силы крыла. Винглеты, которые ориентированы вверх и от корпуса относительно конца крыла, как правило, также способствуют повышению поперечной устойчивости (то есть поведения летательного аппарата с неподвижным крылом, летящего под углом бокового скольжения, с креном, обеспечивающим поднятие конца наветренного крыла и опускание конца подветренного крыла, что защищает ориентацию летательного аппарата по крену от возмущений).
Летательные аппараты с неподвижным крылом часто летают под большими углами атаки (то есть положение летательного аппарата в плоскости тангажа относительно набегающего потока воздуха) и большими углами скольжения (то есть ориентации летательного аппарата относительно набегающего потока воздуха). При заходе на посадку летательный аппарат с неподвижным крылом должен лететь с низкой скоростью, что требует более высокого угла атаки для поддержания достаточной для продолжения полета подъемной силы. По мере того как скорость летательного аппарата уменьшается во время выравнивания при посадке, непосредственно перед касанием взлетно-посадочной полосы угол атаки, необходимый для поддержания подъемной силы, увеличивается. Аналогичным образом, при заходе на посадку боковые ветры (то есть ветры, направленные под углом к осевой линии взлетно-посадочной полосы) вынуждают ориентировать летательный аппарат под углом бокового скольжения с управлением по крену и рысканию, чтобы во время посадки он оставался выровненным по осевой линии взлетно-посадочной полосы. При увеличении силы бокового ветра или по мере уменьшения скорости летательного аппарата по отношению к скорости бокового ветра угол бокового скольжения, необходимый для движения непосредственно вдоль осевой линии взлетно-посадочной полосы, увеличивается.
Поперечная устойчивость необходима для сертификации летательных аппаратов и обеспечения безопасности полетов. Поперечная устойчивость уменьшает загруженность пилота, поскольку стремится восстановить горизонтальное положение крыльев после того, как порывы ветра или другие возмущения накреняют летательный аппарат относительно продольной оси, а также в том случае, если во время полета произошел отказ системы управления по крену (например, элеронов) (а именно, в результате заклинивания, срезания фрагментами двигателя при разлете ротора двигателя и т. д.). В таких случаях пилот все равно должен иметь возможность управлять летательным аппаратом, используя альтернативные средства, например, обеспечение поперечной устойчивости с применением системы управления по курсу (например, рулей направления) и переход на углы бокового скольжения. Требования, предъявляемые к статической поперечной устойчивости летательных аппаратов, изложены в разделе 23.177 14-го Свода федеральных правил Соединенных Штатов Америки (который обычно указывают сокращенно «CFR»).
При больших углах бокового скольжения и углах атаки (т. е. когда винглет находится в условиях высокой подъемной силы) поток воздуха над внутренней стороной винглета может отделяться от поверхности. Такой эффект отделения приводит к уменьшению подъемной силы винглета, снижению поперечной устойчивости и изменению характера воздействия момента крена на летательный аппарат. Летательный аппарат должен отвечать требованиям сертификации при пониженной поперечной устойчивости. Сопутствующее изменение момента крена также считается нежелательной или неудовлетворительной характеристикой поперечного регулирования для летательного аппарата, что может стать причиной отказа в выдаче сертификата на летательный аппарат. Это можно частично предотвратить путем использования в винглетах специальных устройств, предотвращающих отделение потока воздуха. Однако эти устройства могут вызывать увеличение аэродинамического сопротивления и массы летательного аппарата, что может ухудшать его характеристики даже в условиях полета, когда такие устройства не требуются (например, в условиях, близких к маршевому полету с небольшими углами атаки и близкими к нулю углами бокового скольжения). Такие устройства также повышают стоимость летательных аппаратов и могут считаться эстетически непривлекательными.
При обычной эксплуатации летательный аппарат часто летает в различных атмосферных и метеорологических условиях. На обычных высотах полета (например, до 45 000 футов над средним уровнем моря) температура окружающего воздуха является средней между нормальными условиями и -70 °F. Микроскопические капли воды, взвешенные в чистой атмосфере, могут существовать в переохлажденном состоянии без капельных ядер, то есть эта влага может существовать в виде взвешенной жидкости при температурах ниже стандартных условий замерзания. Планируемый полет в условиях, которые ниже температуры замерзания со взвешенными переохлажденными жидкими каплями воды, называется «Полет в известных условиях обледенения» (который обычно указывают сокращенно «FIKI»). Во время полета в известных условиях обледенения поверхности летательного аппарата, обращенные вперед, собирают воду по мере прохождения через эту зону и инициируют образование центров кристаллизации водяных капель. Без противообледенительной системы эта вода замерзает и превращается в лед, который в итоге скапливается на поверхностях летательного аппарата. Из-за изменения формы и структуры поверхности обледенение летательного аппарата, как правило, ухудшает характеристики, устойчивость и управляемость летательного аппарата. Однако упомянутое выше требование по обеспечению статической поперечной устойчивости также применяется к летательным аппаратам даже при полетах в известных условиях обледенения.
