Login| Sign Up| Help| Contact|

Patent Searching and Data


Title:
LIFTING SURFACE
Document Type and Number:
WIPO Patent Application WO/2020/145837
Kind Code:
A1
Abstract:
The claimed invention relates to technical fields involving the use of aerodynamic lift. In an embodiment of an aerodynamic lifting surface, and more particularly in an embodiment of an aircraft wing configuration, in one of its possible implementations, the claimed invention has two identical elongate swept-back wings. Each of said wings has one identical strake projecting forward from the leading edge of the wing. Said strakes, in one of the possible implementations, has an elliptical form in plan view and sharp leading edges. Furthermore, said strakes are arranged either at the tip of each of said wings, or at a certain distance from the tip portion of each of said wings, closer to the tip portion of each of the wings than to the root portion of each of the wings. Said strakes are arranged in the place where roll control members, in particular ailerons, are mounted on the wing.

Inventors:
PCHENTLESHEV VALERY TURKUBEEVICH (RU)
Application Number:
PCT/RU2019/000003
Publication Date:
July 16, 2020
Filing Date:
January 10, 2019
Export Citation:
Click for automatic bibliography generation   Help
Assignee:
PCHENTLESHEV VALERY TURKUBEEVICH (RU)
International Classes:
B64C21/10; B64C3/14; B64C23/06
Foreign References:
US4598885A1986-07-08
US2769602A1956-11-06
US20160122006A12016-05-05
RU143725U12014-07-27
Download PDF:
Claims:
ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Несущая поверхность (НП), например, или крыло, или оперение, имеющая, две консоли, отличаящаяся тем, что каждая из вышеуказанных консолей имеет, по меньшей мере, один наплыв, выступающий вперед от передней кромки консоли, вышеуказанные наплывы расположены или на конце каждой из вышеуказанных консолей или на некотором расстоянии от концевой части каждой из вышеуказанных консолей, при этом, ближе к концевой части каждой из вышеуказанных консолей, чем к корневой части каждой из вышеуказанных консолей.

2. НП по п.1, отличаящаяся тем, что на каждой из вышеука- занных консолей, на некотором расстоянии от вышеуказанного наплыва, расположен, по меньшей мере, еще один наплыв, выступающий вперед от передней кромки консоли, этот второй наплыв расположен на некотором расстоянии от концевой части каждой из вышеуказанных консолей, при этом, ближе к концевой части каждой из вышеуказанных консолей, чем к корневой части каждой из вышеуказанных консолей.

3. НП по п.п.1 или 2, отличаящаяся тем, что вышеуказанные наплывы выполнены или эллиптической или готической или треугольной или оживальной формы в плане, передние кромки вышеуказанных наплывов выполнены или острыми или скругленными.

4. НП по п.З, отличаящаяся тем, что она выполнена прямой стреловидности большого удлинения.

5. НПпоп.4, отличаящаяся тем, что она выполнена в качестве крыла самолета, вышеуказанные наплывы расположены в месте расположения на крыле органов управления по крену.

6. НП поп.5, отличаящаяся тем, что в месте расположения, или каждого, или только какого-либо, вышеуказанного наплыва, впереди передней кромки консоли крыла, расположен обтекатель, вышеуказанный наплыв примыкает к вышеуказанному обтекателю, или слева и справа, или только слева, или только справа, при виде в плане.

7. НП по п.6, отличаящаяся тем, что вышеуказанный обтека- тель выполнен в виде тела вращения.

Description:
О П И С А Н И Е И З О Б Р Е Т Е Н И Я

Несущая поверхность

Область техники

Заявляемое изобретение относится к областям техники, предусматривающих использование аэродинамической подъёмной силы, и касается, в частности, несущих поверхностей (НП), используемых на летательных аппаратах (ЛА) в качестве крыльев.

Под НП здесь понимается“часть ЛА, предназначенная для создания подъёмной или управляющих сил аэродинамической природы” (Авиация. Энциклопедия. Под редакцией Свищева Г.П. Москва: Большая Российская Энциклопедия. 1994, с.337, [1]).

Предшествующий уровень техники

На многих известных современных самолетах используются крылья прямой стреловидности (КПС) большого удлинения, обладающие рядом преимуществ перед нестреловидными крыльями и крыльями малого удлинения. В частности, КПС большого удлинения обеспечивают достижение более высоких (по абсолютной величине) значений аэродинамического качества (по сравнению с крыльями малого удлинения) и более высоких скоростей полёта самолета (по сравнению с нестреловидными крыльями).

Однако, КПС большого удлинения обладают и некоторыми недостатками. Из-за пространственной картины обтекания у КПС большого удлинения пограничный слой перетекает по направлению от корневой части крыла к концевым частям крыла, что на больших углах атаки крыла приводит к срыву потока в концевых частях крыла раньше, чем в корневой части крыла. При этом, если срыв потока на одном конце крыла разовьётся больше, чем на другом конце крыла (происходит асимметричный срыв потока), то самолёт начнёт крениться - происходит сваливание самолета на крыло. Самолёт, находящийся в сваливании на крыло, может перейти в штопор. Штопор является одним из самых сложных манёвров, который может привести к катастрофическим последствиям. Вывод самолета из сваливания на крыло заключается в уменьшении угла атаки крыла до меньше критиче- ского угла атаки, что восстанавливает безотрывное обтекание крыла.

Программы летных испытаний пассажирских самолётов не включают проверки их штопорных характеристик, так как при штопоре возникают такие нагрузки на силовые элементы конструкции самолета, которые могут привести к разрушению самолета.

По сообщениям зарубежной печати, военно-воздушные силы Соеди- ненных Штатов Америки за период с 1966 по 1970 годы из-за сваливания на крыло и попадания в штопор потеряли 226 самолетов общей стоимостью 367 миллионов долларов (Рогонов А.М., Бехтир В.П., Копысов В.Х. Штопор самолета. Ульяновск: Ульяновское Высшее Авиационное Училище Гражданской Авиации, 2004, с.З, [2]).

По мировой статистике летных происшествий, свыше пятидесяти процентов аварий и катастроф самолетов происходит из-за сваливания на крыло и последующего попадания в штопор (Микеладзе В. Г. Авиация общего назначения. Руководство для конструкторов. Москва: Централь- ный аэрогидродинамический институт, 2001, с.213, [3]). Причем, это касается как военных самолетов, так и пассажирских са- молетов, и относится не только к далекому прошлому, но и настоящему времени. До сих пор самолеты, в том числе пассажирские, терпят ката- строфы из-за сваливания на крыло и последующего попадания в штопор.

Например, причинами недавних катастроф, российского пассажирско- го самолета Ту-154М 22 августа 2006 года под городом Донецком (в катастрофе погибли все находившиеся на борту 160 пассажиров и 10 членов экипажа) (Сайт в интернете https://ru.wikipedia.org/wiki/ Катастрофа Ту- 154_под_Донецком, [4]), пассажирского самолета Boeing 757-225 6 февраля 1996 года под Пуэрто-Плата (в катастрофе погибли все находившиеся на борту 176 пассажиров и 13 членов экипажа) (Сайт в интернете Ьйрз^/ги кфебш.о Лу&ЬТСатастрофа _ Boeing 757 под Пуэрто-Плата, [5]), пассажирского самолета Airbus А330-203 1 июня 2009 года над Атлантическим океаном (в катастрофе погибли все находившиеся на борту 216 пассажиров и 12 членов экипажа) (Сайт в интернете 11Цр8://ги^1кфе т.о^Лу1к1/Катастрофа_А330 в_Атлантике, [6]), были сваливание самолета на крыло с последующим попаданием в штопор.

