RU2361776C1 - Method of controlling airflow about wing to improve basic aerodynamic characteristics, and aircraft to this end - Google Patents
Method of controlling airflow about wing to improve basic aerodynamic characteristics, and aircraft to this end Download PDFInfo
- Publication number
- RU2361776C1 RU2361776C1 RU2008109653/11A RU2008109653A RU2361776C1 RU 2361776 C1 RU2361776 C1 RU 2361776C1 RU 2008109653/11 A RU2008109653/11 A RU 2008109653/11A RU 2008109653 A RU2008109653 A RU 2008109653A RU 2361776 C1 RU2361776 C1 RU 2361776C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- attack
- angle
- active
- passive element
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 16
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims abstract description 18
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 claims description 11
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims description 9
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 4
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 claims description 4
- 230000003534 oscillatory effect Effects 0.000 claims 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 6
- 238000011084 recovery Methods 0.000 abstract description 2
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 abstract 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 7
- 230000008859 change Effects 0.000 description 4
- 108010066278 cabin-4 Proteins 0.000 description 3
- 230000009189 diving Effects 0.000 description 3
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 2
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000002269 spontaneous effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
- B64C3/16—Frontal aspect
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D5/00—Aircraft transported by aircraft, e.g. for release or reberthing during flight
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B63—SHIPS OR OTHER WATERBORNE VESSELS; RELATED EQUIPMENT
- B63B—SHIPS OR OTHER WATERBORNE VESSELS; EQUIPMENT FOR SHIPPING
- B63B71/00—Designing vessels; Predicting their performance
- B63B71/10—Designing vessels; Predicting their performance using computer simulation, e.g. finite element method [FEM] or computational fluid dynamics [CFD]
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
- B64C3/385—Variable incidence wings
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Ocean & Marine Engineering (AREA)
- Transportation (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к областям авиастроения, ракетостроения, судостроения, энергетического машиностроения, в частности к способам и устройствам, в которых используется помещенное в поток и перемещающееся в этом потоке крыло (лопасть пропеллера, лопасть гребного винта, руль, стабилизатор, лопатка и т.п.) в условиях аэро- или гидродинамического взаимодействия этого крыла с потоком.The invention relates to the fields of aircraft engineering, rocket engineering, shipbuilding, power engineering, in particular to methods and devices that use a wing placed in a stream and moving in this stream (propeller blade, propeller blade, rudder, stabilizer, blade, etc. ) under the conditions of aero- or hydrodynamic interaction of this wing with the flow.
Изобретение может найти широкое применение в авиации - движители, крылья или элементы управления полетом летательных аппаратов всех типов, в том числе экранопланов, в ракетостроении - стабилизаторы, рули или элементы управления полетом ракет, в энергетике - приводы ветроэлектростанций или гидроэлектростанций, в судостроении - движители или элементы управления движением надводных и подводных судов и аппаратов всех типов, а также и судов на "воздушной подушке", в энергомашиностроении - вентиляторы, нагнетатели, компрессоры, насосы, в индустрии товаров для спорта, отдыха и развлечений.The invention can be widely used in aviation - propulsion devices, wings or flight control elements of all types of aircraft, including ekranoplanes, in rocket science - stabilizers, rudders or rocket flight control elements, in the energy sector - drives of wind power plants or hydroelectric power stations, in shipbuilding - propulsion devices or controls for the movement of surface and submarine vessels and vehicles of all types, as well as air-cushion vessels, in power engineering - fans, superchargers, compressors, pumps, industrial uu goods for sports, leisure and entertainment.
ТерминологияTerminology
Крыло - основной элемент конструкции аэро- или гидродинамических устройств (лопасть пропеллера, лопасть гребного винта, руль, стабилизатор, лопатка турбинного колеса и т.п.), на котором в процессе взаимодействия с потоком первично возникает полезная сила, называемая подъемной силой.A wing is the main structural element of aerodynamic or hydrodynamic devices (a propeller blade, a propeller blade, a rudder, a stabilizer, a turbine wheel blade, etc.), on which, in the process of interaction with the flow, a useful force, called lifting force, primarily arises.
Активно-пассивный элемент - часть крыла, на котором независимо от крыла реализуется любой угол атаки, от нулевого, когда активно-пассивный элемент пассивен, до максимального значения любого знака.Active-passive element - part of the wing, on which, regardless of the wing, any angle of attack is realized, from zero when the active-passive element is passive, to the maximum value of any sign.