Когда летательный аппарат летит в известных условиях обледенения, налипающий лед может скапливаться на обращенных вперед поверхностях, не оборудованных противообледенительной системой, в том числе на передней кромке винглета. Накопление льда на передней кромке винглета способствует отделению от поверхности потока воздуха над винглетом при уменьшенных, но чаще встречающихся углах бокового скольжения. Эта тенденция к увеличению отделения потока отрицательно влияет на подъемную силу винглета, снижая таким образом поперечную устойчивость. Известны противообледенительные системы, которые могут нагревать переднюю кромку винглета для предотвращения накопления льда либо механическим или химическим способом удалять лед или предотвращать его накопление. Однако эти противообледенительные системы часто являются дорогостоящими, приводят к значительному увеличению веса, повышают затраты и уровень сложность летательных аппаратов, требуют обслуживания и дополнительных систем безопасности (например, оповещения об ошибках, обнаружения утечек в системах отбора воздуха и т.д.), а также могут приводить к существенному усложнению конструкции летательного аппарата.
В более широком смысле многие типы загрязнений поверхности передней кромки могут ухудшать поток воздуха вокруг винглета и приводить к тем же эффектам, что и накопление льда. Аналогично загрязнению обтекаемой поверхности накапливающимся льдом, определенные условия на земле и в небе также могут приводить к загрязнению поверхности передней кромки различными веществами (например, грязью, материалом растительного происхождения и другим инородным материалом, пеплом, насекомыми, ударяющимися при полете на низких высотах, испражнениями птиц, засохшими остатками материалов, используемых при техническом обслуживании, или остатками рабочих жидкостей и т. д.).
Одним из известных устройств, улучшающих характеристики сваливания летательного аппарата путем изменения схемы отделения потока воздуха над основным крылом (но не над винглетом) при больших углах атаки, является аэродинамическая перегородка на крыле. Аэродинамическая перегородка крепится к крылу в месте, удаленном от конца крыла в направлении фюзеляжа. Другими известными устройствами, применяемыми на летательных аппаратах, являются аэродинамические гребни на нижней поверхности крыла. Они располагаются впереди и ниже передней кромки основного крыла и создают завихрения, улучшающие характеристики сваливания за счет изменения поля обтекания над основным крылом (но не над винглетом) при больших углах атаки. Ни аэродинамические перегородки, ни аэродинамические гребни нижней поверхности крыла не способствуют повышению поперечной устойчивости летательного аппарата.
Наконец, известно еще одно устройство для летательных аппаратов — светоотражающая перегородка на конце крыла, которая меньше по размерам, располагается далеко впереди от винглета на передней кромке основного крыла и используется для блокирования света от огня на конце крыла, направленного в глаза находящегося в кабине пилота. Светоотражающие перегородки на конце крыла также не способствуют повышению поперечной устойчивости.
Краткое описание
В соответствии с одним из аспектов крыло летательного аппарата содержит переднюю кромку, заднюю кромку и поверхность, образованную верхней поверхностью крыла и нижней поверхностью крыла. Крыло проходит от корня крыла до конца крыла, а на конце крыла имеется концевая хорда. Винглет проходит от конца крыла и содержит переднюю кромку винглета, заднюю кромку винглета, внутреннюю поверхность винглета, внешнюю поверхность винглета, корень винглета с хордой корня винглета и конец винглета. Гребень ограничения потока расположен на поверхности крыла в направлении от винглета к фюзеляжу и перекрывается с винглетом. Гребень ограничения потока выполнен с возможностью замедления и/или предотвращения отделения потока воздуха на внутренней поверхности винглета при больших углах бокового скольжения, что увеличивает поперечную устойчивость и выравнивает летательный аппарат при больших углах скольжения.
В соответствии с еще одним аспектом предложен способ предотвращения отделения потока воздуха на внутренней поверхности винглета, проходящего от конца крыла летательного аппарата, при больших углах скольжения. Способ включает в себя размещение гребня ограничения потока на верхней стороне поверхности крыла смежно с внутренней поверхностью винглета; смещение гребня ограничения потока в сторону фюзеляжа от конца крыла на расстояние, не превышающее 100% длины хорды корня винглета; и направление гребня ограничения потока на верхней поверхности крыла в первое положение, обеспечивающее перекрытие с винглетом.
