Login| Sign Up| Help| Contact|

Patent Searching and Data


Title:
AERODYNAMIC SURFACE OF AN AIRCRAFT
Document Type and Number:
WIPO Patent Application WO/2018/199808
Kind Code:
A1
Abstract:
An aerodynamic surface of an aircraft comprises a main part with a leading and a trailing edge and having an aerodynamic profile, and also vortex generators in the form of teeth having edges along the length thereof. The teeth are mounted on the leading edge of the main part so as to be capable of generating two vortex cores on one tooth. The edges of a tooth adjoin the leading edge of the main part of the aerodynamic surface. The radius of an edge of each tooth along the length of the vortex generator is five times less than the radius of the leading edge of the main part. The main part of the aerodynamic surface has an asymmetrical aerodynamic profile, wherein the teeth are mounted with a deflection towards the smallest degree of curvature of the aerodynamic profile of the main part. The invention is directed towards reducing the aerodynamic resistance at low angles of attack while maintaining an increased load-bearing capacity of the aerodynamic surface by generating of vortex cores adjacent to one of the sides thereof.

Inventors:
NIZOV SERGEI NIKOLAEVICH (RU)
Application Number:
PCT/RU2018/000246
Publication Date:
November 01, 2018
Filing Date:
April 19, 2018
Export Citation:
Click for automatic bibliography generation   Help
Assignee:
NIZOV SERGEI NIKOLAEVICH (RU)
International Classes:
B64C23/06
Foreign References:
SU1840516A12007-05-27
RU2613747C22017-03-21
US5058837A1991-10-22
US20100176249A12010-07-15
US7900871B22011-03-08
US20120061522A12012-03-15
US8789793B22014-07-29
SU1840516A12007-05-27
Attorney, Agent or Firm:
SOJUZPATENT (RU)
Download PDF:
Claims:
ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Аэродинамическая поверхность летательного аппарата, содержащая основную часть с передней и задней кромками, выполненную с аэродинамическим профилем, а также по меньшей мере два генератора вихря в виде зубьев с кромками вдоль длины, при этом зубья установлены на передней кромке основной части с возможностью генерации двух вихревых жгутов на один зуб, кромки зуба примыкают к передней кромке основной части аэродинамической поверхности, а радиус кромки каждого зуба вдоль длины генератора вихря как минимум в пять раз меньше радиуса передней кромки основной части, отличающаяся тем, что основная часть аэродинамической поверхности выполнена с асимметричным аэродинамическим профилем, при этом зубья установлены с отклонением в сторону меньшей кривизны аэродинамического профиля основной части.

2. Аэродинамическая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что отношение ширины основания зуба к его высоте составляет от 0,8 до 3, отношение ширины основания зуба к расстоянию между зубьями составляет от 1,6 до 3,5, а высота зуба равна от 10 до 45% местной хорды основной части аэродинамической поверхности.

3. Аэродинамическая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что кромки зубьев выполнены заостренными на, по меньшей мере, 50% их длины.

4. Аэродинамическая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что передняя кромка основной части аэродинамической поверхности выполнена волнистой, при этом зубья расположены на выступах волнистой поверхности передней кромки, а максимальный перепад профиля волнистой поверхности составляет от одной двадцатой до одной третьей расстояния между зубьями.

5. Аэродинамическая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что дополнительно содержит по меньшей мере одну отклоняемую хвостовую часть, шарнирно установленную на задней кромке основной части аэродинамической поверхности, а по меньшей мере один из зубьев выполнен с возможностью отклонения относительно основной части аэродинамической поверхности и кинематически связан с отклоняемой хвостовой частью аэродинамической поверхности с возможностью синхронного отклонения относительно основной части аэродинамической поверхности, обеспечивая создание суммарной аэродинамической силы или момента при одновременной аэродинамической компенсации шарнирного момента подвижной хвостовой части за счет противоположного по знаку шарнирного момента указанного по меньшей мере одного из зубьев.

6. Аэродинамическая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что основная часть аэродинамической поверхности выполнена виде установленных друг за другом переднего и заднего аэродинамических элементов, при этом зубья установлены между передним и задним аэродинамическими элементами, образуя трапециевидные окна, сужающиеся по направлению движения воздушного потока с возможностью формирования вихревых жгутов, прилегающих к поверхности заднего аэродинамического элемента.