Известны различные способы и устройства взаимодействия крыла и потока, в которых реализуется безотрывное обтекание крыла потоком, например способ управления крылом, помещенным в текучую среду, при его взаимодействии с этой средой и устройство для его осуществления, см. заявку № 2005134570, опубликовано, официальный бюллетень ФИПС от 2007.05.20, заключающийся в том, что часть крыла отделяют стабилизатором при нешарнирной ее установке относительно оси вращения крыла с углом атаки, опережающим угол атаки крыла при движении, и поворачивают крыло до тех пор, пока на этой части крыла не наступает срыв потока, после чего уменьшают угол атаки крыла.There are various methods and devices for the interaction of a wing and a stream, in which a continuous flow of a wing over a wing is realized, for example, a method for controlling a wing placed in a fluid during its interaction with this medium and a device for its implementation, see application No. 2005134570, published, official bulletin FIPS from 2007.05.20, which consists in the fact that part of the wing is separated by a stabilizer when it is not hingedly mounted relative to the axis of rotation of the wing with an angle of attack that is ahead of the angle of attack of the wing during movement, and the wing is rotated to t x long as this part of the wing stall does not occur, then reduce the angle of attack of the wing.
Однако данному способу и устройству присущ такой недостаток, как продольные и поперечные колебания, связанные с периодическим действием системы управления (периодическое изменение угла атаки), что может привести к резонансу и раскачке крыла. Данный способ не позволяет реализовать такие режимы взаимодействия крыла и потока, в которых на крыле достигают различные требуемые и контролируемые значения подъемной силы как положительные, так и отрицательные, контролируемые срывы потока с возможностью гарантированного возврата в режим безотрывного обтекания, т.е. имеются ограничения по маневренности, управляемости и безопасности.However, this method and the device has such a disadvantage as longitudinal and transverse vibrations associated with the periodic action of the control system (periodic change in the angle of attack), which can lead to resonance and swing of the wing. This method does not allow to implement such modes of interaction between the wing and the flow in which the wing achieves various required and controlled lift values, both positive and negative, controlled stalls with the possibility of a guaranteed return to the continuous flow regime, i.e. there are limitations on maneuverability, handling and safety.
Известны другие способы и устройства взаимодействия крыла и потока, например в конструкции самолета элементы механизации крыла, позволяющие изменять несущую способность крыла. Они могут устанавливаться по передней кромке крыла - предкрылок, отклоняемый носок, по задней кромке - щитки, закрылки (одно-, двух-, трехщелевые), элероны, тормозные щитки и гасители подъемной силы. Однако действие, вызванное отклонением механизации, кроме уменьшения или увеличения подъемной силы, сопровождается увеличением профильного сопротивления, изменением в распределении давления по контуру профиля (смещение фокуса давления) и увеличением пикирующего момента. При взлете увеличение профильного сопротивления нежелательно, увеличение пикирующего момента обязательно должно компенсироваться регулируемым по углам атаки стабилизатором, который для сохранения своей эффективности при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях также должен быть оборудован механизацией, мощности гидроусилителя которой на низких высотах зачастую не хватает. На сверхзвуковых скоростях изменяется характер обтекания, резко изменяется положение фокуса давления, а вследствие низкой плотности воздуха на сверхвысотах резко уменьшается эффективность рулей высоты и рулей поворота, по этой причине маневренность самолета на сверхвысотах ограничена. Кренение самолета при развороте или, наоборот, удержание по курсу осуществляется отклонением закрылков, а это не что иное, как торможение набегающего потока на всей траектории полета. Многократное торможение закрылками на всей траектории полета приводит к лишнему расходу топлива. Кроме этого, маневры, связанные со срывом потока, приводят к большой потере скорости и высоты, что крайне опасно при полетах на малых высотах, восстановить которые можно только за счет высокой тяговооруженности (мощности и количества двигателей), обеспечивающей быстрый разгон и более быстрое восстановление энергии. Механизация утяжеляет и усложняет крыло, усложняет управление при наличии множества элементов, каждый из которых требует своего специального алгоритма управления в зависимости от маневра, скорости, высоты и загрузки самолета. Увеличение тяговооруженности снижает экономические показатели, уменьшает максимальную дальность полета.Other methods and devices for the interaction of the wing and the flow are known, for example, in the design of an aircraft, the elements of wing mechanization, which allow changing the bearing capacity of the wing. They can be installed along the leading edge of the wing — a slat, a deflected toe — along the trailing edge — flaps, flaps (single, double, triple-slot), ailerons, brake