В соответствии с еще одним аспектом крыло летательного аппарата содержит переднюю кромку крыла, заднюю кромку крыла и поверхность крыла, образованную верхней поверхностью крыла и нижней поверхностью крыла. Крыло проходит от корня крыла до конца крыла, а на конце крыла имеется концевая хорда. Винглет проходит от конца крыла и содержит переднюю кромку винглета, заднюю кромку винглета, внутреннюю поверхность винглета, внешнюю поверхность винглета, корень винглета с хордой корня винглета и конец винглета. Гребень ограничения потока расположен на поверхности крыла в направлении к фюзеляжу от винглета. Гребень ограничения потока проходит от первого положения на верхней поверхности крыла, которое перекрывается с винглетом, ко второму положению на одной из верхней поверхности крыла и нижней поверхности крыла. Расстояние до гребня ограничения потока от края крыла в направлении фюзеляжа не превышает 100% длины хорды корня винглета. Гребень ограничения потока выполнен с возможностью замедления и/или предотвращения отделения потока воздуха на внутренней поверхности винглета при больших углах бокового скольжения, что увеличивает поперечную устойчивость и выравнивает летательный аппарат при больших углах скольжения.
Краткое описание графических материалов
На фиг. 1 представлен вид сверху (в плане) летательного аппарата с крыльями, причем каждое крыло содержит иллюстративный гребень ограничения потока, расположенный на поверхности крыла, в направлении к фюзеляжу от винглета.
На фиг. 2 представлен увеличенный вид конца левого крыла летательного аппарата, показанного на фиг. 1.
На фиг. 3 представлен частичный вид сбоку в перспективе конца левого крыла, показанного на фиг. 1.
На фиг. 4–11 представлены виды с внешней стороны сбоку конца левого крыла, демонстрирующие иллюстративные аспекты гребня ограничения потока в соответствии с настоящим описанием.
На фиг. 12 представлен вид в перспективе гребня ограничения потока, показанного на фиг. 6.
На фиг. 13 представлен вид сверху вниз (в плане) гребня ограничения потока, изображенного на фиг. 12.
На фиг. 14 представлен вид сзади гребня ограничения потока, изображенного на фиг. 12.
На фиг. 15 и 16 представлены виды спереди гребня ограничения потока, изображенного на фиг. 12.
На фиг. 17 показаны параметры определения местонахождения гребня ограничения потока вдоль бокового направления крыла (вдоль размаха).
На фиг. 18 проиллюстрирован поток воздуха над концом левого крыла с гребнем ограничения потока и без него.
На фиг. 19 проиллюстрировано отделение потока воздуха (в затененных черных областях) при больших углах скольжения над внутренней поверхностью винглета с гребнем ограничения потока и без него.
На фиг. 20 проиллюстрирован коэффициент давления на внутренней поверхности винглета и на внешней поверхности винглета в сечении A-A и уменьшение пика разрежения винглета (что соответствует уменьшению отделения потока воздуха) благодаря гребню ограничения потока.
На фиг. 21 проиллюстрирован коэффициент давления на верхней поверхности крыла и нижней поверхности крыла в сечении B-B, а также улучшение потока воздуха на внешней части крыла благодаря гребню ограничения потока.
На фиг. 22 проиллюстрированы коэффициент момента крена летательного аппарата и результаты вычислений поперечной устойчивости и изменения момента крена при больших углах скольжения с гребнем ограничения потока и без него.
На фиг. 23 проиллюстрирован коэффициент момента крена летательного аппарата и результаты испытаний в аэродинамической трубе для проверки поперечной устойчивости и изменения момента крена при больших углах скольжения для чистого винглета без гребня ограничения потока, для винглета с налипшей наледью без гребня ограничения потока, а также для винглета с налипшей наледью с гребнем ограничения потока.
На фиг. 24 проиллюстрирован коэффициент подъемной силы летательного аппарата и результаты испытаний в аэродинамической трубе для проверки подъемной силы летательного аппарата при больших углах скольжения для чистого винглета без гребня ограничения потока, для винглета с налипшей наледью без гребня ограничения потока, а также для винглета с налипшей наледью с гребнем ограничения потока.
Подробное описание
В настоящем документе описано крыло летательного аппарата, включающее в себя переднюю кромку крыла, заднюю кромку крыла, верхнюю поверхность крыла и нижнюю поверхность крыла. В одном примере осуществления винглет проходит от конца крыла и включает в себя переднюю кромку винглета, заднюю кромку винглета, внутреннюю поверхность винглета и внешнюю поверхность винглета. Гребень ограничения потока, расположенный на крыле в направлении от конца крыла к фюзеляжу, проходит до места, расположенного на верхней поверхности крыла, таким образом, что накладывается на винглет. Если на передней кромке винглета имеется загрязнение, в том числе скопившийся лед, летательный аппарат может потерять поперечную устойчивость, либо устойчивость может ухудшиться за счет отделения потока воздуха от внутренней поверхности винглета при больших углах скольжения. Гребень ограничения потока замедляет и/или предотвращает отделение потока воздуха на внутренней поверхности винглета при больших углах скольжения, повышая поперечную устойчивость и выравнивая летательный аппарат при больших углах скольжения без добавления сложных устройств, таких как противообледенительная система, без повышения веса и стоимости.