Как видно из вышеизложенного, экономический ущерб от сваливания самолета на крыло и дальнейшего его попадания в штопор огромен. И при этом гибнут люди.

В настоящее время исследования (причем, очень дорогостоящие) характеристик штопора самолетов заключаются в проведении комплексных программ теоретических, стендовых, аэродинамических наземных и летных испытаний самолетов. Одако опыт показывает, что, несмотря на интенсивные поиски средств предотвращения штопора, пока еще не удалось создать самолет, ни при каках обстаятельствах не попадающий в штопор. При определенных обстаятельствах любой известный самолет может попасть в штопор.

Решение проблемы сваливания на крыло и штопора особенно важны для самолетов авиации общего назначения, административных (бизнес- джетов) и учебно-тренировочных, которые могут эксплуатироваться сравнительно слабо подготовленными пилотами.

Срыв потока на крыле на малой высоте является причиной 80% всех аварий и катастроф среди пилотов-любителей.

Срыв потока на концах КПС большого удлинения приводит:

- к потере поперечной устойчивости и поперечной управляемости самолета, так как элероны (органы поперечного управления самолетом), расположенные в концевых частях крыла, оказываются в зоне срыва потока и теряют свою эффективность;

- к появлению кабрирующего момента, так как центр давления на крыле смещается вперед (при срыве потока в концевых частях крыла подъемная сила концов крыла (которые расположены сзади центра масс самолета) уменьшается, в то время как центральная (корневая) часть крыла продолжает эффективно создавать подъёмную силу), что влияет на продольную статическую устойчивость самолета. Смещение центра давления на крыле вперед приводит к дальнейшему увеличению угла атаки крыла, что может привести к катастрофическим последствиям.

Особенно опасен срыв потока в концевых частях КПС большого удлинения у аэродинамических схем «бесхвостка» и «летающее крыло», так как у этих аэродинамических схем при срыве потока в концевых частях крыла нет возможности вернуть ДА на меньшие углы атаки (и восстановить, тем самым, безотрывное обтекание крыла), что может привести к катастрофическим последствиям. У аэродинамических схем «нормальная» и «утка» существует вероятность того, что при срыве потока на концевых частях крыла эффективность горизонтального оперения сохранится, а, следовательно, есть возможность уменьшить углы атаки крыла и восстановить безотрывное обтекание крыла.

Известны следующие способы уменьшения опасности срыва потока в концевых частях КПС большого удлинения (способы увеличения критического угла атаки концевых частей КПС большого удлинения):

- установка на верхней поверхности крыла аэродинамических перегородок (металлических пластин), вытянутых от передней кромки крыла к задней кромке крыла, плоскость которых параллельна плоскости симметрии самолета (аэродинамические перегородки не позволяют пограничному слою смещаться от корневой части крыла к концевым частям крыла);

- образование на верхней поверхности крыла своеобразной вихревой перегородки, выполняющей на больших углах атаки крыла роль аэродинамической перегородки (генератором этой вихревой перегородки может быть, например, так называемый «зуб» - это когда передняя кромка КПС большого удлинения выполнена ступенчатой, например, как у известного советского пассажирского самолета Ил-62);

- аэродинамическая крутка крыла - установка профилей с большими критическими углами атаки на концевых частях крыла, по сравнению с профилями в корневой части крыла (обеспечивает начало срыва потока у корневой части крыла, а не на концевых частях крыла);

отрицательная геометрическая крутка крыла, уменьшающая установочный угол профилей крыла от корневой части крыла к концевым частям крыла (обеспечивает начало срыва потока у корневой части крыла, а не на концевых частях крыла);

- провоцирование срыва потока вначале в корневой части крыла путем использования профилей в корневой части крыла с маленьким радиусом закругления передней кромки, что способствует срыву потока на меньших углах атаки, чем у профилей на концевых частях крыла.

Однако, все вышеперечисленные способы позволяют иметь критические углы атаки профилей в концевых частях КПС большого удлинения всего лишь на несколько градусов (на 2^4°) больше, чем у профилей в корневой части КПС большого удлинения. Это не обеспечивает достаточного запаса по величине критического углу атаки для концевых частей крыла, и не дает достаточной гарантии от сваливания самолета на крыло и его последующего попадания в штопор. При этом, все вышеуказанные способы увеличения критического угла атаки профилей концевых частей КПС большого удлинения снижают несущие свойства крыла (по сравнению с его теоретически возможным значением). Это вынуждает, для получения конкретной величины подъемной силы КПС большого удлинения, увеличивать площадь крыла, что увеличивает величину аэродинамического сопротивления крыла и уменьшает величину аэродинамического качества крыла и самолета в целом.

В настоящее время из всех вышеперечисленных способов увеличения критического угла атаки концевых частей КПС большого удлинения широко используется аэродинамическая крутка крыла и отрицательная геометрическая крутка крыла.

Здесь следует отметь, что первоначальный срыв потока на концевых частях крыла имеют не только КПС большого удлинения, но и трапеци- евидные крылья большого удлинения (крылья, имеющие стреловидную переднюю кромку, но не имеющие стреловидности по четвертям хорд).

На многих известных современных самолетах широко используются крылья сложной формы в плане (при виде сверху), представляющие собой комбинацию исходного крыла малого удлинения и вытянутого вперед наплыва с очень малым удлинением (причем, плоскость симметрии наплыва лежит в плоскости симметрии самолета). При этом, формы в плане исходного крыла и наплыва могут быть разными. Например, исходное крыло может иметь трапециевидную, стреловидную, треугольную формы, а наплыв может быть треугольным, готическим, прямоугольным и др. (Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов. Под редакцией Бюшгенса Г.С. Москва: Физматлит, 1998, с.189, [7]). При этом, передняя кромка наплыва должна быть острой.

На больших углах атаки крыла на острых передних кромках наплывов крыла образуются вихревые жгуты ([7], с.200). Это увеличивает несущие свойства (подъемную силу) крыла и увеличивает критический угол атаки крыла до 30° и более. При этом, размах наплыва составляет примерно -30% от размаха исходного крыла - в этом случае воздействие вихревых жгутов, образованных на острых передних кромках наплывов крыла, распространяется на все исходное крыло ([7], с.201, рис.4.2.7).

Применение передних наплывов крыла позволяет повысить эффективность элеронов и закрылков на больших углах атаки ([7], с214).

Для сравнения, у известного советского пассажирского самолета Ту-154М с КПС большого удлинения с углом стреловидности 35° критический угол атаки крыла равен 21 ° (Бехтир В.П., Ржевских В.М., Ципенко В.Г. Практическая аэродинамика самолета Ту-154М. Москва: Воздушный транспорт, 1997, с.13, с.19, рис.1.5а, [8]).