flaps, and dampers. However, the action caused by the deviation of mechanization, in addition to decreasing or increasing the lifting force, is accompanied by an increase in profile resistance, a change in the distribution of pressure along the profile contour (pressure focus shift) and an increase in the diving moment. When taking off, an increase in the profile resistance is undesirable, an increase in the diving moment must be compensated by a stabilizer adjustable in angles of attack, which, in order to maintain its effectiveness at subsonic and supersonic speeds, must also be equipped with mechanization, the power of which is often not enough at low altitudes. At supersonic speeds, the nature of the flow around changes, the position of the pressure focus changes sharply, and due to the low density of air at superheights, the efficiency of elevators and rudders sharply decreases, for this reason the aircraft's maneuverability at super heights is limited. Roll of the aircraft during a turn or, on the contrary, retention on the course is carried out by the deflection of the flaps, and this is nothing more than braking the incoming flow along the entire flight path. Repeated braking by flaps over the entire flight path leads to excessive fuel consumption. In addition, maneuvers associated with flow stall lead to a large loss of speed and altitude, which is extremely dangerous when flying at low altitudes, which can only be restored due to the high thrust-weight ratio (power and number of engines), which provides faster acceleration and faster energy recovery . Mechanization complicates and complicates the wing, complicates control in the presence of many elements, each of which requires its own special control algorithm, depending on the maneuver, speed, altitude and load of the aircraft. An increase in the thrust-to-weight ratio reduces economic indicators and reduces the maximum flight range.
Известен способ и устройство ограничения угла атаки и перегрузки самолета", см. патент № 2248304. Способ заключается в том, что на управляющий сигнал системы управления рулем высоты летательного аппарата, идущий от органа управления, который управляет рулем высоты, вводят ограничение с упреждением до момента выхода летательного аппарата на максимальный угол атаки. Однако данный способ также не позволяет реализовать такие режимы взаимодействия крыла самолета и потока, при которых на крыле достигают различные требуемые и контролируемые значения подъемной силы как положительные, так и отрицательные, контролируемые срывы потока с возможностью гарантированного возврата в режим безотрывного обтекания крыла потоком, т.е. имеются ограничения по маневренности, управляемости и безопасности.A known method and device for limiting the angle of attack and overload of the aircraft ", see patent No. 2248304. The method consists in the fact that the control signal of the elevator control system of the aircraft, coming from the control body that controls the elevator, impose a restriction with anticipation up to the moment the aircraft reaches the maximum angle of attack, however, this method also does not allow to implement such modes of interaction between the wing of the aircraft and the flow, at which the wing reaches various required and controlled values There are positive and negative lift, controlled stalls with the possibility of a guaranteed return to continuous flow around the wing, i.e. there are restrictions on maneuverability, controllability and safety.
Целью данного изобретения является разработка способа и устройства, позволяющих создавать различные аэро- или гидродинамические устройства с улучшенными характеристиками и, в частности, летательные аппараты с улучшенными летно-техническими характеристиками: более широким диапазоном режимов скоростей и высот, более высоких показателей маневренности, управляемости и безопасности на всех режимах скоростей и высот при упрощении алгоритма управления; летательные аппараты, в которых крыло одного профиля может эффективно применяться на всех режимах скоростей и высот, летательные аппараты, способные динамично и безопасно восстанавливать режимы безотрывного обтекания крыла после любого маневра, независимо от степени подготовки пилота, летательные аппараты, способные длительно и управляемо планировать при безмоторном полете, осуществлять полет на сверхнизких высотах, в том числе осуществлять полет с использованием экранного эффекта.The aim of this invention is to develop a method and device that allows you to create various aerodynamic or hydrodynamic devices with improved performance and, in particular, aircraft with improved flight performance: a wider range of speed and altitude modes, higher maneuverability, controllability and safety at all speed and altitude modes while simplifying the control algorithm; aircraft in which the wing of one profile can be effectively used at all speed and altitude modes, aircraft capable of dynamically and safely restoring continuous wing flow after any maneuver, regardless of the degree of pilot training, aircraft capable of long-term and controllable planning with non-powered flight, fly at extremely low altitudes, including fly using the screen effect.