Разумеется, следует понимать, что описание и рисунки, представленные в настоящем документе, являются исключительно иллюстративными, и что в описанные конструкции могут быть внесены различные усовершенствования и изменения без отступления от настоящего описания. Под термином «угол атаки» подразумевают угол между линией хорды крыла показанного летательного аппарата с неподвижным крылом и набегающим потоком воздуха или относительным ветром. Как хорошо известно, по мере увеличения угла атаки летательных аппаратов с неподвижным крылом отделение потока воздуха от верхней поверхности крыла становится более выраженным, что, во-первых, снижает скорость увеличения коэффициента подъемной силы с увеличением угла атаки, а во-вторых, ограничивает максимально возможный коэффициент подъемной силы. Под термином «угол скольжения» или «угол бокового скольжения» подразумевают угол между центральной линией летательного аппарата (например, линией, разделяющей левую и правую половины летательного аппарата, если смотреть на него сверху вниз (вид в плане)) и набегающим потоком воздуха.
Как видно на чертежах, на разных изображениях одинаковыми номерами обозначены одинаковые детали. На фиг. 1–3 представлен летательный аппарат 100 с фюзеляжем 102. Фюзеляж 102 может проходить от носа в носовой части 104 летательного аппарата 100 до хвостового оперения 106 в хвостовой части 108 фюзеляжа 102. Хвостовое оперение 106 может состоять из одной или более поверхностей хвостового оперения, таких как вертикальный стабилизатор 110 и/или горизонтальный стабилизатор 112, для управления летательным аппаратом 100. Летательный аппарат 100 может дополнительно включать в себя пару крыльев 120. На фиг. 3 летательный аппарат 100 может быть определен относительно системы координат, имеющей продольную ось X, поперечную ось Y и вертикальную ось Z. Продольная ось X может быть определена как ось, проходящая через общий центр фюзеляжа 102 между носовой частью 104 и хвостовой частью 108 (то есть как центральная линия летательного аппарата, проходящая от носовой до хвостовой части фюзеляжа). Поперечная ось Y может быть ориентирована перпендикулярно продольной оси X и может проходить по существу вдоль крыльев 120 в направлениях от центра фюзеляжа 102 (например, как правило, от одного конца крыла к другому концу крыла). Вертикальная ось Z может быть ориентирована перпендикулярно продольной оси X и поперечной оси Y (то есть, как правило, проходит от нижней к верхней части летательного аппарата).
Каждое крыло 120 включает в себя переднюю кромку 122 крыла (обращенную вперед кромку крыла), заднюю кромку 124 крыла (самый задний край крыла) и поверхность крыла, образованную верхней поверхностью 126 крыла (обычно поверхностью с потоком низкого давления) и нижней поверхностью 128 крыла (как правило, поверхностью с потоком высокого давления, см., например, фиг. 4). Каждое крыло 120 проходит в боковом направлении от корня 130 крыла (ближе всего к фюзеляжу 102) к концу 132 крыла (наиболее удаленному от фюзеляжа 102). На крыльях 120 или фюзеляже 102 могут быть установлены одна или более двигательных установок 134. Каждое крыло 120 также включает в себя винглет 136, который может располагаться по существу перпендикулярно (как правило, вверх) от конца 132 крыла.
В примере осуществления гребень 140 ограничения потока расположен на крыле 120, в боковом направлении внутрь от конца 132 крыла и винглета 136 (см. фиг. 2). Следует отметить, что, хотя винглет 136 и гребень 140 ограничения потока в соответствии с настоящим описанием описаны в контексте летательного аппарата с неподвижным крылом, такого как летательный аппарат 100 типа «труба-крыло», показанного на фиг. 1, винглет 136 и гребень 140 ограничения потока по настоящему описанию могут применяться к любому летательному аппарату любой конфигурации, без ограничений (например, к любым гражданским, коммерческим или военным летательным аппаратам, включая гибридные летательные аппараты типа «крыло-фюзеляж», летательные аппараты со смешанным крылом, винтокрылые летательные аппараты, вертикальное и горизонтальное оперение или другие вспомогательные несущие аэродинамические поверхности). Следует также иметь в виду, что гребень 140 ограничения потока можно использовать как компонент исходного оборудования для новых летательных аппаратов, а также для модернизации существующего парка летательных аппаратов. Поскольку гребень 140 ограничения потока соединен непосредственно с несущими конструкциями крыла 120, его можно легко установить на существующий летательный аппарат.