Таким образом, использование на крыле малого удлинения передних наплывов с острыми передними кромками позволяет увеличить критический угол атаки крыла (по абсолютной величине) почти на 10° и 8

более (по сравнению с критическим углом атаки у КПС большого удлинения).

Из результатов экспериментальных исследований следует, что в обла- сти околокритических и закритических углов атаки крылья с эллиптиче- скими наплывами имеют более высокие несущие свойства (подъемную силу) и большие критические углы атаки (до 35°), по сравнению с кры- льями с треугольными и готическими наплывами (Артамонова Л.Г., Радциг А.Н., Семенников Н.В., Яковлевский О.В. Особенности аэроди- намических характеристик крыльев с эллиптическим наплы- вом//Научный вестник Московского Государственного Технического Университета Гражданской Авиации, Серия: Аэромеханика и прочность, JVe 97, 2006, рис.2, [9]).

У КПС большого удлинения с малонесущим центропланом срыв пото- ка вначале происходит на центроплане, что обеспечивает продольную статическую устойчивость крыла в широком диапазоне углов атаки (Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов. Под ре- дакцией Бюшгенса Г.С. Москва: Центральный аэрогидродинамический институт, 1995, с.67, [10])

Исследования показали, что аэродинамическое качество КПС болыно- го удлинения с отрицательной геометрической круткой больше аэроди- намического качества плоского крыла. Оптимальным законом отрица- тельной геометрической крутки крыла является линейный закон, а оп- тимальным значением угла отрицательной геометрической крутки кон- цевого сечения крыла является угол -4° ([10], с.89).

Таким образом, широко используемая у известных современных само- летов с КПС большого удлинения отрицательная геометрическая крутка крыла (около -4°) приводит к увеличению аэродинамического качества крыла. Однако, при этом она позволяет иметь критические углы атаки концевых частей КПС большого удлинения всего лишь на несколько градусов (на 2 4°) больше, чем у корневых частей крыла, что не дает до- статочной гарантии от сваливания самолета на крыло и дальнейшего его перехода в штопор. Широко используемая у известных современных са- молетов с КПС большого удлинения аэродинамическая крутка крыла (использование малонесущего центроплана крыла - что диктуется необ- ходимостью возникновения первоначального срыва потока на центро- плане крыла) снижает аэродинамическое качество крыла (по сравнению с его теоретически возможным значением - когда центроплан крыла имел бы большую несущую способность). Это вынуждает, для получе- ния конкретной величины подъемной силы КПС большого удлинения, увеличивать площадь крыла, что увеличивает величину аэродинамиче- ского сопротивления крыла и уменьшает величину аэродинамического качества крыла и самолета в целом.

С другой стороны, как об этом указано выше, использование на стре- ловидном крыле малого удлинения передних стреловидных наплывов с острыми передними кромками позволяет увеличить критический угол атаки (по абсолютной величине) всего крыла на дозвуковых скоростях полета почти на 10° и более (по сравнению с критическим углом атаки у КПС большого удлинения). Однако, стреловидное крыло малого удлинения на дозвуковых скоростях полета имеет меньшее (по абсолют- ной величине) аэродинамическое качество, чем аэродинамическое качество КПС большого удлинения. Кроме того, после достижения на стреловидном крыле малого удлинения критического угла атаки, срыв потока происходит вначале на концевой части крыла (так же, как и у КПС большого удлинения), что приводит к сваливанию самолета на крыло и в дальнейшем переходу его в штопор. Таким образом, с точки зрения безопасности полета (в принципиальном отношении), стреловид- ное крыло малого удлинения с передним стреловидным наплывом ана- логично КПС большого удлинения.

Из патента Франции N°2639902 ([1 1]) известна лопасть вертолета (несущая поверхность большого удлинения), которая имеет несколько запилов по передней кромке вдоль размаха лопасти, что увеличивает критический угол атаки (по абсолютной величине) всей лопасти на некоторую величину. Однако, после достижения на лопа- сти критического угла атаки, срыв потока происходит вначале на конце- вой части лопасти (так же, как и у обычной лопасти без запилов) Таким образом, с точки зрения безопасности полета (в принципиальном отно- шении), такая лопасть аналогична обычной лопасти без запилов.

Из заявки США N°2016122006 ([12]) известно трапециевидное кры- ло большого удлинения, у которого несколько турбулизаторов в виде треугольных выступов впереди передней кромки крыла расположены вдоль размаха консолей крыла, что увеличивает критический угол атаки (по абсолютной величина) всего крыла на некоторую величину. Однако, после достижения на таком крыле критического угла атаки, срыв потока происходит вначале на концевой части крыла (так же, как и у обычного крыла большого удлинения без вышеуказанных турбулиза- торов), что приводит к сваливанию самолета на крыло и в дальнейшем переходу его в штопор. Таким образом, с точки зрения безопасности по- лета (в принципиальном отношении), такое крыло с турбулизаторами аналогично обычному крылу большого удлинения без вышеуказанных турбулизаторов .

Технические решения, известные из [1 1] и [12], не позволяют га- рантировать отсутствие срыва потока на концах несущей поверхно- сти, а, следовательно, не позволяют повысить безопасность полета. Выше в [7] был указан способ увеличения критического угла атаки всей несущей поверхности (крыла малого удлинения) на некоторую величину посредством установки корневого стреловидного наплыва с передней стороны крыла.

Технические решения, известные из [11] и [12], позволяют увели- чить на некоторую величину критический угол атаки (по абсолютной величине) всей несущей поверхности большого удлинения.

Однако, во всех технических решениях, указанных в [7], [1 1] и [12], после достижения несущей поверхностью критического угла атаки, срыв потока будет вначале происходить на концевых частях несущей поверхности (как и у обычного КПС большого удлинения). Это приведет к сваливанию на крыло, которое в дальнейшем может привести к штопору, что может привести к катастрофическим по- следствиям.

Из патента РФ N°2040435 ([13]) известен самолет, имеющий крыло большого удлинения и готические наплывы, идущие от носовой части фюзеляжа к передней кромке дисковидного центроплана крыла. Такие наплывы увеличивают критический угол атаки корневой части крыла, но не способны повлиять на течение набегающего потока воздуха на концевой части крыла (из-за малого относительного размаха наплыва), а, следовательно, не способны увеличить критический угол атаки концевых частей крыла, по сравнению с корневой частью крыла. Такие наплывы увеличивают критический угол атаки корневой части крыла, по отношению к кон- цевым частям крыла, что ухудшает безопасность полета самолета. Наиболее близким к заявляемому изобретению является любое КПС большого удлинения, использующее любое из вышеуказанных способов увеличения критического угла атаки концевых частей крыла, по сравне- нию с критическим углом атаки корневой части крыла.

Раскрытие изобретения

Задачей заявляемого изобретения является увеличение критического угла атаки концевых частей КПС большого удлинения по сравнению с критическим углом атаки корневой части КПС большого удлинения (по сравнению с известными техническими решениями), без уменьшения несущих свойств (подъемной силы) крыла. Тоесть, задачей заявляемого изобретения является радикальное повышение безопасности полета са- молета и увеличение аэродинамического качества КПС большого удли- нения и самолета в целом.

