Область техники

Изобретение относится к области аэродинамики и касается аэродинамических поверхностей, которые могут использоваться для создания аэродинамических сил и моментов в летательных аппаратах различных типов, осевых вентиляторах, ветроэнергетических установках и других лопастных машинах.

Предшествующий уровень техники

Известен волнистый аэродинамический профиль по заявке US 2012/0061522, особенность аэродинамической поверхности которого заключается в наличии желобков, ориентированных по направлению течения воздушного потока и выполненных с сужением в средней части, соответствующим форме трубки Вентури. Это Дополнительно увеличивает энергию пограничного слоя на стороне разрежения, улучшая тем самым аэродинамичес ое качество и срывные характеристики данной поверхности.

Недостатком такой аэродинамической поверхности является ограниченный диапазон рабочих углов атаки и невысокий уровень аэродинамического демпфирования, а также низкая прочность и жесткость из-за крайне малой строительной высоты.

Известен также учебно-боевой самолет «ВАЕ Hawk Мк51» компании «British Aerospace», описание которого размещено в сети Интернет по адресу https://ru.wikipedia.org/wiki/Hawker Siddeley Hawk.

Крыло этого самолета оснащено двумя крупными и шестью малыми аэродинамическими гребнями, расположенными по направлению набегающего потока и выступающими за габарит передней кромки крыла. При этом два наиболее крупных гребня расположены ближе к законцовкам крыла в районе сопряжения закрылков с элеронами.

Кроме того, позади гребней на верхней поверхности крыла расположены генераторы вихрей. Наиболее полно данные конструктивные особенности крыла видны на фото этого самолета, размещенном в сети Интернет по адресу https://ru.wikipedia.org/wiki/Hawker Siddeley Hawk#/media/File:Midnight Hawks Rad от 2009 i.JPG. Данное техническое решение предположительно направлено на улучшение срывных характеристик крыла за счет разделения зоны стагнации потока перед передней кромкой крыла на отдельные зоны с целью недопущения развития в ней перетока пограничного слоя по направлению от центроплана к законцовкам крыльев, который отчасти определяет склонность крыла с прямой стреловидностью к концевому срыву. Дополнительным техническим результатом такого выполнения крыла является улучшение путевой устойчивости самолета.

Недостатком данного технического решения является повышенное лобовое сопротивление и ограниченный свойствами примененного аэродинамического профиля диапазон рабочих углов атаки.

Примером использования эффекта перетока пограничного слоя в зоне стагнации является крыло обратной стреловидности, примененное, в частности, на учебно-боевом самолете СР-10, фотография которого размещена в сети Интернет по адресу https://defence.ru/assets/content/paragraph2/206596/45244/sy ria-frontinfo-media-

20l7-07-2800l-7.ipg?nocache=165079

Данное крыло имеет угол стреловидности по передней кромке -10° и развитый корневой наплыв, что обеспечивает устойчивую тенденцию к корневому срыву и позволяет сохранить несущую способность крыла и поперечную управляемость на больших углах атаки.

Недостатком этого самолета, является значительный пикирующий момент, создаваемый закрылками, что в сочетании с малым плечом и недостаточной площадью горизонтального оперения ограничивает предельный угол отклонения закрылков на уровне 15°. Это увеличивает посадочную скорость и пробег при посадке, а также предположительно ограничивает продольную управляемость самолета при выходе из крутой глиссады при передних центровках.

В целом при текущем уровне авиационной техники недостаточная эффективность управления в продольном канале в определенных режимах полета становится неизбежной платой за отсутствие склонности к входу в штопор при сваливании, и разрешить это противоречие можно исключительно значительным расширением рабочего диапазона углов атаки концевых участков крыла.

Как пример такого рационального подхода, следует отметить крыло с зубцами на передней кромке, описание и фотографии которого приведены в сети Интернет по адресу https://www.flexinnovations.com/nroduct-p/ffam 10.htm

Аэродинамическая поверхность такого крыла, которая была разработана одним из основателей компаний «Flex Innovations» Квики Соменцини (Quique Somenzini), конструктивно наиболее близка к настоящему изобретению и содержит основную часть и по меньшей мере четыре зуба. При этом основная часть выполнена с аэродинамическим профилем и включает в себя верхнюю и нижнюю стороны, сопрягающиеся между собой с образованием передней и задней кромок, а зубья сгруппированы на, по меньшей мере, 25% размаха аэродинамической поверхности. Каждый из зубьев включает в себя вершину, верхнюю поверхность, нижнюю поверхность и по меньшей мере одну входящую кромку и установлен на передней кромке основной части с возможностью генерации вихревых структур, прилегающих к обеим сторонам основной части, а также разделения на отдельные участки зоны стагнации потока перед передней кромкой основной части.