Description:
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Область техники

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к различным летательным аппаратам, использующим неподвижные, подвижные, вращающиеся и машущие аэродинамические поверхности для создания аэродинамических сил и моментов.

Предшествующий уровень техники

Известно горизонтальное оперение радиоуправляемой пилотажной модели самолета «Ultimate AMR», производимого австралийской компанией «Precision Aerobatics», фотографии которого размещены в сети Интернет по адресу https://www.precisionaerobatics oiri/product/ultimate-arnr/.

Аэродинамическая поверхность этой модели выполнена с по меньшей мере двумя клиновидными зубьями, каждый из которых выполнен с, по меньшей мере, одной заостренной входящей кромкой и установлен с возможностью генерирования вихревых жгутов на стороне пониженного давления при асимметричном обтекании аэродинамической поверхности. В сущности, такая аэродинамическая поверхность является одним из вариантов реализации роговой компенсации руля высоты, при котором расположенная впереди оси навески руля часть руля высоты выполнена в виде двух зубьев треугольной формы, при этом скошенные по направлению друг к другу грани зубьев имеют острые входящие кромки, постепенно выходящие в поток с образованием ножницеобразных щелей при отклонении руля высоты от нейтрального положения более чем на 5-7 градусов.

В результате на стороне разрежения руля высоты формируются завихрения, зоны разрежения которых распространяются по всей хорде руля высоты и тем самым увеличивают создаваемый рулем высоты предельный момент тангажа Mzmax, что позволяет данной модели выполнять сложнейшие фигуры 3D пилотажа, в том числе вращение вокруг оси Z в темпе не менее 500 градусов в секунду, которое обеспечивается не в последнюю очередь низким демпфирующим моментом тангажа бипланной коробки, когда ось вращения самолета располагается между верхним и нижним крыльями.

Недостатком известного технического решения является, в частности, невозможность использования создаваемого зубьями руля высоты вихревой подъемной силы для увеличения несущей способности аэродинамических поверхностей большого относительного удлинения.

К решениям, конструктивно более близким к настоящему изобретению относятся варианты выполнения передней кромки аэродинамической поверхности, обеспечивающие повышение ее несущей способности за счет улучшения передачи энергии от набегающего потока в пограничный слой на верхней поверхности крыла через генерирование вихревых жгутов.

Среди подобных решений следует отметить «мотогондолу самолета, содержащую средства генерации вихрей» по заявке US 2010/0176249 А1. Данные средства генерации вихрей представляют собой гребни с острыми рабочими кромками, установленные по боками гондолы турбовентиляторного двигателя самолета, при этом форма и расположение гребней исключают увеличение лобового сопротивления на крейсерских режимах полета, а на повышенных углах атаки, характерных для режимов взлета и посадки, обеспечивают формирование устойчивых вихревых жгутов, прилегающих к верхней поверхности крыла самолета и увеличивающих Су крыла за счет создания зон высокого разрежения.

Кроме того, прилегающие к верней поверхности крыла вихревые жгуты разделяют продольно движущийся пограничный слой на верхней поверхности крьша на отдельные участки, что уменьшает вероятность миграции зон отрыва пограничного слоя по размаху крьша, что в свою очередь, повышает допустимые угловые скорости крена на малых скоростях полета.

Данное техническое решение является примером удачного применения эффектов вихревой аэродинамики к крыльям большого относительного удлинения.

Недостатком этого технического решения является его сравнительно узкая область применения, ограниченная самолетами с подкрыльевым расположением двигателей.

Известно также «крыло с генераторами вихрей на передней кромке» по патенту US 7900871 В2. Данное крыло включает в себя наплывы треугольной формы, расположенные на верхней поверхности крьша вблизи передней кромки, при этом высота образуемых наплывами и верхней поверхностью крыла клиновидных уступов увеличивается по направлению от передней кромки крьша к задней.