В способе указанный технический результат достигается тем, что часть крыла, отделенную разделительной шайбой, устанавливают на активно-пассивном элементе. выполненном так же, как часть крыла, при шарнирной его установке относительно продольной оси крыла и отделенном разделительной шайбой, далее переустанавливают часть крыла как минимум в одно из трех положений с углом атаки, равным углу атаки активно-пассивного элемента, с углом атаки, опережающим угол атаки активно-пассивного элемента, с углом атаки, опережающим угол атаки части крыла при втором положении, и поворачивают часть крыла вместе с активно-пассивным элементом до срыва потока с части крыла, и при любых значениях величины и направления относительной скорости набегающего на крыло потока реализуют требуемые режимы обтекания на активно-пассивном элементе путем его поворота, без отрыва потока, или с отрывом потока, или с частичным отрывом потока, поворачивают крыло вокруг его продольной оси на тот же самый угол или меньший угол и тем самым достигают на крыле как минимально возможных или максимально возможных, в том числе закритических углов атаки, так и промежуточных значений углов атаки и подъемной силы для крыла любого профиля. При достижении максимальных значений подъемной силы на крыле для получения предельных (закритических) значений подъемной силы поворачивают активно-пассивный элемент в сторону увеличения угла атаки до начала срыва потока с его передней кромки, поворачивают активно-пассивный элемент в обратную сторону до восстановления безотрывного обтекания на нем и снова поворачивают активно-пассивный элемент в сторону увеличения угла атаки и т.д. и синхронно поворачивают крыло. При этом часть времени активно-пассивный элемент и крыло находятся в режиме затягивания безотрывного обтекания на закритических углах атаки. Колебательно-вращательные движения крыла вместе с частью крыла и активно-пассивным элементом вокруг продольной оси крыла, которые могут осуществляться в автоматическом режиме, создают эффект повышенных (предельных) интегральных значений подъемной силы. Колебательно-вращательные движения крыла вместе с частью крыла и активно-пассивным элементом вокруг продольной оси крыла также можно с успехом использовать при любых маневрах летательного аппарата, например при взлете, для уменьшения разбега, увеличения скороподъемности или уменьшения скорости отрыва, при пикировании или кабрировании, для выполнения сверхманевра, что особенно важно в условиях воздушного боя или для ухода от средств ПВО противника. Это позволяет достигать более высоких значений подъемной силы или обеспечить необходимую ее величину при меньшей скорости.In the method, the specified technical result is achieved in that the part of the wing, separated by a separation washer, is mounted on an active-passive element. made in the same way as part of the wing, when it is hinged relative to the longitudinal axis of the wing and separated by a dividing washer, then the part of the wing is reinstalled in at least one of three positions with an angle of attack equal to the angle of attack of the active-passive element, with an angle of attack that is ahead of the angle attacks of the active-passive element, with an angle of attack that is ahead of the angle of attack of the wing part in the second position, and rotate the wing part together with the active-passive element until the flow breaks from the wing part, and for any values of magnitude and direction The relative velocity of the flow incident on the wing realizes the required flow regimes on the active-passive element by turning it, without interrupting the flow, or with separation of the flow, or with partial flow separation, turn the wing around its longitudinal axis by the same angle or a smaller angle and thereby, they reach the minimum possible or maximum possible on the wing, including supercritical angles of attack, and intermediate values of the angles of attack and lift for a wing of any profile. When reaching the maximum values of the lifting force on the wing, to obtain the limiting (supercritical) values of the lifting force, the active-passive element is turned in the direction of increasing the angle of attack before the flow stalls from its leading edge, the active-passive element is turned in the opposite direction until the continuous flow around it is restored and again turn the active-passive element in the direction of increasing the angle of attack, etc. and simultaneously turn the wing. At the same time, the active-passive element and the wing are in the mode of tightening the continuous flow around the supercritical angles of attack. Oscillatory-rotational movements of the wing, together with part of the wing and the active-passive element around the longitudinal axis of the wing, which can be carried out in automatic mode, create the effect of increased (ultimate) integral values of the lifting force. Oscillatory-rotational movements of the wing, together with part of the wing and the active-passive element around the longitudinal axis of the wing, can also be successfully used for any maneuvers of the aircraft, for example, when taking off, to reduce the take-off run, increase the rate of climb or decrease the separation speed, when diving or cabling, for performing super-maneuvers, which is especially important in conditions of aerial combat or for avoiding enemy air defense systems. This allows you to achieve higher values of the lifting force or to provide the necessary magnitude at a lower speed.