Данное техническое решение позволяет за счет генерирования прилегающих к основной части вихревых структур обеспечить качественное улучшение поперечного демпфирования при одновременном улучшении срывных характеристик концевых участков крыла как в прямом, так и в перевернутом полете, что улучшает лётно-технические характеристики модели самолета, упрощая процесс пилотирования и улучшая качество выполняемых фигур пилотажа.

Основным недостатком известной аэродинамической поверхности является прирост лобового сопротивления в некоторых режимах обтекания, вызванный интерференционными потерями из-за схождения потоков в точках примыкания входящих кромок зубьев к передней кромке основной части аэродинамической поверхности, а также торможением потока под зубом при его перетекании с нижней поверхности зуба на нижнюю поверхность основной части аэродинамической поверхности, где из-за сопряжения зуба с известным аэродинамическим профилем основной части образуется уступ. Данная проблема схематически изображена на фиг. 1

В результате приемлемые летно-технические характеристики модели достигаются только при расположении зубьев высотой не более 7% местной хорды крыла, сгруппированных на участке не более 30% полуразмаха крыла.

Кроме того, зубья, высота которых не превышает 7% местной хорды крыла, а входящие кромки не заострены, не в состоянии существенно повысить энергетику пограничного слоя на углах атаки более 35°, что также ограничивает несущие и срывные свойства известной аэродинамической поверхности.

Основной задачей изобретения является увеличение аэродинамического качества за счет снижения лобового сопротивления на малых углах атаки и снижения индуктивного сопротивления при углах атаки, близких к наиболее выгодным значениям.

Дополнительной задачей изобретения является улучшение демпфирующих характеристик аэродинамической поверхности за счет увеличения энергетики з «демпфирующих» вихревых структур, возникающих при изменении местных углов атаки.

Еще одной дополнительной задачей изобретения является улучшение срывных хара теристик аэродинамической поверхности за счет оптимизации обратного обтекания нижних поверхностей зубьев.

Решение указанных задач позволяет повысить безопасность полетов, улучшить летно-технические характеристики летательных аппаратов и упростить их пилотирование, а также повысить эффективность ветроэнергетических установок.

Раскрытие изобретения

Указанные задачи решаются в многорежимной аэродинамической поверхности, содержащей основную часть и по меньшей мере четыре зуба, при этом основная часть выполнена с аэродинамическим профилем и включает в себя верхнюю и нижнюю стороны, сопрягающиеся между собой с образованием передней и задней кромок, а зубья сгруппированы на по меньшей мере 25% размаха аэродинамической поверхности, при этом каждый из зубьев включает в себя вершину, верхнюю поверхность, нижнюю поверхность и, по меньшей мере, одну входящую кромку и установлен на передней кромке основной части с возможностью генерации вихревых структур, прилегающих к обеим сторонам основной части, а также разделения на отдельные участки зоны стагнации потока перед передней кромкой основной части.

Согласно изобретению аэродинамическая поверхность дополнительно содержит каверны, верхние поверхности зубьев выполнены выпуклыми с возможностью частичного спрямления воздушного потока, проходящего над зубьями, и плавно сопрягаются с верхней стороной основной части, входящие кромки зубьев содержат боковые грани и заостренные участки, при этом заостренные участки зубьев образованы сопряжением верхних и нижних поверхностей зубьев и выполнены с возможностью увеличения энергии пограничного слоя, прилегающего к одной или двум сторонам основной части, а боковые грани примыкают к заостренным участкам, расположены в промежутках между передней кромкой основной части и расходящимися верхними и нижними поверхностями зубьев, каверны выполнены напротив зубьев с нижней стороны основной части и образованы донными и боковыми поверхностями, при этом донные поверхности каверн Плавно сопрягаются с нижними поверхностями зубьев и с нижней стороной основной части с возможностью спрямления проходящего под зубьями воздушного потока, боковые поверхности каверны имеют серповидную форму и сходят на нет в зоне сопряжения донных поверхностей каверн с нижней стороной основной части, а также вблизи мест примыкания боковых граней зубьев к передней кромке основной части.