Очевидно, если такая задача может быть решена, то это“неочевидное” решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техни- ки, поскольку у прототипа, и у других известных аналогов, она не реше- на.

Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, в варианте крыла самолета, имеет с прототипом общий существенный признак: несущая поверхность, например крыло, имеет, две консоли.

Отличительными от прототипа существенными признаками являются: каждая из вышеуказанных консолей имеет, по меньшей мере, один наплыв, выступающий вперед от передней кромки консоли, вышеуказанные наплывы расположены, или на конце каждой из вышеуказанных консолей, или на некотором расстоянии от концевой части каждой из вышеуказанных консолей, при этом, ближе к концевой части каждой из вышеуказанных консолей, чем к корневой части каждой из вышеуказанных консолей.

Во время полета заявляемого изобретения на больших углах атаки острые передние кромки вышеуказанных наплывов начинают генерировать вихревые жгуты, которые способствуют увеличению критических углов атаки концевых частей крыла (где расположены органы поперечного (по крену) управления - элероны), по сравнению с критическим углом атаки корневой части крыла (так как в корневой части крыла наплывов нет, а установленные на концах крыла наплывы влияют на течение набегающего потока воздуха только в районе конце- вых частей несущей поверхности (а, следовательно, увеличивают критические углы атаки концевых частей несущей поверхности) и не влияют на течение набегающего потока воздуха в районе корневой части несущей поверхности (а. следовательно, не способствуют увеличению критического угла атаки корневой части несущей поверхности)).

Следовательно, у заявляемого изобретения срыв потока вначале будет происходить в корневой части крыла. Это приведет к созданию момента на пикирование (так как центр давления на крыле переместится назад), что приведет к уменьшению угла атаки крыла, и к восстановлению безотрывного обтекания корневой части крыла.

При этом, в заявляемом изобретении критические углы атаки концевых частей крыла могут быль больше на 10° и более, по сравнению с критическим углом атаки корневой части крыла. Это абсолютно гарантирует невозможность у заявляемого изобретения начала срыва потока в концевых частях крыла.

Поэтому, на всех возможных режимах полета у заявляемого изобретения элероны (органы управления по крену), расположенные в месте расположения вышеуказанных наплывов, не будут терять своей эффективности. Тоесть, заявляемое изобретение не имеет неуправляе- мых режимов полета. Следовательно, заявляемое изобретение никогда не попадет в режим сваливания на крыло, а, следовательно, и не попадет в штопор, что радикально повышает безопасность полета самолета.

Здесь следует отметить, что в заявляемом изобретении критические углы атаки концевых частей крыла увеличиваются вне зависимости от того, есть ли в этом месте органы управления по крену (например, эле- роны) или их нет (органов управления по крену в этом месте крыла мо- жет и не быть).

В заявляемом изобретении нет необходимости иметь малонесущую центральную (корневую) часть крыла, что повышает аэродинамическое качество крыла и самолета в целом.

Как указано выше в [2], [3], [4] [&], экономический ущерб от свали- вания самолета на крыло и дальнейшего его попадания в штопор огро- мен - сотни миллионов долларов (а, возможно - миллиарды долларов). И при этом гибнут люди.

Поэтому, если бы удалось найти такое техническое решение, которое сделает невозможным попадание самолета в штопор, то это дало бы огромный экономический эффект, и позволило бы сохранить многие че- ловеческие жизни.

Таким техническим решением является заявляемое изобретение. Краткое описание фигур чертежей

На ФИГ.1 -КЗ схематично показан один из возможных вариантов ис- полнения заявляемого изобретения, в варианте крыла беспилотного са- молета аэродинамической схемы «летающее крыло», где цифрами обо- значено: 1 и 2 - правая и левая консоли крыла, соответственно; 3 и 4 - элевоны; 5 и 6 - рули высоты; 7 и 8 - вертикальное оперение; 9 и 10 - наплывы эллиптической формы в плане, расположенные в районе кон- цов консолей 1 и 2 крыла, соответственно; 11 - тянущий воздушный винта; LH - длина наплыва 10; 1н - полуразмах наплыва 10; 1эл - размах элевона 4; Осн - ось симметрии наплыва 10; 1к - расстояние от оси сим- метрии Осн наплыва 10 до концевой части консоли 2 крыла; Осс - ось симметрии самолета; 1ос - расстояние от оси симметрии Осн наплыва 10 до оси симметрии Осс самолета. Стрелкой с надписью Н.П. обозначено направление полета.

На ФИГ.1 показан вид в плане (сверху) заявляемого изобретения. По- казаны места продольного А-А (вдоль оси Осн) и поперечного Б-Б сече- ний наплыва 10.

На ФИГ.2 показано продольное (вдоль оси Осн) сечение А-А наплыва 10 в увеличенном масштабе 2: 1 (в повернутом на 90° виде).

На ФИГ.З показано поперечное сечение Б-Б наплыва 10 в увеличенном масштабе 2: 1.

На ФИГА показан вариант наплыва 12 треугольной формы в плане. Другие обозначения те же, что и на ФИГ.1.

На ФИГ.5 показан вариант наплыва 13 готической формы в плане. Другие обозначения те же, что и на ФИГ.1.

На ФИГ.6 показан вариант наплыва 14 переменной стреловидности при виде в плане. Другие обозначения те же, что и на ФИГ.1. На ФИГ.7 показан вариант наплыва 15 оживальной формы в плане. Другие обозначения те же, что и на ФИГ.1.

На ФИГ.8 показан вариант наплыва 16 прямоугольной формы в плане. Другие обозначения те же, что и на ФИГ.1.

На ФИГ.9 показан вариант расположения наплыва 17 эллиптической формы в плане на конце консоли 2 крыла. Другие обозначения те же, что и на ФИГ.1.

На ФИГ.10 показан вариант расположения наплыва 18 эллиптической формы в плане на конце консоли 2 крыла, представляющего собой поло- вину от наплыва 17, показанного на ФИГ.9. Другие обозначения те же, что и на ФИГ.1.

На ФИГ.11 схематично показан один из возможных вариантов испол- нения заявляемого изобретения, в варианте крыла беспилотного самоле- та аэродинамической схемы «летающее крыло», где цифрами обозначе- но: 19 и 20 - наплывы эллиптической формы в плане, расположенные в районе концов консолей 1 и 2 крыла, соответственно (наплыв 19 являет- ся зеркальным (относительно оси симметрии Осс самолета) по отноше- нию к наплыву 20); 21 - наплыв эллиптической формы в плане, распо- ложенный на консоли 1 крыла между наплывом 19 и осью симметрии Осс самолета; 22 - наплыв эллиптической формы в плане, расположен- ный на консоли 2 крыла между наплывом 20 и осью симметрии Осс са- молета (наплыв 21 является зеркальным (относительно оси симметрии Осс самолета) по отношению к наплыву 22); Оскн - ось симметрии наплыва 20; Оссн - ось симметрии наплыва 22; 1кк - расстояние от оси симметрии Оскн наплыва 20 до концевой части консоли 2 крыла; 1ск - расстояние от оси симметрии Оссн наплыва 22 до концевой части кон- соли 2 крыла; 1кос - расстояние от оси симметрии Оскн наплыва 20 до оси симметрии Осс самолета; lcoc - расстояние от оси симметрии Оссн наплыва 22 до оси симметрии Осс самолета. Стрелкой с надписью Н.П. обозначено направление полета. Другие обозначения те же, что и на

ФИГ.1.