Самолет содержит корпус-фюзеляж, кабину с собственными крыльями, двигателем с поворотом вектора тяги и оперением, маршевые двигатели с поворотом вектора тяги, хвостовой стабилизатор, крылья, каждое из которых установлено с возможностью поворота относительно корпуса-фюзеляжа, относительно собственной продольной оси за счет собственного привода, части крыльев, установленный в хвостовой части стабилизирующий двигатель с поворотом вектора тяги, каждое крыло содержит выполненный как часть крыла активно-пассивный элемент, который отделен разделительной шайбой, установлен шарнирно относительно продольной оси крыла с возможностью поворота относительно собственной продольной оси за счет собственного привода, отделенная разделительной шайбой часть крыла установлена на активно-пассивном элементе с возможностью занимать одно из трех положений, с углом атаки, равным углу атаки активно-пассивного элемента, с углом атаки, опережающим угол атаки активно-пассивного элемента, с углом атаки, опережающим, угол атаки части крыла при втором положении, при этом соотношение площади активно-пассивного элемента и крыла выбрано таким, что площади только крыльев достаточно для полета с работающими двигателями, а площади крыльев в совокупности с площадью активно-пассивных элементов достаточно для планирования при безмоторном полете, часть крыла и активно-пассивный элемент снабжены датчиками срыва потока, которые включены в электрическую цепь приводов посредством усилителя, и включены в электрическую цепь, передающую сигнал о начале срыва потока в кабину пилота.The aircraft contains a body-fuselage, a cockpit with its own wings, an engine with a thrust vector rotation and plumage, marching engines with a thrust vector rotation, a tail stabilizer, wings, each of which is mounted with the possibility of rotation relative to the body-fuselage, relative to its own longitudinal axis due to its own drive, part of the wings, a stabilizing engine installed in the rear part with rotation of the thrust vector, each wing contains an active-passive element, which is separate as a part of the wing, which is separated with a separating washer, pivotally mounted relative to the longitudinal axis of the wing with the possibility of rotation relative to its own longitudinal axis due to its own drive, the wing part separated by the separating washer is mounted on the active-passive element with the ability to occupy one of three positions, with an angle of attack equal to the angle of attack of the active-passive element, with the angle of attack ahead of the angle of attack of the active-passive element, with the angle of attack, leading, the angle of attack of the wing in the second position, while the ratio of the area act the willow-passive element and the wing are chosen such that only the wing area is sufficient for flight with the engines running, and the wing area in combination with the area of the active-passive elements is sufficient for planning during non-motor flight, part of the wing and the active-passive element are equipped with flow stall sensors, which are included in the electrical circuit of the drives by means of an amplifier, and are included in the electrical circuit that transmits a signal about the beginning of flow stall to the cockpit.
Это обеспечивает расширение диапазона скоростей и высот, достижение сверхманевренности и управляемости самолета на всех режимах скоростей и высот при упрощении алгоритма управления, возможность динамичного и безопасного восстановления безотрывного обтекания крыла после любого маневра независимо от степени подготовки пилота, обеспечивает возможность эффективного использования крыла, сконструированного для сверхскоростного режима на больших высотах в промежуточных режимах, начиная от взлета, набора высоты, снижения и посадки, получить сверхманевренность самолета без существенной потери энергетики для повторного продолжения маневра или начала нового маневра и позволяет получить новые возможности летательных аппаратов.This allows expanding the range of speeds and altitudes, achieving super-maneuverability and controllability of the aircraft at all speed and altitude modes while simplifying the control algorithm, the ability to dynamically and safely restore continuous wing flow after any maneuver, regardless of the degree of pilot training, and enables the efficient use of a wing designed for ultra-fast mode at high altitudes in intermediate modes, ranging from take-off, climb, descent and landing, the floor it maneuverability of the aircraft without a significant loss of energy to re-continue the maneuver or the beginning of a new maneuver and provides new capabilities of aircraft.
На фиг.1 изображено крыло, активно- пассивный элемент, и часть крыла.Figure 1 shows the wing, an active-passive element, and part of the wing.