wt
wl
wl
w
wl
Каждый винглет 136 состоит из передней кромки 146 винглета, задней кромки 148 винглета, внутренней поверхности 150 винглета (которая, как правило, является поверхностью с потоком низкого давления), внешней поверхности 152 винглета (которая, как правило, является поверхностью с потоком высокого давления), корнем 154 винглета (расположен рядом с концом 132 крыла) и концом 156 винглета (расположен напротив корня винглета). Корень 154 винглета прикреплен или иным образом соединен с крылом 120 на конце 132 крыла. В показанном аспекте винглет 136 скошен назад и может быть дополнительно сформирован с относительным сужением в направлении от хорды C конца винглета до хорды C корня винглета, которая находится в месте, где корень 154 винглета присоединяется к концу 132 крыла (см. фиг. 4). В показанном варианте осуществления пересечение передней кромки 146 винглета с концом 132 крыла находится позади передней кромки 122 крыла на конце 132 крыла. Однако предполагается, что пересечение передней кромки 146 винглета с концом 132 крыла можно разместить примерно на передней кромке 122 крыла. В показанном варианте осуществления задний край 148 винглета находится позади заднего края 124 крыла. Однако предполагается, что задний край 148 винглета может присоединяться к концу 132 крыла или пересекаться с ним в любом месте, которое находится не дальше в направлении назад, чем задний край 124 крыла, и может присоединяться к концу 132 крыла или пересекаться с ним в месте, которое находится приблизительно на задней кромке 124 крыла. В описанном аспекте винглет 136 выполнен таким образом, что хорда C корня винглета короче концевой хорды C, а часть хорды C корня винглета проходит позади задней кромки 124 крыла.
На фиг. 4–11 представлены иллюстративные аспекты гребня 140 ограничения потока в соответствии с настоящим описанием. В аспекте, изображенном на фиг. 4, гребень 140 ограничения потока проходит от переднего положения (позади переднего края 122 крыла) до заднего положения (между передней кромкой 146 винглета и задней кромкой 124 крыла и/или задней кромкой 148 винглета) на верхней поверхности 126 крыла, которая перекрывается с винглетом 136.
В аспекте, изображенном на фиг. 5, гребень 140 ограничения потока проходит от переднего положения (на передней кромке 122 крыла) до заднего положения (между передней кромкой 146 винглета и задней кромкой 124 крыла и/или задней кромкой 148 винглета) на верхней поверхности 126 крыла, которая перекрывается с винглетом 136.
В аспекте, изображенном на фиг. 6, гребень 140 ограничения потока проходит от положения между передней кромкой 122 крыла и передней кромкой 146 винглета на нижней поверхности 128 крыла вокруг передней кромки 122 крыла до положения между передней кромкой 146 винглета и задней кромкой 124 крыла и/или задней кромкой 148 винглета на верхней поверхности 126 крыла, которая перекрывается с винглетом 136.
В аспекте, изображенном на фиг. 7, гребень 140 ограничения потока проходит от положения между передней кромкой 146 винглета и задней кромкой 124 крыла и/или задней кромкой 148 винглета на нижней поверхности 128 крыла вокруг передней кромки 122 крыла к положению между передней кромкой 146 винглета и задней кромкой 124 крыла и/или задней кромкой 148 винглета на верхней поверхности 126 крыла, которая перекрывается с винглетом 136.
В аспекте, изображенном на фиг. 8, гребень 140 ограничения потока проходит вокруг всего крыла 120 как по верхней поверхности 126 крыла, так и по нижней поверхности 128 крыла.
В аспекте, изображенном на фиг. 9, гребень 140 ограничения потока проходит вокруг всего крыла 120 как по верхней поверхности 126 крыла, так и по нижней поверхности 128 крыла, а также проходит позади задней кромки 124 крыла и/или от задней кромки 148 винглета.
В аспекте, изображенном на фиг. 10, гребень 140 ограничения потока содержит первую часть 174 гребня ограничения потока на верхней поверхности 126 крыла и отдельную вторую часть 176 гребня ограничения потока на нижней поверхности 128 крыла. Каждая их первой части 174 гребня ограничения потока и второй части 176 гребня ограничения потока проходит от положения между передней кромкой 122 крыла и передней кромкой 146 винглета до положения между передней кромкой 146 винглета и задней кромкой 124 крыла и/или задней кромкой 148 винглета. Первая часть 174 гребня ограничения потока перекрывается с винглетом 136.
В аспекте, изображенном на фиг. 11, гребень 140 ограничения потока проходит вокруг всего крыла 120 как по верхней поверхности 126 крыла, так и по нижней поверхности 128 крыла, за исключением области передней кромки 122 крыла как на верхней поверхности 126 крыла, так и на нижней поверхности 128 крыла. Более конкретно, гребень 140 ограничения потока проходит от положения между передней кромкой 122 крыла и передней кромкой 146 винглета по верхней поверхности 126 крыла вокруг задней кромки 124 крыла до положения между передней кромкой 122 крыла и передней кромкой 146 винглета на нижней поверхности 128 крыла.