Недостатком такого технического решения является повышение Сх крьша на малых углах атаки при крейсерских режимах полета, так как генераторы вихрей, расположенные на верхней поверхности крьша позади его передней кромки, не могут быть «выключены» за счет расположения по потоку при углах атаки, соответствующих крейсерской скорости полета. Этот недостаток частично нивелирует преимущества в маневренности и безопасности полета от роста энергии пограничного слоя на больших углах атаки.

В качестве примера более полного использования преимуществ вихревой подъемной силы можно привести крыло с корневым наплывом и отклоняемым носком консолей, примененное, в частности, на самолете F18A «Super Hornet».

Преимуществом такого крыла является возможность активного маневрирования самолета на углах атаки порядка 35-40 градусов, что превышает критический угол атаки для ламинарно обтекаемого крыла.

Недостатком этого крыла является знакопеременная перебалансировка самолета при изменении угла атаки, при этом нелинейность зависимости смещения аэродинамического фокуса от угла атаки возрастает по мере увеличения аэродинамической эффективности корневого наплыва, осуществляемой за счет увеличения его длины и заострения входящих кромок, что требует применения на самолете, крыло которого имеет высокоэффективный и протяженный корневой наплыв, быстродействующих электродистанционных систем управления (ЭДСУ). Именно по этой причине самолет Миг 29 первых серий, не оснащенный ЭДСУ в продольном канале, имеет относительно короткий корневой наплыв с притуплённой рабочей кромкой, а оснащенный быстродействующей ЭДСУ « Super Hornet» F18 А - длинный и острый корневой наплыв. При этом наиболее современный и совершенный самолет семейства МиГ-29 - МиГ-35, оснащен ЭДСУ и также имеет острую входящую кромку корневого наплыва. Тем не менее, следует отметить, что проблемы с «вихревой» перебалансировкой при изменении угла атаки свойственны только многорежимным самолетам с крылом малого удлинения, максимальная хорда которого по основанию корневого наплыва, как правило, превышает половину общей длины самолета, а цельноповоротное горизонтальное оперение расположено почти вплотную к задней кромке крыла.

Известна также «волнистая аэродинамическая поверхность», описанная в заявке US 2012/0061522 А1. Данное техническое решение направлено на повьппение аэродинамического качества поверхности и ее несущей способности на больших углах атаки. Отличием от классического аэродинамического профиля является наличие трехмерной волновой текстуры, распространяющейся по размаху поверхности. В качестве дополнительно преимущества заявлено снижение шума.

Недостатками данной аэродинамической поверхности являются ограниченная эффективность на больших углах атаки, так как волнистая передняя кромка, в отличие от развитого корневого наплыва крыла, не способна сформировать достаточно мощные завихрения. Кроме того, следует отметить сложность изготовления, так как волнистая форма придается всей аэродинамической поверхности.

Известна также «хвостовая аэродинамическая поверхность самолета с частично волнистой передней кромкой» по патенту US 8789793 В2. Данное техническое решение направлено на повышение безопасности полетов в сложных метеоусловиях, а именно на предотвращение авиационных происшествий, вызванных обледенением передней кромки горизонтального оперения. Технически это становится возможным за счет того, что согласно экспериментальным данным, на волнистой поверхности передней кромки происходит концентрация обледенения на ее пиках и во впадинах, оставляя между ними свободные ото льда участки, через которые энергия набегающего потока может быть передана пограничному слою аэродинамической поверхности, в том числе при помощи образующихся на кромках ледяных бугорков вихрей, что в свою очередь задерживает срыв потока с горизонтального оперения.

Недостатком такого технического решения является ограниченная область его применения.

Известен также самолет МиГ 23 МЛД, аэродинамические особенности которого приведены в описании к авторскому свидетельству RU 1840516.

Крыло этого самолета содержит имеющую аэродинамический профиль основную часть с передней и задней кромками, а также по меньшей мере два генератора вихря в виде зубьев с кромками вдоль длины, при этом зубья установлены на передней кромке основной части с возможностью генерации двух вихревых жгутов на один зуб. Кромки зуба примыкают к передней кромке основной части аэродинамической поверхности.

Недостатком известной аэродинамической поверхности является низкий уровень поперечного демпфирования, что вьфажалось в свойственных МиГ-23 МЛД колебаниях по крену в определенном диапазоне углов атаки, а также ухудшение аэродинамического качества крьша из-за местных уплотнений потока во впадинах у оснований зубьев.