На фиг.2, 3, 4 предоставлены чертежи устройства по изобретению.In figures 2, 3, 4, drawings of the device according to the invention are provided.
На фиг.5-14 предоставлены чертежи, на которых показаны положения активно-пассивного элемента и крыла при маневрах.Figures 5-14 are provided with drawings showing the positions of the active-passive element and the wing during maneuvers.
Способ управления режимами обтекания крыла потоком для улучшения основных характеристик аэрогидродинамического устройства осуществляется следующим образом. Крыло устанавливают под углом атаки, часть крыла отделяют разделительной шайбой и устанавливают ее на активно-пассивном элементе, выполненном так же, как часть крыла, при шарнирной его установке относительно продольной оси крыла и отделенном разделительной шайбой, далее часть крыла переустанавливают как минимум в одно из трех положений, первое положение - с углом атаки, равным углу атаки активно-пассивного элемента, второе положение - с углом атаки, опережающим угол атаки активно-пассивного элемента, третье положение - с углом атаки, опережающим угол атаки части крыла при втором положении, далее поворачивают часть крыла вместе с активно-пассивным элементом до срыва потока с части крыла и при любых значениях величины и направления относительной скорости набегающего на крыло потока реализуют требуемые режимы обтекания на активно-пассивном элементе путем его поворота, без отрыва потока, или с отрывом потока, или с частичным отрывом потока, и поворачивают крыло вокруг его продольной оси на тот же самый угол, и тем самым достигают на всем крыле как минимально возможных или максимально возможных, в том числе закритических углов атаки, так и промежуточных значений углов атаки и подъемной силы для крыла любого профиля.A method of controlling the flow around a wing to improve the basic characteristics of an aero-hydrodynamic device is as follows. The wing is set at an angle of attack, the wing part is separated by a separation washer and mounted on an active-passive element, made in the same way as the wing part, when it is pivotally mounted relative to the longitudinal axis of the wing and separated by a separation washer, then the wing part is reset to at least one of three positions, the first position - with the angle of attack equal to the angle of attack of the active-passive element, the second position - with the angle of attack ahead of the angle of attack of the active-passive element, the third position - with the angle of attack, opera the angle of attack of the wing part in the second position, then the wing part is rotated together with the active-passive element to stall the flow from the wing part and for any values of the magnitude and direction of the relative velocity of the incoming flow onto the wing, the required flow regimes are realized on the active-passive element by turning it , without separation of the flow, or with separation of the flow, or with partial separation of the flow, and rotate the wing around its longitudinal axis by the same angle, and thereby reach the entire wing as the minimum possible or max possible, including supercritical angles of attack, and intermediate values of angles of attack and lift for a wing of any profile.
Самолет (фиг.2, 3, 4), осуществляющий предлагаемый способ, содержит корпус-фюзеляж 1, хвостовой стабилизатор, шасси, навесное оборудование (дополнительные баки и др.), неподвижное крыло 2, установленную посредством гасителей ускорения 3 кабину пилота 4 с собственным двигателем с поворотом вектора тяги, собственными крыльями, хвостовым оперением и системой управления для самостоятельного полета, маршевые двигатели с поворотом вектора тяги 5, крылья 6 и 7, каждое из которых установлено с возможностью поворота относительно корпуса-фюзеляжа 1 и относительно собственной продольной оси за счет собственного привода 8 и 9, установленный в хвостовой части стабилизирующий двигатель 10 с поворотом вектора тяги. Крыло 6 содержит активно-пассивный элемент 11 с датчиком срыва потока 12, активно-пассивный элемент 11 выполнен как часть крыла и установлен с возможностью поворота относительно собственной продольной оси за счет собственного привода 13, часть 14 крыла с датчиком срыва потока 15 установлена на активно-пассивном элементе 11 с возможностью занимать одно из трех положений, первое положение - с углом атаки, равным углу атаки активно-пассивного элемента, второе положение - с углом атаки, опережающим угол атаки активно-пассивного элемента, третье положение - с углом