На фиг. 12 представлен вид в перспективе гребня 140 ограничения потока, показанного на фиг. 6. На фиг. 13 представлен вид сверху вниз гребня 140 ограничения потока, показанного на фиг. 6. На фиг. 14 представлен вид сзади гребня 140 ограничения потока, показанного на фиг. 6. На фиг. 15 и 16 представлены виды спереди гребня 140 ограничения потока, показанного на фиг. 6. Гребень 140 ограничения потока, который имеет форму, соответствующую крылу 120, включает в себя корпус 160, состоящий из одной или множества деталей, который проходит от участка 162 передней кромки до участка 164 задней кромки. Хотя показано, что корпус 160 гребня 140 ограничения потока имеет постоянную толщину T (см. фиг. 16), его толщина может изменяться в продольном направлении (то есть вдоль продольной оси X на фиг. 3). В данном конкретном проиллюстрированном варианте осуществления монтажный фланец 166, выполненный заедино с корпусом 160, проходит приблизительно перпендикулярно от монтажного края 168 корпуса 160. Монтажный фланец 166 снабжен монтажными отверстиями 170, в которые вводят крепежные элементы (не показаны) для крепления гребня 140 ограничения потока к крылу 120. Высота H гребня 140 ограничения потока (см. фиг. 12) выбрана с учетом ряда соображений, в том числе, без ограничений, поддержание поперечной устойчивости при сильном боковом скольжении в случае загрязнения поверхности, обтекаемой потоком, или без загрязнения, устранение нежелательного поведения в движении крена при больших углах скольжения, а также учитывая вес деталей, стоимость и эстетичность, при этом также ограничивая его воздействие на фрикционное сопротивление обшивки и индуктивное сопротивление крыла 120. Кроме того, изображенный аспект гребня 140 ограничения потока содержит C-образный участок 162 передней кромки с монтажным фланцем 166, форма которого соответствует форме участка 162 передней кромки. При такой конструкции монтажный фланец прикрепляют как к верхней поверхности 126 крыла, так и к нижней поверхности 128 крыла. Однако следует понимать, что конфигурация монтажного фланца 166 может отличаться в зависимости от варианта осуществления гребня 140 ограничения потока, описанного выше.
Гребень 140 ограничения потока, показанный на фиг. 12, крепится с помощью монтажного фланца 166; однако следует понимать, что предполагаются альтернативные способы крепления гребня 140 ограничения потока к крылу 120. В качестве примера, гребень 140 ограничения потока может быть встроен непосредственно в крыло 120 посредством соединения на крыле; гребень 140 ограничения потока может составлять единое целое с крылом 120 с образованием единой однокомпонентной конструкции для крыла 120 и гребня 140 ограничения потока; гребень 140 ограничения потока может составлять единое целое с винглетом 136 с образованием единой однокомпонентной конструкции для винглета 136 и гребня 140 ограничения потока; гребень 140 ограничения потока может быть прикреплен, приклеен или приварен к крылу 120 за счет использования крепежного фланца на сопрягаемой стороне гребня 140 ограничения потока; гребень ограничения потока может быть прикреплен, приклеен или приварен к крылу 120 вдоль сопрягаемой кромки гребня 140 ограничения потока; и гребень 140 ограничения потока может быть обеспечен внутренними крепежными фланцами, которые крепятся к внутренним элементам конструкции крыла или винглета.
wl
wl
wl
Как показано на фиг. 17, на виде сверху (в плане) крыла 120 внутреннее расстояние до гребня 140 ограничения потока от конца 132 крыла не превышает 100% длины хорды C корня винглета. В соответствии с одним аспектом внутреннее расстояние гребня 140 ограничения потока от конца 132 крыла не превышает 60% длины хорды C корня винглета. В соответствии с другим аспектом внутреннее расстояние гребня 140 ограничения потока от конца 132 крыла не превышает 30% длины хорды C корня винглета.