Варианты осуществление изобретения

Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его испол- нения, в варианте несущей аэродинамической поверхности (крыла) бес- пилотного самолета аэродинамической схемы «летающее крыло», пред- ставляет собой следующее. Имеется (ФИГ Л) крыло прямой стреловид- ности (например, для определенности, с углом стреловидности по чет- вертям хорд равным 22°) большого удлинения с правой 1 и левой 2 кон- солями. Консоли 1 и 2 крыла имеют отрицательную геометрическую крутку (например, равную -4° - принято для определенности). На концах консолей 1 и 2 крыла расположены элевоны 3 и 4 (органы управления по крену и тангажу), соответственно. У корневой части консолей 1 и 2 кры- ла расположены передние рули высоты 5 и 6 (органы управления по тан- гажу), соответственно. На самолете имеется двухкилевое вертикальное оперение 7 и 8, расположенное на концах консолей 1 и 2 крыла, соответ- ственно, выполненное в виде концевых крылышек (как один из возмож- ных вариантов исполнения), на которых размещены рули направления (органы управления по курсу - на ФИГ.1^11 не показаны). На консоли 2 крыла расположен наплыв 10 эллиптической формы в плане. При этом, наплыв 10 расположен ближе к концу консоли 2 крыла, чем к корневой части крыла (оси симметрии Осс самолета). Тоесть, расстояние 1к от оси симметрии Осн наплыва 10 до концевой части консоли 2 крыла меньше, чем расстояние 1ос от оси симметрии Осн наплыва 10 до оси симметрии Осс самолета. Наплыв 9 является симметричным (относи- тельно оси симметрии Осс самолета) по отношению к наплыву 10 (то- есть, наплыв 9 расположен на таком же расстоянии от оси симметрии Осс самолета, что и наплыв 10). Наплывы 9 и 10 одинаковые по форме в плане и размерам. Оси симметрии Осн наплывов 9 и 10 параллельны (но могут быть и не параллельны) оси симметрии Осс самолета, и находятся от оси симметрии Осс самолета на некотором (одинаковом, не равном нулю) расстоянии. При этом, наплывы 9 и 10 (ФИТ.2- З) имеют острые передние кромки (как один из возможных вариантов их исполнения, но могут иметь и иные кромки, например, скругленные кромки). В про- дольном сечении (сечение А-А, ФИГ.2 - в направление оси симметрии Осн наплыва 10) наплыв 10 (и наплыв 9) имеет форму крылового про- филя (но может иметь и любую иную приемлемую форму). Угол уста- новки наплыва 10 (и наплыва 9) равен (но может быть и иным - боль- шим или меньшим) углу установки сечения профиля крыла в месте установки наплыва 10 (наплыва 9). Тоесть, угол между хордой наплыва 10 (и наплыва 9) и хордой профиля крыла в месте установки наплыва 10 (и наплыва 9) равен нулю (но может иметь какое-либо значение - поло- жительное или отрицательное).

Таким образом, в полете заявляемого изобретения углы атаки наплы- вов 10 и 9 (углы между хордами наплывов 10 и 9 и вектором скорости набегающего на наплывы 10 и 9 (на крыло) воздушного потока) равны углам атаки сечений профилей крыла в месте установки наплывов 10 и 9 (углам между хордами профилей крыла в месте установки наплывов 10 и 9 и вектором скорости набегающего на крыло воздушного потока). Размах элевона 4 (и элевона 3) равен 1эл. При этом, расстояние 1к от оси симметрии Осн наплыва 10 до концевой части консоли 2 крыла состав- ляет примерно половину (50%) от размаха 1эл элевона 4. Полуразмах наплыва 10 (и наплыва 9) равен 1н, и составляет -30% от 1к (полный раз- мах наплыва равен 2 х/н). Тоесть, относительный размах наплыва ((2 х1н)/1эл) в заявляемом изобретении такой же по величине, как относи- тельный размах наплыва у известных крыльев малого удлинения с пе- редним стреловидными (или иным, например, эллиптическим) наплы- вом. Длина наплыва 10 (и наплыва 9) в направлении полета равна LH. Удлинение наплыва 10 (и наплыва 9) - тоесть, отношение LH/IH, равно 5,7 (как у эллиптического наплыва, известного из [9]). В корневой части крыла наплыва нет. Необходимую для полета силу тяги создает установ- ленный перед крылом, в плоскости симметрии самолета, тянущий воз- душный винт 11 , приводимый в действие двигателем (например, элек- тродвигателем - на ФИГ.1^-3 не показан). Таким образом, наплывы 10 и 9 выступают вперед за переднюю кромку консолей 2 и 1 крыла, соответ- ственно, и имеют форму наподобие зуба (клыка). При этом, передняя кромка консоли 2 (и консоли 1) крыла слева и справа от наплыва 10 (от наплыва 9) лежат на одной прямой (но могут, или не лежать на одной прямой, или иметь разные углы стреловидности, или другое).

Остальные агрегаты заявляемого изобретения не влияют на получае- мый технический результат, а поэтому на фигурах и в описании изобре- тения не указаны.

Таким образом, у заявляемого изобретения в корневой части крыла наплывов нет, а на концевых частях крыла имеются наплывы 9 и 10.

На любом режиме полета, при выходе заявляемого изобретения на большие углы атаки (близкие к критическим углам атаки для установ- ленных в корневой части крыла профилей), в начале срыв набегающего на крыло потока воздуха будет происходить в корневой части крыла. Это происходит по следующей причине. Так как на концевых частях крыла имеются наплывы 9 и 10, то на острых передних кромках наплы- вов 9 и 10 образуются вихревые жгуты, что способствует увеличению несущих свойств (подъемной силы) и критического угла атаки концевых частей консолей 1 и 2 крыла, где расположены элевоны 3 и 4. Здесь сле- дует заметить, что у заявляемого изобретения критические углы атаки концевых частей консолей 1 и 2 крыла увеличиваются вне зависимости от того, имеются ли в этом месте поверхности управления (элевоны 3 и 4) или их нет.

Таким образом, критические углы атаки концевых частей крыла (в ме- сте установки наплывов 9 и 10) у заявляемого изобретения определяют- ся не критическими углами атаки крыловых профилей, установленных в концевых частях крыла (в месте установки наплывов 9 и 10), а вихревы- ми жгутами, генерируемыми острыми передними кромками наплывов 9 и 10. Так как отношение размаха наплыва (2 х/н) 10 (и наплыва 9) к раз- маху /эл элевона 4 (и элевона 3) у заявляемого изобретения такое же по величине, как у известных самолетов с крылом малого удлинения с пе- редним стреловидным (или любым иным, например, эллиптическим) наплывом, то у заявляемого изобретения благоприятное воздействие вышеуказанных вихревых жгутов, образующихся на острых передних кромках наплывов 9 и 10, будет распространяться на весь размах /эл эле- вонов 3 и 4. Следовательно, элевоны 3 и 4 (органы управления самоле- том по крену и тангажу) будут сохранять свою эффективность до боль- ших углов атаки (по сравнению с тем случаем, если бы наплывов 10 и 9 на крыле не было).