атаки, опережающим угол атаки части крыла при втором положении. Крыло 7 содержит активно-пассивный элемент 16 с датчиком срыва потока 17, активно-пассивный элемент 16 выполнен как часть крыла и установлен с возможностью поворота относительно собственной продольной оси за счет собственного привода 18, часть 19 крыла с датчиком срыва потока 20 установлена на активно-пассивном элементе 16 с возможностью занимать одно из трех положений, первое положение - с углом атаки, равным углу атаки активно-пассивного элемента, второе положение - с углом атаки, опережающим угол атаки активно-пассивного элемента, третье положение - с углом атаки, опережающим угол атаки части крыла при втором положении. Соотношение площадей активно-пассивных элементов 11, 16 и крыльев 6, 7 выбрано таким, что площади только крыльев 6 и 7 достаточно для полета с работающими двигателями, а площади крыльев 6 и 7 в совокупности с площадью активно-пассивных элементов 11 и 16 достаточно для планирования при безмоторном полете. Части 14 и 19, активно-пассивные элементы 11 и 16 отделены между собой и отделены от крыльев 6 и 7 разделительными шайбами 21. Датчики срыва потока 12, 15, 17, 20 выполнены так, что их показания преобразуются в электрический сигнал, например, при безотрывном обтекании значение электросигнала выше, чем при срыве потока. Приводы 8, 9, 13, 18 и датчики срыва потока 12, 15, 17, 20 объединены в единую электрическую цепь, в состав которой входят источник питания и блок управления. Величина опережения по углу атаки во втором положении зависит от чувствительности датчиков срыва потока и быстродействия системы управления приводами, величина опережения по углу атаки в третьем положении зависит от чувствительности датчиков срыва потока, быстродействия системы управления приводами и величины гарантированного упреждения по углу атаки.The plane (figure 2, 3, 4), implementing the proposed method, contains a body-
Заявляемое устройство работает следующим образом.The inventive device operates as follows.
При разбеге и взлете, см. фиг.5, 6 и 7, переустанавливают части 14 и 19 крыла во второе положение, активно-пассивные элементы 11 и 16 поворачивают посредством собственных приводов 13 и 18 в сторону повышения угла атаки до того момента, когда на части 14 и части 19 произойдет отрыв потока, при этом на них резко упадет подъемная сила и изменится значение электросигнала датчиков 15 и 20, на активно-пассивных элементах 11 и 16 установится максимальный угол атаки и максимальная подъемная сила, при этом значение электросигнала датчиков 12 и 17 будет выше, чем значение электросигнала датчиков 15 и 20. Блок управления останавливает приводы 13 и 18 и включает приводы 8 и 9, которые поворачивают крылья 6 и 7 на установившийся угол активно-пассивных элементов 11 и 16. На крыльях 6 и 7 также установится максимальный угол атаки и максимальная подъемная сила. Совокупная, на активно-пассивных элементах 11 и 16 и крыльях 6 и 7, подъемная сила достигнет значения, максимального для данного взаимного положения частей 14 и 19, активно-пассивных элементов 11 и 16 и крыльев 6 и 7, но не максимально возможная. Для увеличения подъемной силы поворачивают крылья 6 и 7 вместе с активно-пассивными элементами 11 и 16 в сторону увеличения угла атаки до момента срыва потока с их передних кромок, при этом датчики 12 и 17 покажут наименьшее значение, после чего поворачивают активно-пассивные элементы в обратную сторону до восстановления безотрывного обтекания и поворачивают крылья 6 и 7 в обратную сторону до величины угла атаки активно-пассивного элемента, при этом датчики 12 и 17 покажут наибольшее значение. Затем повторно поворачивают крылья 6 и 7 вместе с активно-пассивными элементами 11 и 16 в сторону увеличения угла атаки до момента срыва потока с их передних кромок и т.д. В этом режиме используется эффект затягивания срыва потока и тем самым достигается режим работы крыльев 6 и 7 вместе с активно-пассивными элементами 11 и 16 при закритических углах атаки. При этом часть времени активно-пассивные элементы 11 и 16 находятся в режиме затягивания безотрывного обтекания на закритических углах атаки. Это позволяет достигать более высоких интегральных значений подъемной силы или обеспечить необходимую ее величину при меньшей скорости, т.е. снизить величину скорости сваливания, или увеличить грузоподъемность самолета при неизменной тяговооруженности, или увеличить скороподъемность при неизменной тяге, уменьшить разбег при взлете.During take-off and take-off, see Figs. 5, 6 and 7, the