Известно также крыло радиоуправляемой модели самолета Yak 54 35 сс, разработанного компанией «Flex Innovations)). Описание и фотографии самолета с данным крылом размещено в сети Интернет по адресу httpsJ/wiredrc.com.au/index.php/product/flex-innovations-qq- yak-54-35cc/. Данное крыло по совокупности своих конструктивных особенностей наиболее близко к аэродинамической поверхности, соответствующей настоящему изобретению, и содержит основную часть с передней и задней кромками, выполненную с аэродинамическим профилем а также, по меньшей мере, два генератора вихря в виде зубьев с кромками вдоль длины, при этом зубья установлены на передней кромке основной части с возможностью генерации двух вихревых жгутов на один зуб, кромки зуба примыкают к передней кромке основной части аэродинамической поверхности, а радиус кромки каждого зуба вдоль длины генератора вихря как минимум в пять раз меньше радиуса передней кромки основной части.

Основная часть выполнена с симметричным аэродинамическим профилем, обусловленным пилотажной спецификой данной модели самолета. Зубья сгруппированы в две группы, расположенные в непосредственной близости от законцовок крыла, расположены строго в плоскости хорды крыла и имеют относительно небольшой размер, в частности высота зуба не превышает 5% местной хорды крыла.

Основным преимуществом данного технического решения являются резкое уменьшение склонности самолета к концевому срыву, что достигается за счет повышения энергии пограничного слоя на стороне разряжения вблизи законцовок крыла за счет создания вихревой пелены, что замедляет накопление вблизи законцовок крыла инертного и неустойчивого пограничного слоя. Данный эффект проиллюстрирован на фиг. 3-6.

Дополнительным преимуществом известного технического решения является высокий уровень аэродинамического демпфирования в поперечном канале, который можно объяснить фрагментацией зоны стагнации перед передней кромкой крыла на отдельные участки, не способные к синхронным колебаниям, сопровождающимся перемещением центра давления. Кроме того, при наличии значительной угловой скорости крена, и соответственно, столь же значительного различия местных углов атаки, группы зубьев создают диагонально расположенные «демпфирующие» вихри, стремящиеся уменьшить угловую скорость крена за счет приложения разряжения к противоположным поверхностям крыла. Данный эффект проиллюстрирован на фиг. 2.

Недостатками известного крыла с зубьями на передней кромке являются: - повышенное лобовое сопротивление из-за расположения кромок генератора вихря не по потоку на малых положительных углах атаки, что влечет за собой невозможность расположения зубьев на всем протяжении передней кромки крыла;

- ухудшение поперечной управляемости самолета, в частности, вследствие невозможности достижения высоких угловых скоростей крена из-за необходимости преодоления вихревого демпфирующего момента за счет увеличения угла отклонения или площади рулевой поверхности, что делает невозможным одновременное улучшение устойчивости к сваливанию и управляемости самолета;

- повышенная травмоопасность при обращении с известным крылом из-за наличия острых зубьев.

Основной задачей изобретения является разработка конструкции аэродинамической поверхности, в том числе большого относительного удлинения, которая обладает повышенной несущей способностью на больших углах атаки при минимизации аэродинамическою сопротивления на малых углах атаки.

Дополнительными задачами являются:

- улучшение несущей способности ламинарных аэродинамических профилей на больших углах атаки;

- минимизация либо исключение сдвига центра давления вперед при росте угла атаки для плоско-выпуклых и выпукло-вогнутых профилей, а также обеспечение смещения центра давления назад для двояковыпуклых профилей с целью повышения устойчивости летательного аппарата по перегрузке и скорости;

- качественное улучшение демпфирования летательного аппарата в поперечном канале;

- обеспечение возможности широкодиапазонного регулирования создаваемых поверхностью аэродинамических сил и моментов.

Также дополнительной задачей было обеспечение конструктивной простоты и надежности устройства.