Таким образом, наплывы 9 и 10 оказывают влияния на течение набе- гающего потока воздуха в районе концевых частей консолей 1 и 2 крыла (в месте установки элевонов 3 и 4), увеличивая критические углы атаки (по абсолютной величине) концевых частей консолей 1 и 2 крыла до 30° и более (как у крыльев малого удлинения с передними стреловидными наплывами, известных из [7], и [9]).

Наплывы 9 и 10 расположены ближе к концевым частям консолей 1 и

2 крыла, чем к корневой части крыла (расстояние 1к от оси симметрии Осн наплыва 10 (и наплыва 9) до концевой части консоли 2 (консоли 1 - для наплыва 9) крыла меньше, чем расстояние 1ос от оси симметрии Осн наплыва 10 (и наплыва 9) до оси Осс симметрии самолета^. Поэтому, наплывы 9 и 10 не будут оказывать влияния на течение набегающего по- тока воздуха в районе корневой части крыла (в районе оси симметрии Осс самолета), а, следовательно, не будут способствовать увеличению критического угла атаки корневой части крыла. Тоесть, наплывы 9 и 10 расположены на таком расстоянии от корневой части крыла (от оси симметрии Осс самолета), на котором они не могут оказывать влияния на обтекание набегающим потоком воздуха корневой части крыла.

В корневой части крыла наплывов нет, следовательно, критические уг- лы атаки корневой части крыла (по абсолютной величине) определяются критическими углами атаки крыловых профилей, установленных в кор- невой части крыла, которые меньше (равны ~20°, например, как у из- вестного из [8] самолета Ту-154М), по сравнению с критическими угла- ми атаки концевых частей консолей 1 и 2 крыла (где размещены элевоны

3 и 4). Поэтому, срыв набегающего на крыло потока воздуха у заявляе- мого изобретения будет вначале происходить в корневой части крыла, что приведет к уменьшению величины подъемной силы, создаваемой корневой частью крыла. Это приведет к тому, что центр давления крыла переместится назад (так как величина подъемной силы, создаваемой корневой частью крыла, уменьшается, а величина подъемной силы, со- здаваемая концевыми частями крыла не уменьшается (даже увеличит- ся)), а, следовательно, на крыле появится момент на пикирование. Угол атаки крыла уменьшится и на нем (в корневой части крыла) восстано- вится безотрывное обтекание.

Таким образом, в заявляемом изобретении концевые части консолей 1 и 2 крыла имеют большие (по абсолютной величине) критические углы атаки (большие примерно на 10° и более), чем корневая часть крыла. А с учетом, как об этом указано выше, отрицательной геометрической крут- ки консолей 1 и 2 крыла, равной -4°, критические углы атаки концевых частей консолей 1 и 2 крыла будут больше (по абсолютной величине) на 14° и более, по сравнению с критическими углами атаки корневой части крыла. Для сравнения, у известных технических решений, за счет отри- цательной геометрической крутки крыла, равной -4°, удается увеличить критические углы атаки концевых частей консолей крыла по сравнению с критическими углами атаки корневой части крыла на ~ 4°. Таким обра- зом, у заявляемого изобретения критические углы атаки концевых ча- стей консолей крыла увеличиваются, по сравнению с критическими уг- лами атаки корневой части крыла, на в несколько раз (в 14/4=3,5 раза и более) большую величину. При этом, нужно помнить, что угол атаки крыла самолета на взлетно-посадочных режимах равен ~ 10=12°. Таким образом, у заявляемого изобретения запас по углу атаки у концевых ча- стей консолей крыла 1 и 2 (в месте установки элевонов 3 и 4) больше (по абсолютной величине), по сравнению с углом атаки крыла на взлетно- посадочных режимах, что абсолютно гарантирует от срыва потока на концах консолей 1 и 2 крыла.

Таким образом, у заявляемого изобретения срыв набегающего на кры- ло потока воздуха на концевых частях консолей 1 и 2 крыла вообще не- возможен. А, следовательно, заявляемое изобретение не имеет неуправ- ляемых режимов полета (на любом режиме полета элевоны 3 и 4 сохра- няют свою эффективность). Это дает абсолютную гарантию невозмож- ности возникновения сваливания заявляемого изобретения на крыло, а, следовательно, дает абсолютную гарантию от попадания заявляемого изобретения в штопор, что радикально повышает безопасность полета заявляемого изобретения (по сравнению с известными самолетами). Причем, это достигается в аэродинамической схеме «летающее крыло». При этом, в заявляемом изобретении увеличивается несущая способ- ность крыла, так как у него нет необходимости использовать в корневой части крыла малонесущие крыловые профили (у известных самолетов это используют для обеспечения начального срыва потока в корневой части крыла). В заявляемом изобретении в корневой и концевых частях крыла могут устанавливаться любые приемлемые профили, в том числе, высоконесущие.

Таким образом, в заявляемом изобретении увеличиваются критические углы атаки только концевых частей консолей крыла, и не увеличиваются критические углы атаки корневой части крыла, что и позволяет ради- кально повысить безопасность полета заявляемого изобретения, по сравнению с известными техническими решениями. При этом, в заявля- емом изобретении безопасность полета радикально повышается только за счет соответствующей компоновки крыла, что более надежно и деше- во, по сравнению с тем гипотетическим случаем, когда невозможность выхода самолета на критические углы атаки обеспечивает система управления самолетом (имеющая меньшую надежность и большую сто- имость, по сравнению с компоновкой крыла).

Как было указано выше в [2], [3], [4 [Дб], экономический ущерб от сваливания известных самолетов на крыло и дальнейшего их попадания в штопор огромен - сотни миллионов долларов (а, возможно - милли- ар ды долларов), и при этом гибнут люди.

Поэтому, отсутствие у заявляемого изобретения неуправляемых режи- мов полета, а, следовательно, невозможность его попадания в штопор, дает огромный экономический эффект, и позволяет сохранить многие человеческие жизни.

Заявляемое изобретение во время полета управляется: по тангажу - по- средством дифференциального (в разные стороны) отклонения элевонов 3 и 4, с одной стороны, и передних рулей высоты 5 и 6, с другой стороны (но возможен вариант, когда элевоны 3 и 4 не участвуют в управлении по тангажу, а используются только как элероны - только для управления по крену); по крену - посредством дифференциального (в разные сторо- ны) отклонения элевонов 3 и 4; по курсу - путем отклонения рулей направления (на ФИГ.1 -КЗ не показаны), расположенных на вертикаль- ном оперении 7 и 8, расположенном на концах консолей 1 и 2 крыла. Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него нет передних рулей высоты 5 и 6, при этом, управление по тангажу осу- ществляется посредством отклонения (в одну сторону) элевонов 3 и 4, а по крену - посредством дифференциального (в разные стороны) откло- нения элевонов 3 и 4.

Наплывы 9 и 10 в заявляемом изобретении, помимо вышеуказанного положительного влияния на аэродинамику крыла, используются в каче- стве противофлаттерных грузов, что повышает критическую скорость флаттера. При этом, в наплывах (не выходя за их габариты) может раз- мещаться различное оборудование, например, антенны.