Кроме того, Выпуклость верхних поверхностей зубьев предпочтительно выполнена так, что на верхней дужке аэродинамического профиля, проходящего через вершину каждого зуба, отсутствует вогнутость.

Нижние поверхности зубьев и донные поверхности каверн могут быть выполнены выпуклыми с возможностью стабилизации обтекания нижних поверхностей зубьев на больших углах атаки.

Кроме того, участки передней кромки между зубьями могут быть выполнены вогнутыми.

Предпочтительно, аэродинамическая поверхность дополнительно содержит верхние и/или нижние гребни, верхние гребни попарно установлены на верхней стороне основной части и расположены напротив мест примыкания входящих кромок зубьев к передней кромке основной части с возможностью уменьшения интерференции разнонаправленных воздушных потоков и пространственной стабилизации вихревых структур, формируемых входящими кромками зубьев и прилегающих к верхней стороне основной части, нижние гребни попарно установлены на нижней стороне основной части, а их поверхности обращены к плоскости симметрии каверны и плавно сопрягаются с боковыми поверхностями каверн с возможностью исключения интерференции воздушных потоков, проходящих через каверны и между кавернами, при этом верхние и нижние гребни плавно переходят в боковые грани зубьев, выходя при этом за габарит передней кромки основной части.

Такое выполнение аэродинамической поверхности позволяет улучшить аэродинамические характеристики по сравнению с известными аэродинамическими поверхностями, а именно: уменьшить лобовое сопротивление и улучшить аэродинамическое демпфирование на малых углах атаки, увеличить несущую способность на малых и больших углах атаки и исключить резкое изменение несущих характеристик при переходе в срывной режим обтекания на закритических углах атаки.

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

На фиг. 1 показана схема обтекания известной аэродинамической поверхности на малых углах атаки;

на фиг. 2 - схема обтекания аэродинамической поверхности согласно изобретению на малых углах атаки;

на фиг. 3 - аэродинамическая поверхность в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения, вид снизу;

на фиг. 4 - аэродинамическая поверхность в соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения, вид снизу;

на фиг. 5 - профиль аэродинамической поверхности по второму варианту осуществления изобретения в сечении, проходящем через вершину зуба;

на фиг. 6 - профиль аэродинамической поверхности по второму варианту осуществления изобретения в сечении, проходящем между зубьями;

на фиг. 7 - аэродинамическая поверхность по второму варианту осуществления изобретения в сечении, проходящем перпендикулярно продольной оси зуба;

на фиг. 8 схематично показаны направления воздушных потоков над зубом аэродинамической поверхности по первому варианту осуществления изобретения, вид сверху;

на фиг. 9 схематично показаны направления воздушных потоков над зубом аэродинамической поверхности по второму варианту осуществления изобретения, вид сверху;

на фиг. 10 - схема формирования вихревых жгутов, прилегающих к верхней стороне аэродинамической поверхности по второму варианту осуществления изобретения;

на фиг. 11 - схема формирования «демпфирующих» вихревых жгутов при наличии знакопеременных местных углов атаки;

на фиг. 12 - схема обтекания аэродинамической поверхности согласно изобретению на закритических углах атаки;

на фиг. 13 - схема оптимизации обратного обтекания нижней стороны аэродинамической поверхности по второму варианту осуществления изобретения.

Осуществление изобретения

Как показано на фиг. 2 и 3, многорежимная аэродинамическая поверхность по первому варианту осуществления изобретения содержит основную часть 1, зубья 2 и каверны 3. Основная часть выполнена с аэродинамическим профилем и включает в себя верхнюю сторону 4, нижнюю сторону 5, переднюю кромку 6 и заднюю кромку 7. Каждый из зубьев 2 установлен на передней кромке 6 и включает в себя верхнюю поверхность 8 и нижнюю поверхность 9, сопряженные между собой с образованием входящих кромок 10 и вершины 11. При этом верхние поверхности 8 зубьев 2 выполнены выпуклыми и плавно сопрягаются с верхней стороной 4 основной части 1, а входящие кромки 10 включают в себя заостренные участки и боковые грани 12. Длина заостренного участка составляет не менее 60% общей длины входящей кромки 10. Каверны 3 выполнены напротив зубьев 2 на нижней стороне 5 основной части. Каждая из каверн 3 образована донной поверхностью 13 и боковыми поверхностями 14. Донная поверхность 13 плавно сопрягается с нижней поверхностью 9 зуба 2 и с нижней стороной 5 основной части 1, а боковые поверхности 14 имеют серповидную форму и сходят на нет в зоне сопряжения донной поверхности 13 с нижней стороной 5 основной части 1 и в местах примыкания боковых граней 12 зубьев 2 к передней кромке 6 основной части 1.