Раскрытие изобретения

Указанные задачи решаются путем создания аэродинамической поверхности летательного аппарата, содержащей основную часть с передней и задней кромками, выполненную с аэродинамическим профилем а также по меньшей мере два генератора вихря в виде зубьев с кромками вдоль длины, при этом зубья установлены на передней кромке основной части с возможностью генерации двух вихревых жгутов на один зуб, кромки зуба примыкают к передней кромке основной части аэродинамической поверхности, а радиус кромки каждого зуба вдоль длины генератора вихря как минимум в пять раз меньше радиуса передней кромки основной части.

Согласно изобретению основная часть аэродинамической поверхности выполнена с асимметричным аэродинамическим профилем, при этом зубья установлены с отклонением в сторону меньшей кривизны аэродинамического профиля основной части.

Выполнение основной части аэродинамической поверхности с асимметричным аэродинамическим профилем и наклоненными в сторону меньшей кривизны аэродинамического профиля зубьями приводит к тому, что при увеличенной несущей способности аэродинамической поверхности за счет генерирования зубьями на одной из ее сторон прилегающих вихревых жгутов уменьшается лобовое сопротивление и повьппается аэродинамическое качество на малых положительных углах атаки основной части аэродинамической поверхности, поскольку зубья располагаются строго по потоку и имеют околонулевой угол атаки.

Предпочтительно отношение ширины основания зуба к его высоте составляет от 0,8 до 3, отношение ширины основания зуба к расстоянию между зубьями составляет от 1,6 до 3,5, а высота зуба равна от 10 до 45% местной хорды основной части аэродинамической поверхности.

Кроме того, кромки зубьев выполнены заостренными на по меньшей мере 50% их длины.

Передняя кромка основной части аэродинамической поверхности может быть выполнена волнистой, при этом зубья расположены на выступах волнистой поверхности передней кромки, а максимальный перепад профиля волнистой поверхности составляет от одной двадцатой до одной третьей расстояния между зубьями. Это позволяет дополнительно уменьшить лобовое сопротивление за счет уменьшения торможение потока в районе сопряжения кромки зуба с передней кромкой основной части.

Предпочтительно аэродинамическая поверхность что дополнительно содержит по меньшей мере одну отклоняемую хвостовую часть, шарнирно установленную на задней кромке основной части аэродинамической поверхности, а по меньшей мере один из зубьев выполнен с возможностью отклонения относительно основной части аэродинамической поверхности и кинематически связан с отклоняемой хвостовой частью аэродинамической поверхности с возможностью синхронного отклонения относительно основной части аэродинамической поверхности, обеспечивая создание суммарной аэродинамической силы или момента при одновременной аэродинамической компенсации шарнирного момента подвижной хвостовой части за счет противоположного по знаку шарнирного момента указанного по меньшей мере одного из зубьев. Это позволяет обеспечить высокую эффективность управления создаваемой подобной поверхностью аэродинамической силой, поскольку одновременно с вычитанием шарнирных моментов отклоняемой хвостовой части и зуба происходит суммирование управляющих моментов, создаваемых отклоняемой хвостовой частью и зубом с вихревой аэродинамической силой, создаваемой на основной части завихрениями, генерируемыми зубом, что повышает коэффициент усиления системы управления.

Кроме того, основная часть аэродинамической поверхности может быть выполнена виде установленных друг за другом переднего и заднего аэродинамических элементов, при этом зубья установлены между передним и задним аэродинамическими элементами, образуя трапециевидные окна, сужающиеся по направлению движения воздушного потока с возможностью формирования вихревых жгутов, прилегающих к поверхности заднего аэродинамического элемента. При таком выполнении аэродинамической поверхности отсутствует вихревое приращения подъемной силы на переднем аэродинамическом элементе, что дополнительно увеличивает запас устойчивости летательного аппарата по перегрузке. Кроме того, при использовании такой аэродинамической поверхности в качестве крыла и горизонтального оперения уменьшается вероятность зацепления зубьев за ветки и траву при взлетах и посадках летательного аппарата в местах с густым растительным покровом, а также снижается травмоопасность при обращении с такими крыльями или горизонтальным оперением.

Особенности и преимущества настоящего изобретения будут более понятны из дальнейшего описания со ссылками на чертежи.