Как показано на фиг. 18, монтажный фланец 166 обеспечивает надежное крепление гребня 140 ограничения потока в месте, где поток воздуха проходит от нижней поверхности 128 крыла к верхней поверхности 126 крыла и внутрь вокруг конца 132 крыла и передней кромки 146 винглета при больших углах скольжения. Гребень 140 ограничения потока выполнен с возможностью создания завихрений между гребнем 140 ограничения потока и винглетом 136. Вследствие этого завихрения перенаправляют поток воздуха для ограничения пиков низкого давления на передней кромке 146 винглета, чтобы замедлить и/или уменьшить отделение потока воздуха от внутренней поверхности 150 винглета при больших углах скольжения. Также следует понимать, что гребень 140 ограничения потока выполнен с возможностью создания положительного давления. Как хорошо известно, при увеличении угла скольжения винглета 136 образуется острый пик низкого давления. Когда пик низкого давления становится слишком большим, поток воздуха с отрицательным давлением отделяется и расширяется, и этот поток воздуха больше не примыкает к внутренней поверхности 150 винглета (см. фиг. 19). Положительное давление, создаваемое потоком воздуха при скольжении, попадая внутрь и наталкиваясь на гребень 140 ограничения потока, сокращает (или уменьшает) пик низкого давления и снижает вероятность отделения потока воздуха от внутренней поверхности 150 винглета при больших углах скольжения (см. фиг. 20). Завихрения перенаправляют поток воздуха обратно в направлении возможного отделения потока воздуха, чтобы замедлить и предотвратить отделение потока воздуха.
Кроме того, при размещении гребня 140 ограничения потока по отношению к концу 132 крыла и винглету 136, как описано выше, гребень 140 ограничения потока выполнен с возможностью замедления и/или предотвращения отделения потока воздуха от внутренней поверхности 150 винглета при больших углах скольжения, что повышает поперечную устойчивость и выравнивает летательный аппарат при больших углах скольжения (см. ФИГ. 19–23). Кроме того, одним из аспектов летательного аппарата 100 является то, что передняя кромка 146 винглета не оборудована противообледенительной системой. После образования льда на передней кромке 146 винглета во время полета в известных условиях обледенения (или аналогичным образом после загрязнения иными веществами поверхности, обтекаемой потоком, на передней кромке 146 винглета помимо полетов в известных условиях обледенения) гребень 140 ограничения потока выполнен с возможностью замедления и/или уменьшения отделения потока воздуха от внутренней поверхности 150 винглета в условиях скольжения, что еще больше повышает поперечную устойчивость после скопления льда или других загрязнений на передней кромке 146 винглета. Соответственно, в случае летательного аппарата 100 отделение потока воздуха, помимо случаев обледенения, происходит при больших углах скольжения. Гребень 140 ограничения потока поддерживает поток воздуха и увеличивает угол скольжения, при котором происходит отделение потока воздуха, до значения угла скольжения, превышающего требуемое для сертификации типа летательного аппарата. При намерзании льда на передней кромке 146 винглета или при возможном наличии других загрязнений на поверхности, обтекаемой потоком, отделение потока воздуха происходит по существу под любым углом атаки даже при небольших углах скольжения. Добавление гребня 140 ограничения потока снижает степень отделения потока воздуха и улучшает боковую управляемость. Следует иметь в виду, что точные значения углов зависят от летательного аппарата и могут быть другими для альтернативных конфигураций летательных аппаратов.
На фиг. 19 проиллюстрированы результаты вычислений, показывающие, что при прикреплении гребня 140 ограничения потока к поверхности крыла отделение потока воздуха (в заштрихованных черных областях) от внутренней поверхности 150 винглета при больших углах скольжения можно замедлить и/или предотвратить.
На фиг. 20 проиллюстрировано влияние гребня 140 ограничения потока на коэффициент давления (полученный на основании результатов вычислений) в местах нахождения хорд винглета в сечении A-A, показанном на фиг. 20 На графике 200 представлен коэффициент давления на внутренней поверхности 150 винглета, если гребень 140 ограничения потока не установлен на крыло 120. На графике 201 представлен коэффициент давления на внутренней поверхности 150 винглета, если гребень 140 ограничения потока установлен на крыло 120. На графике 202 и графике 203 представлены соответствующие распределения коэффициентов давления по внешней поверхности 152 винглета независимо от того, установлен ли гребень 140 ограничения потока на крыло 120 (то есть гребень 140 ограничения потока не оказывает существенного влияния на коэффициент давления на внешней поверхности 152 винглета). На графике 200 и графике 201 показано, что положительное давление потока воздуха при скольжении, обтекающего конец 132 крыла и воздействующего на гребень 140 ограничения потока, сокращает (или уменьшает) пик низкого давления на передней кромке 146 винглета и снижает вероятность отделения потока воздуха от внутренней поверхности 150 винглета при больших углах скольжения. В примере, показанном на ФИГ. 20, пик низкого давления на передней кромке 146 винглета уменьшается приблизительно на 20%, если гребень 140 ограничения потока установлен на крыло 120.