Кроме того, выпуклость верхней поверхности 8 зуба 2 достаточна для исключения вогнутости верхней дужки проходящего через вершину 11 зуба 2 аэродинамического профиля, как доказано на фиг. 5.

Кроме того, нижние поверхности 9 зубьев 2 и донные поверхности 13 каверн 3 выполнены выпуклыми, как показано на фиг. 4 и 7.

Кроме того, участки передней кромки 6 между зубьями 2 выполнены вогнутыми, как показано на фиг. 3 и 10.

На фиг. 4 - 7, 9 и 10 показана аэродинамическая поверхность в соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения. Эта аэродинамическая поверхность дополнительно содержит верхние и нижние гребни 15.

Верхние гребни 15 попарно установлены на верхней стороне 4 основной части 1 и расположены напротив мест примыкания входящих кромок 10 зубьев к передней кромке 6 основной части 1 с возможностью уменьшения интерференции разнонаправленных воздушных потоков и пространственной стабилизации вихревых структур, формируемых входящими кромками Зубьев и прилегающих к верхней стороне основной части.

Нижние гребни 15 попарно установлены на нижней стороне 5 основной части 1, а их поверхности обращены к плоскости симметрии каверны 3 и плавно сопрягаются с боковыми поверхностями каверн с возможностью исключения интерференции воздушных потоков, проходящих через каверны и между кавернами. Поверхности как верхних, так и нижних гребней 15 примыкают к боковым граням 12 зубьев 2, выходя при этом за габарит передней кромки 6 основной части 1, что более наглядно показано на фиг. 4.

Аэродинамическая поверхность, согласно изобретению, работает следующим образом.

При малых положительных углах атаки входящие кромки 10 зубьев 2 расположены практически по направлению потока, что исключает потери энергии на генерацию вихрей, при этом ввиду заострения носика проходящих через зубья 2 аэродинамических профилей, уменьшается также расход энергии на разделение набегающего потока, что в сумме обеспечивает существенное снижение Сх аэродинамической поверхности в данном режиме обтекания. Данный вариант обтекания изображен на фиг. 2.

Кроме того, Из-за крайне малого радиуса притупления заостренных участков входящих кромок 10 перед аэродинамической поверхностью не может сформироваться единая зона стагнации потока, так как она ограничена отдельными участками малого объема, расположенными между зубьями 2. Таким образом, на такой аэродинамической поверхности невозможно развитие направленных вдоль размаха течений в пограничном Слое, приводящих в ряде случаев к опасной с точки зрения управляемости летательного аппарата тенденции к концевому срыву.

Кроме того, Сх такой аэродинамической поверхности на малых и близких к наивыгоднейшему углах атаки дополнительно снижается по следующим причинам:

1. Благодаря выпуклости верхних поверхностей 8 зубьев 2 и плавности их сопряжения с верхней Стороной 4 основной части 1, достигаемой за счет наличия боковых граней 12 (фиг. 5 и 6), уменьшается скос потока, направленного от плоскости симметрии к краю зуба, и снижаются интерференционные потери.

2. При выполнении верхней поверхности 8 зуба 2 таким образом, что на верхней дужке аэродинамического профиля, проходящего через вершину 11 каждого зуба 2, отсутствует вогнутость, происходит еще большее спрямление потока и дополнительное снижение Сх.

3. Максимально плавное сопряжение нижних поверхностей 9 зубьев 2 с нижней стороной 5 основной части 1, достигаемое за счет наличия каверн 3, донные поверхности 13 которых обеспечивает плавность перехода потока.

4. Наличие верхних гребней 15 на верхней стороне 4 основной части 1 снижает интерференционные потери из-за предотвращения взаимодействия скошенных выпуклыми верхними поверхностями 8 зубьев 2 с нескошенными потоками, огибающими верхнюю сторону 4 между зубьями 2. Вариант обтекания верхней стороны 4 без установки верхних гребней 15 показан на фиг. 8, а обтекание с установленными верхними гребнями 15 - на фиг. 9 и 10.

5. При выполнении гребней 15 плавно переходящими в боковые грани 12 зубьев и выходящими за габарит передней кромки 6, участки которой между зубьями 2 выполнены вогнутыми, дополнительно снижаются ийтерференционные потери в зонах примыкания входящих кромок 10 к передней кромке 6 основной части 1.