Краткое описание чертежей

На фиг. 1 схематично изображен характер обтекания аэродинамической поверхности согласно изобретению при малом положительном угле атаки, вид сбоку;

на фиг. 2 - схема формирования демпфирующего момента крена в известной аэродинамической поверхности, вид спереди;

на фиг. 3 схематично изображен характер обтекания известной аэродинамической поверхности при значительном положительном угле атаки, вид сверху; на фиг. 4 схематично изображен характер обтекания известной аэродинамической поверхности при значительном положительном угле атаки, вид сбоку;

на фиг. 5 схематично изображено распределение разрежения на известной аэродинамической поверхности при значительном положительном угле атаки, вид сбоку;

на фиг. 6 схематично изображено распределение разрежения на известной аэродинамической поверхности при критически высоком положительном угле атаки, вид сбоку;

на фиг. 7 показана принципиальная схема управления аэродинамической силой по второму варианту осуществления изобретения при помощи совместного отклонения зуба и отклоняемой хвостовой части, вид сбоку;

на фиг. 8 схематично изображен характер обтекания аэродинамической поверхности по третьему варианту осуществления изобретения при значительном положительном угле атаки, вид сверху;

на фиг. 9 схематично изображен характер обтекания аэродинамической поверхности по третьему варианту осуществления изобретения при значительном положительном угле атаки, вид сбоку. Варианты осуществления изобретения

Аэродинамическая поверхность летательного аппарата согласно первому варианту осуществления изобретения, показанному на фиг. 1, выполнена в виде консоли и содержит основную часть 1, выполненную с несимметричным аэродинамическим профилем, и включающую в себя переднюю кромку 2, заднюю кромку 3, верхнюю сторону 4, нижнюю сторону 5 и законцовку 6. На передней кромке 2 расположены генераторы вихрей, выполненные в виде зубьев 7 с кромками 8, расположенными вдоль длины зубьев 7. Зубья 7 отклонены в сторону меньшей кривизны аэродинамического профиля основной части 1.

Возможно также выполнение основной части 1 с волнистой передней кромкой 2 (фиг. 3), включающей в себя циклически повторяющиеся выступы 9 и впадины 10, при этом зубья 7 расположены на выступах 9.

Аэродинамическая поверхность летательного аппарата, согласно второму варианту осуществления изобретения, показанному на фиг. 7, отличается подвижной установкой зуба или зубьев 7 и наличием отклоняемой хвостовой части 11 , при этом зуб 7 и отклоняемая хвостовая часть 11 установлены на основной части 1 при помощи шарниров 12 и снабжены кабанчиками 13. Кабанчики 13, установленные на зубьях 7, кинематически связаны с кабанчиками 13 отклоняемой хвостовой части 11 при помощи по меньшей мере одной тяги 14, при этом основная часть 1, кабанчики 13 и тяга 14 образуют параллелограммный механизм.

Аэродинамическая поверхность летательного аппарата согласно третьему варианту осуществления изобретения отличается выполнением основной части 1 в виде переднего аэродинамического элемента 15 и заднего аэродинамического элемента 16, расположенных друг за другом. В щели между этими аэродинамическими элементами расположены зубья 7, образуя трапециевидные окна 17, сужающиеся по направлению полета. Боковыми стенками трапециевидных окон являются входящие кромки 8.

Аэродинамическая поверхность летательного аппарата согласно первому варианту осуществления изобретения работает следующим образом.

На малых положительных углах атаки основной части 1 аэродинамической поверхности, зубья 7 за счет своего отклонения в сторону меньшей кривизны аэродинамического профиля основной части 1 располагаются строго по потоку и имеют околонулевой угол атаки (см. фиг. 1), что уменьшает лобовое сопротивление и повышает аэродинамическое качество, что особенно важно при ламинарном профиле основной части 1, имеющем смещенный назад Сушах. Кроме того, при околонулевых углах атаки лобовое сопротивление аэродинамической поверхности дополнительно уменьшается за счет расположения точек примыкания кромок 8 зубьев 7 к передней кромке 2 основной части 1 в зоне стагнации потока 18 и за счет заострения кромок 8 зубьев 7.

Кроме того, лобовое сопротивление может дополнительно уменьшаться за счет волнистого профиля передней кромки 2 что уменьшает торможение потока в районе сопряжения кромки 8 с передней кромкой 2.