На фиг. 21 проиллюстрированы влияние гребня 140 ограничения потока на распределения коэффициента давления в местах нахождения хорд крыла в сечении B-B, показанном на ФИГ. 21 На графике 210 представлено распределение коэффициента давления на верхней поверхности 126 крыла при положительной подъемной силе и с гребнем 140 ограничения потока, установленным на крыло 120. На графике 211 представлено распределение коэффициента давления на верхней поверхности 126 крыла при положительной подъемной силе без гребня 140 ограничения потока, установленного на крыло 120. На графике 212 и графике 213 представлены соответствующие распределения коэффициента давления на нижней поверхности 128 крыла независимо от того, установлен ли гребень 140 ограничения потока на крыле 120 (то есть гребень 140 ограничения потока не оказывает существенного влияния на коэффициент давления на нижней поверхности 128 крыла). Если гребень 140 ограничения потока прикреплен к поверхности крыла, распределение давления на верхней поверхности 126 крыла вокруг конца 132 крыла изменяется и, следовательно, замедляет и предотвращает отделение потока воздуха от внутренней поверхности 150 винглета. Более того, если гребень 140 ограничения потока прикреплен к поверхности крыла, поток воздуха снова примыкает к винглету 136, что приводит к увеличению внешней подъемной силы крыла.
На фиг. 22 представлен график зависимости коэффициента момента крена летательного аппарата от угла скольжения летательного аппарата без загрязнения поверхности, обтекаемой потоком (например, льдом и т. д.). На графике 220 представлена зависимость коэффициента момента крена летательного аппарата от угла скольжения летательного аппарата, когда гребни 140 ограничения потока установлены на крыльях 120 летательного аппарата 100. На графике 221 представлена зависимость коэффициента момента крена летательного аппарата от угла скольжения летательного аппарата, когда гребни 140 ограничения потока не установлены на крыльях 120 летательного аппарата 100. График этих значений с большим наклоном соответствует более высокой поперечной устойчивости, чем график с меньшим наклоном. Более того, линейный график по существу соответствует желаемой управляемости. На фиг. 22 проиллюстрировано, что при больших углах скольжения коэффициент момента крена летательного аппарата выше, если на летательный аппарат установлены гребни 140 ограничения потока. Более того, повышенная линейность графика 220 по сравнению с графиком 221 свидетельствует о большем приближении к желаемой управляемости. Линией 222 отмечено улучшение, связанное с применением гребней 140 ограничения потока.
На фиг. 23 представлены результаты испытаний в аэродинамической трубе, которые показывают, что при нормальных условиях полета (то есть без загрязнения поверхности, обтекаемой потоком) и без гребня 140 ограничения потока поперечная устойчивость является по существу линейной для умеренных углов скольжения. После загрязнения поверхности, обтекаемой потоком, может происходить потеря или ухудшение положительной поперечной устойчивости; но если гребень 140 ограничения потока прикреплен к поверхности крыла, возможно поддержание положительной поперечной устойчивости (то есть наклон графика аналогичен наклону при нормальных условиях полета), что требуется при сертификации летательного аппарата. На ФИГ. 24 представлены результаты испытаний в аэродинамической трубе, которые показывают, что после загрязнения поверхности, обтекаемой потоком, может наблюдаться снижение подъемной силы летательного аппарата, связанное с винглетом 136, а при прикрепленном гребне 140 ограничения потока крыло восстанавливает значительную часть подъемной силы, которая была потеряна из-за загрязнения обтекаемой потоком поверхности.
wl
Также предложен способ предотвращения отделения потока воздуха от внутренней поверхности 150 винглета при больших углах скольжения. Способ по существу включает в себя размещение гребня 140 ограничения потока на верхней поверхности 126 крыла смежно с винглетом 136; на виде сверху (в плане) крыла 120 разнесение гребня 140 ограничения потока в направлении внутрь от конца крыла 132 на расстояние, не превышающее 100% длины хорды C корня винглета (см. ФИГ. 4); и прохождение гребня 140 ограничения потока на верхней поверхности 126 крыла до первого положения, перекрывающегося с винглетом 136. Способ дополнительно включает в себя выбор первого положения гребня 140 ограничения потока между передней кромкой 146 винглета и задней кромкой 124 крыла и/или задней кромкой 148 винглета. Способ дополнительно включает в себя расширение гребня 140 ограничения потока на верхней поверхности 126 крыла во второе положение, находящееся приблизительно на передней кромке 122 крыла или позади передней кромки 122 крыла. Альтернативно способ дополнительно включает в себя заворачивание гребня 140 ограничения потока вокруг передней кромки 122 крыла во второе положение на нижней поверхности 128 крыла 120 и выбор второго положения гребня 140 ограничения потока на нижней поверхности 128 крыла между передней кромкой 122 крыла и задней кромкой 124 крыла и/или задней кромкой 148 винглета.
Следует понимать, что вышеописанные варианты и другие свойства и функции либо их альтернативные варианты или разновидности могут желательно сочетаться со многими другими отличными системами или вариантами применения. Кроме того, впоследствии специалистами в данной области могут быть найдены различные непредусмотренные или непредвиденные в настоящий момент альтернативные варианты, модификации, вариации или усовершенствования, которые также включены в следующие пункты формулы изобретения.