6. Возможности использования для основной части 1 ламинаризованных аэродинамических профилей со смещенным назад С _тах без риска существенного ухудшения срывнЫх характеристик аэродинамической поверхности.

- При увеличении положительного угла атаки аэродинамической поверхности, входящие кромки 10 выходят из положения по потоку и начинают формировать вихревые гуты 16, направленные по направлению течения воздуха, что увеличивает энергию пограничного слоя и обеспечивает более активное падение давления на верхней стороне 4 основной часта 1, ускоряя прирост значения Су относительно прироста угла атаки, и, соответственно, снижая индуктивное сопротивление и увеличивая К аэродинамической поверхности при тех же величинах подъемной силы. Данный вариант обтекания аэродинамической поверхности показан на фиг. 10.

Кроме того, в данном режиме обтекания аэродинамической поверхности Су дополнительно повышается по следующим причинам:

1. При выполнении верхней поверхности 8 зуба 2 таким образом, что на верхней дужке аэродинамического профиля, проходящего через вершину 11 каждого зуба 2, отсутствует вогнутость, благодаря наличию верхних гребней 15 исключается развитие паразитных завихрений, которые в противном случае возникали бы при стоке в каверны 3 поджатого воздушного потока с расположенных между кавернами 3 участков нижней стороны 5 основной часта 1 (фиг. 8 и 9).

2. При наличии верхних гребней 15 на верхней стороне 4 основной части 1 происходит пространственная стабилизация и соответственное увеличение мощности генерируемых входящими кромками 10 вихревых жгутов 16, прилегающих к верхней стороне 3 основной части 1 (фиг. 10).

3. При выполнений нижних поверхностей зубьев и донных поверхностей каверн выпуклыми осуществляется более стабильное обтекание нижних поверхностей 9 зубьев 2 при наличии угла скольжения. 4. Возможность увеличения количества и размеров зубьев 2 позволяет увеличить энергию пограничного слоя по всему размаху аэродинамической поверхности при меньшей величине Сх на малых углах атаки.

При дальнейшем увеличении положительного угла атаки аэродинамической поверхности до значений 50-60° часть нижней стороны 5 основной части 1 оказывается в зоне обратного обтекания, при этом предотвращается скачкообразное падение Су за счет пространственной стабилизации потока, поднимающегося к нижней поверхности 9 зуба 2 при помощи каверны 3 и примыкающих к ней гребней 15. Далее этот стабилизированный поток, огибая входящие кромки 10, частично превращается в вихревую пелену, имеющую повышенную энергетику и располагающуюся над верхней стороной 3 основной части 1, что обеспечивает аэродинамической поверхности повышенную эффективность при парашютировании на закритических углах атаки, Данный вариант обтекания аэродинамической поверхности изображен на фиг. 12 и 13.

При этом выполнение нижних поверхностей 9 зубьев 2 и донных поверхностей 13 каверн 3 выпуклыми дополнительно стабилизирует процесс формирования вихревой пелены, выравнивая мощность вихревых структур, формируемых обеими входящими кромками 10.

Демпфирующие характеристики аэродинамической поверхности также улучшаются за счет возможности использования без риска увеличения Сх на малых углах атаки более развитых зубьев 2, способных создавать более мощные «демпирующие» вихревые жгуты и большие демпфирующие моменты при той же разнице местных углов атаки.

Кроме того, демпфирующие характеристики улучшаются из-за возможности исключения формирования протяженных зон стагнации при расположении зубьев 2 по всему размаху аэродинамической поверхности. Данный вариант обтекания аэродинамической поверхности схематически изображен на фиг. 11.

Применительно к самолетам и планерам преимущества аэродинамической поверхности согласно настоящему изобретению заключаются в комплексном улучшении летно-технических характеристик, таких как экономичность, дальность, грузоподъемность, взлетно-посадочные характеристики, безопасность и простота обучения пилотированию.

Использование аэродинамической поверхности согласно настоящему изобретению в ветроэнергетических установках позволяет добиться большей эффективности при слабом порывистом ветре, характерном для континентального и умеренно-континентального климата. Кроме того, высокие срывные характеристики такой аэродинамической поверхности могут позволить в ряде случае использовать роторы с фиксированным шагом лопастей при эффективности, сопоставимой с роторами, имеющими дорогостоящий механизм управления шагом.