Наплывы в заявляемом изобретении могут быть выполнены или от- дельно от других деталей самолета (как рассмотрено выше и показано на 25

ФИГ.К11), или совместно с другими деталями. Например, в месте распо- ложения каждого (или только какого-либо) наплыва, впереди передней кромки консоли крыла, может располагаться обтекатель (конструкция с плавными обводами ([1], с.389)), любой приемлемой формы (в виде тела вращения, и другое), представляющий собой, или отсек с агрегатами или оборудованием (например, отсек с антенной), или топливный бак (как у не- которых известных самолетов на концах консолей крыла крепятся топлив- ные баки в виде обтекателей, имеющих форму тел вращения), или другое. Слева и справа (или только слева, или только справа) к обтекателю примы- кает вышеуказанный наплыв (как у известных самолетов с крылом малого удлинения передний корневой наплыв крыла примыкает слева и справа к корпусу носовой части фюзеляжа), при ИДв b ПЛ dh/в .

Заявляемое изобретение может иметь наплывы любой приемлемой фор- мы в плане (при виде сверху): треугольной 12 (ФИГ.4); готической 13 (ФИГ.5); переменной стреловидности 14 (ФИГ .6); оживальной 15 (ФИГ.7); прямоугольной 16 (ФИГ.8); и другое. На ФИГ .4-^8 показаны наплывы на левой консоли 2 крыла - на правой консоли 1 крыла расположены точно такие же наплывы (по форме, по величине, и на том же расстоянии от оси симметрии Осс самолета).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него наплыв 17 (ФИГ.9) расположен на конце консоли 2 крыла (на конце консо- ли 1 крыла расположен точно такой же наплыв (по форме и величине, и на том же расстоянии от оси симметрии Осс самолета)).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него наплыв 18 (ФИГ.10) расположен на конце консоли 2 крыла (на конце кон- соли 1 крыла расположен точно такой же наплыв (по форме и величине, и на том же расстоянии от оси симметрии Осс самолета)). При этом, наплыв 18 представляет собой часть (половинку) от наплыва 17, показанного на ФИГ.9. Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.1 1), от- личающийся от показанного на ФИГ.1-^3 тем, что у него на каждой из консолей крыла имеется по два наплыва. На левой консоли 2 крыла рас- пол ожены два наплыва. 20 и 22. Между осью симметрии Оскн наплыва 20 и осью симметрии Оссн наплыва 22 имеется некоторое расстояние, большее, чем ширина наплывов 20 и 22. Наплывы 20 и 22 выполнены эллиптической формы в плане, и имеют равную (но могут иметь и не равную) длину в направлении полета и равный (но могут иметь и не равный) размах, а, следовательно, и равное относительное удлинение. При этом, оба наплыва 20 и 22 расположены ближе к концевой части консоли 2 крыла, чем к корневой части крыла (к оси симметрии Осс са- молета). Тоесть, расстояние 1кк от оси симметрии Оскн наплыва 20 до концевой части консоли 2 крыла меньше, чем расстояние 1кос от оси симметрии Оскн наплыва 20 до оси симметрии Осс самолета. Расстояние 1ск от оси симметрии Оссн наплыва 22 до концевой части консоли 2 крыла меньше, чем расстояние lcoc от оси симметрии Оссн наплыва 22 до оси симметрии Осс самолета. Наплыв 19 является симметричным (относительно оси симметрии Осс самолета) по отношению к наплыву 20, а наплыв 21 является симметричным (относительно оси симметрии Осс самолета) по отношению к наплыву 22.

Таким образом, в таком варианте исполнения заявляемого изобрете- ния, на любом режиме полета заявляемого изобретения, при выходе за- являемого изобретения на большие углы атаки (близкие к критическим углам атаки для установленных в корневой части крыла профилей), наплывы 19, 20, 21 и 22, в силу их места расположения, будут оказывать влияния на течение набегающего потока воздуха в районе концевых ча- стей консолей 1 и 2 крыла (в том числе, в месте установки элевонов 3 и 4), увеличивая критические углы атаки концевых частей консолей 1 и 2 крыла, и не будут оказывать влияния на течение набегающего потока воздуха в районе корневой части крыла (в районе оси симметрии Осс самолета), а, следовательно, не будут способствовать увеличению кри- тического угла атаки корневой части крыла.

Поэтому, в таком варианте исполнения заявляемого изобретения (как и в варианте исполнения, показанном на ФИГ Л -НО) срыв набегающего на крыло потока воздуха будет происходить вначале в корневой части кры- ла, что приведет к уменьшению величины подъемной силы, создаваемой корневой частью крыла. Это приведет к тому, что центр давления крыла переместится назад (так как величина подъемной силы, создаваемой корневой частью крыла, уменьшается, а величина подъемной силы, со- здаваемая концевыми частями крыла не уменьшается (даже увеличит- ся)), а, следовательно, на крыле появится момент на пикирование. Угол атаки крыла уменьшится и на нем (в корневой части крыла) восстано- вится безотрывное обтекание. Таким образом, и в таком варианте ис- полнения заявляемое изобретение не имеет неуправляемых режимов по- лета, что радикально повышает его безопасность полета.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличаю- щийся от показанного на ФИГ.1 1 тем, что у него имеются еще наплывы (более двух на каждой консоли крыла) вдоль размаха консолей крыла, расположенные на некотором расстоянии друг от друга (расстояния между осями симметрии наплывов большие, чем ширина наплывов). В таком варианте исполнения заявляемого изобретения можно добиться того, что вихревые жгуты, срывающиеся с острых передних кромок наплывов, воздействовали на половину консолей крыла (или на боль- шую часть консолей крыла). Если же еще дополнительно расположить наплыв в корне крыла (ось наплыва расположена в плоскости симметрии самолета), то тогда вихревые жгуты, срывающиеся с острых передних кромок наплывов, будут воздействовать на все крыло. Это будет способ- ствовать увеличению критического угла атаки всего крыла на большую (по абсолютной величине) величину, чем у вышеуказанных в [11] и [12] технических решений, и равную как у известного крыла малого удлине- ния с передним стреловидным (или эллиптическим) наплывом, ось сим- метрии которого расположена в плоскости симметрии самолета.

В заявляемом изобретении передние кромки наплывов могут быть как острыми (как в рассмотренных выше случаях, показанных на ФИГ.1-^11), так и любой иной приемлемой формы, например, скруглен- ными.

В заявляемом изобретении угол установки наплывов (угол между хор- дой наплыва и хордой крылового профиля в месте установки наплыва) может быть или равен углу установки профилей крыла в месте установ- ки наплывов (как в рассмотренных выше случаях, показанных на ФИГ.1-^11), или может быть иным - большим или меньшим по вели- чине. Следовательно, углы атаки наплывов и углы атаки сечений профи- лей крыла в месте установки наплывов могут быть, или равны между собой, или не равны (больше или меньше).

В заявляемом изобретении оси симметрии наплывов Осн, Оскн и Оссн могут иметь любое приемлемое положение друг относительно друга и относительно оси симметрии Осс самолета: быть параллельными оси симметрии Осс самолета (как в рассмотренных выше случаях, показан- ных на составлять с осью симметрии Осс самолета любой приемлемый угол; и другое.