При выходе аэродинамической поверхности на большие положительные углы атаки перепад давления на кромках 8 создает условия для формирования вихревых жгутов, устойчивость которых повышается по мере роста числа Рейнольдса, при этом энергия набегающего потока, расходуемая на формирование завихрений, частично передается пограничному слою на верхней стороне 4 основной части 1 , что увеличивает Су аэродинамической поверхности и повышает а крит, (см фиг. 3 и 4).

При этом доля энергии вихрей, не израсходованная на поддержание энергии пограничного слоя и теряемая при сходе вихрей с верхней стороны 4 основной части 1, будет тем больше, чем больше отношение высоты и ширины основания зуба 7 к местной хорде основной части 1, что предопределяет направление оптимизации данного технического решения.

В экспериментах на моделях аэродинамических поверхностей а крит. для крыла с относительной высотой зубьев 5 25% местной хорды основной части 1 составил от 35 до 40 градусов при относительной толщине профиля основной части 1 равной 12% при выраженном смещении центра давления назад по мере роста угла атаки, что позволяет предварительно утверждать о применимости предложенной аэродинамической поверхности для применения, например, к хвостовым винтам вертолетов, работа которых часто происходит в условиях малого запаса по срыву из- за суммирования управляющего и компенсирующего моментов, создаваемых рулевым винтом.

При этом смещение центра давления назад в аэродинамической поверхности согласно изобретению достигается за счет того, что по мере роста угла атаки а основная часть «вихревого» приращения разрежения приходится на среднюю и заднюю трети верхней стороны 4 основной части 1, что компенсирует перераспределение давления вперед на нижней стороне 5 основой части 1 (см. фиг. 5 и 6).

Работа аэродинамической поверхности, имеющей волнистую переднюю кромку 2, в режиме генерации вихрей отличается меньшим Сх на больших углах атаки из-за меньшего сопротивления, возникающего при переходе завихренного потока с кромки 8 на верхнюю сторону 4 основной части 1, так как установка зубьев 7 на выступах 9 придает передней кромке 2 в точке сопряжения с кромкой 8 местный угол стреловидности.

Работа аэродинамической поверхности по второму варианту осуществления изобретения, оборудованной установленным на шарнире 12 зубом 7, кинематически связанным с отклоняемой хвостовой частью 11 при помощи тяги 14 и кабанчиков 13, отличается возможностью высокоэффективного управления создаваемой подобной поверхностью аэродинамической силой, поскольку одновременно с вычитанием шарнирных моментов отклоняемой хвостовой части 11 и зуба 7, что эквивалентно обычной роговой компенсации рулевой поверхности, происходит суммирование управляющих моментов, создаваемых отклоняемой хвостовой частью 11 и зубом 7 с вихревой аэродинамической силой, создаваемой на основной части 1 завихрениями, генерируемыми зубом 7, что повышает коэффициент усиления системы управления (см. фиг. 7).

Работа аэродинамической поверхности по третьему варианту осуществления изобретения, основная часть которой выполнена в виде переднего и заднего аэродинамических элементов 15 и 16, отличается тем, что отсутствие вихревого приращения подъемной силы на переднем аэродинамическом элементе 15 дополнительно увеличивает запас устойчивости летательного аппарата по перегрузке. Кроме того, при использовании такой аэродинамической поверхности в качестве крыла и горизонтального оперения уменьшается вероятность травмирования людей из-за случайного контакта с заостренными кромками 8 (см. фиг. 8 и 9).

Таким образом, благодаря введенным в известную конструкцию аэродинамической поверхности с зубьями на передней кромке конструктивным изменениям, были успешно решены следующие задачи:

- уменьшение лобового сопротивления на малых углах атаки;

- улучшение устойчивости и управляемости летательного аппарата, а также увеличения коэффициента усиления в системе управления летательного аппарата;

- уменьшение травмоопасности;

- улучшение устойчивости по перегрузке.

Кроме того, за счет увеличения энергии пограничного слоя вблизи задней кромки исключен сдвиг центра давления вперед при росте угла атаки, что улучшило устойчивость летательного аппарата по скорости и перегрузке.