На ФИГ.1-^9 и 11 показаны варианты исполнения наплывов, когда наплывы имеют симметричную при виде в плане форму (при виде свер- ху). Однако, возможны варианты, когда в заявляемом изобретении наплывы имеют не симметричную (относительно оси симметрии Осн наплыва) форму при виде в плане. Например, левая часть наплыва (сле- ва от оси симметрии Осн наплыва) может имеет эллиптическую форму, а правая часть (справа от оси симметрии Осн наплыва) может имеет оживальную (треугольную, или любую иную) форму.

Заявляемое изобретение может иметь наплывы любой приемлемой от- носительной длины (отношение длины наплыва LH (в направлении поле- та) к полуразмаху наплыва 1н - отношение LH/IH) И формы (в поперечном и продольном сечениях).

В заявляемом изобретении наплывы могут иметь любую приемлемую конкретную величину длины LH И полуразмаха 1н.

Заявляемое изобретение может быть использовано в качестве несущей аэродинамической поверхности любого приемлемого типа: крыла само- лета, имеющего две консоли (левую и правую), как рассмотрено выше и показано на ФИГ. 1 1; горизонтального оперения, имеющего, или две консоли (левую и правую) или одну консоль (в случае самолета двухба- лочной схемы); вертикального оперения, имеющего или одну консоль (например, прикрепленную сверху к хвостовой части фюзеляжа) или две консоли (если оно двухкилевое, расположенное на концах горизонталь- ного оперения). Тоесть, заявляемая несущая поверхность может иметь или одну консоль, или две консоли. Заявляемое изобретение может иметь и более двух консолей, например, в варианте бипланной несущей поверхности, при этом, наплывы могут быть как на всех консолях, так и только на части из них, например, на двух консолях имеются наплывы, а на двух консолях наплывов нет.

В заявляемом изобретении, при исполнении его в качестве переднего горизонтального оперения (ПГО) у самолетов аэродинамической схемы «утка», срыв потока на ПГО (при достижении критического угла атаки у его корневой части) будет происходить только в корневой части ПГО (где нет наплывов). В концевых частях ПГО срыва потока не будет (так как, из-за наличия наплывов на концевых частях ПГО, величины крити- ческих углов атаки концевых частей ПГО будут на 10-И5 0 больше, чем у корневой части ПГО). Таким образом, у заявляемого изобретения срыв потока будет иметь место только на части ПГО (а не на всем ПГО - как у известных самолетов аэродинамической схемы «утка»). Это приведет к тому, что, при дальнейшем увеличении угла атаки ПГО, величина подъемной силы, создаваемая корневой частью ПГО (из-за срыва потока на ней) будет уменьшаться, а величина подъемной силы, создаваемая концевыми частями ПГО (где нет срыва потока), будет продолжать уве- личиваться. В результате, величина суммарной подъемной силы всего ПГО, или будет уменьшаться на меньшую величину, по сравнению с из- вестными самолетами аэродинамической схемы «утка», или будет оста- ваться постоянной, или будет увеличиваться на некоторую величину - в зависимости от того, на какую часть площади ПГО воздействуют вихре- вые жгуты от вышеуказанных наплывов. В первом варианте (при уменьшении суммарной подъемной силы всего ПГО) опускание носа самолета у заявляемого изобретения будет происходить более медленно и плавно, по сравнению известными самолетами аэродинамической схе- мы «утка», что повышает безопасность полета заявляемого изобретения.

Аналогичная картина обтекания заявляемой несущей поверхности бу- дет наблюдаться при использовании заявляемого изобретения в качестве горизонтального оперения у самолетов «нормальной» аэродинамической схемы, или в качестве вертикального оперения у самолетов любой аэро- динамической схемы («нормальная», «утка», «бесхвостка», и другое).

Заявляемое изобретение в качестве несущей аэродинамической по- верхности может быть использовано в любой приемлемой аэродинами- з 1

ческой схеме: «летающее крыло» (как рассмотрено выше и показано на ФИГ.1-^11); «бесхвостка»; «нормальная»; «утка»; и другое.

Заявляемая несущая поверхность может быть выполнена по любой схеме: высокоплан: среднеплан: низкоплан; парасоль; и другое.

Заявляемая несущая поверхность может иметь любую приемлемую форму в плане: не стреловидную (например, прямую или трапециевид- ную); стреловидную (прямой стреловидности - как в рассмотренных выше случаях, показанных на ФИГ.1-^11, или обратной стреловидности); переменной стреловидности; скользящую; треугольную; и другое.

У заявляемого изобретения, в варианте его исполнения в виде прямого (или трапециевидного) крыла, установленные на концах консолей крыла наплывы будут увеличивать критические углы атаки концевых частей консолей крыла (где установлены органы управления по крену - элеро- ны), так же, как и у вышерассмотренных (и показанных на ФИГ.1-Ч 1) вариантов, что радикально повышает безопастность полета летательного аппарата с прямым (или трапециевидным) крылом.

Заявляемая несущая поверхность может иметь любое приемлемое удлинение; большое (как рассмотрено выше и показано на ФИГ.1-И 1); малое; умеренное; и др.

Заявляемое изобретение может быть использовано на любом летатель- ном аппарате самолетной схемы: на самолете; на планере: на крылатой ракете: и другое.

Заявляемое изобретение может быть использовано на любом винто- крылом летательном аппарате, имеющем крыло: на вертолете с крылом; на винтокрыле; на конвертоплане; и другое.

Заявляемое изобретение может быть использовано на любом аэроста- тическом летательном аппарате (например, дирижабле), имеющем кры-

ЛО. Заявляемая несущая поверхность, в месте установки наплывов, может, или иметь аэродинамические органы управления (например, элевоны 3 и 4 - как показано на ФИГ.1 -41), или не иметь таких органов (например, консоли несущей поверхности выполнены цельноповоротными). Крити- ческие углы атаки заявляемой несущей поверхности, в месте установки наплывов, повышаются вне зависимости от того, имеются ли в этом ме- сте органы управления (элевоны, или элероны), или их там нет.

Заявляемое изобретение может иметь один (или более одного) движитель любого приемлемого типа: воздушный винт (как показано на ФИГ.1 и 11); реактивный двигатель (воздушно-реактивный двигатель; жидкостный ракетный двигатель; и другое); и другое.

Наплывы в заявляемом изобретении, показанные на ФИГ.14 и 1 1, могут быть расположены на любом приемлемом расстоянии от концевых частей консолей крыла, при условии, что они расположены ближе к концевым частям консолей крыла, чем к корневой части крыла.

Заявляемое изобретение может быть использовано на летательном аппарате любой размерности, как пилотируемом, так и беспилотном.

Заявляемое изобретение может быть использовано также в иных областям техники, предусматривающих использование аэродинамичес- кой подъёмной силы, например, к области ветроэнергетики, и другое.

Промышленная применимость

Заявляемое изобретение может быть использовано в качестве аэроди- намической несущей поверхности, в частности, в качестве крыла, на лю- бом типе летательных аппаратов, имеющих крыло: самолете; вертолете с крылом; дирижабле с крылом; и другое.