При установившемся горизонтальном полете, см. фиг.8, поворачивают активно-пассивные элементы 11 и 16 в ту или иную сторону до положения, когда датчики 15 и 20 показывают минимальное значение, а датчики 12 и 17 максимальное, далее поворачивают крылья 6 и 7 на тот же самый угол. Это позволяет при горизонтальном полете получить минимальное сопротивление и максимальную подъемную силу, получить экономию топлива.With a steady horizontal flight, see Fig. 8, the active-
При заходе на посадку, см. фиг.9, переустанавливают части 14 и 19 крыла во второе положение, устанавливают крыло как при установившемся горизонтальном полете, поворачивают активно-пассивные элементы 11 и 16 на угол от 45 до 90 градусов, и они работают как тормозные щитки (интерцепторы).When approaching, see Fig. 9, the
При посадке на полосе, см. фиг.10, поворачивают крылья 6 и 7 и устанавливают отрицательный угол атаки, поворачивают активно-пассивные элементы 11 и 16 на тот же угол в обратную сторону, при этом крылья 6, 7 и активно-пассивные элементы 11, 16 работают совместно как спойлеры, и создается сила, прижимающая самолет к полосе, при этом улучшается торможение и управляемость колесами, уменьшается пробег.When landing on the strip, see figure 10, turn the
На малых скоростях полета, см. фиг.11, и при больших углах атаки, а также на сверхвысотах и сверхскоростях, когда эффективность аэродинамических поверхностей управления стремится к нулю, применяются специальные алгоритмы управления установленного в хвостовой части самолета стабилизирующего двигателя 10 с поворотом вектора тяги для создания управляющих моментов по тангажу и курсу. Это позволяет повысить маневренность при расширении режима скоростей и высот.At low flight speeds, see Fig. 11, and at large angles of attack, as well as at superheights and super speeds, when the efficiency of the aerodynamic control surfaces tends to zero, special control algorithms are used installed in the rear of the
На сверхскоростях, см. фиг.12, когда происходит смещение фокуса крыла в сторону хвоста самолета, для восстановления положения фокуса у крыла прямой стреловидности, после установки наивыгоднейшего по углу атаки положения крыла за счет изменения тангажного угла, применяя специальные алгоритмы управления установленного в хвостовой части самолета стабилизирующего двигателя 10 с поворотом вектора тяги, переустанавливают части 14 и 19 крыла в первое положение, устанавливают активно-пассивные элементы 12 и 16 в положение нулевого угла атаки, нулевой подъемной силы, при этом фокус крыла перемещается вперед, и одновременно уменьшается лобовое сопротивление. Это позволяет на самолете с неподвижным крылом при полете на сверхскорости получить наименьшее сопротивление.At super speeds, see Fig. 12, when the wing focus shifts toward the tail of the aircraft, to restore the focus position of the direct sweep wing, after setting the wing position most advantageous in angle of attack by changing the pitch angle, using special control algorithms installed in the tail section
При самопроизвольном кренении (валежке) самолета относительно вертикальной оси из-за конструктивной разницы в углах атаки левого и правого крыльев или из-за полетной деформации устанавливают для каждого крыла 6 и 7 свои собственные углы атаки, при которых кренение исчезает, или у самолета с неподвижным крылом устанавливают для каждого активно-пассивного элемента свои собственные углы атаки, при которых кренение исчезает.In case of spontaneous roll (felling) of the aircraft relative to the vertical axis, due to the structural difference in the angles of attack of the left and right wings or due to flight deformation, each
При изменении тангажа и курса изменяют вектор тяги установленного в хвостовой части самолета стабилизирующего двигателя 10.When the pitch and course change, the thrust vector of the stabilizing
При вертикальном взлете, см. фиг.13, направляют вектор тяги маршевых двигателей 5 вниз или поворачивают каждый двигатель 5 соплом вниз, направляют вектор тяги стабилизирующего двигателя 10 вниз и направляют вектор тяги двигателя кабины 4 вниз, при этом получают четыре точки тяги - два маршевых двигателя 5, которые создают основную подъемную силу, а двигатель кабины 4 и стабилизирующий двигатель 10 создают дополнительную силу тяги и стабилизирующие и управляющие моменты, крылья вместе с активно-пассивными элементами при этом можно расположить вертикально для уменьшения сопротивления.With a vertical take-off, see Fig. 13, the thrust vector of the
При резких возмущениях (тряска, болтанка и т.п.), а также при кратковременных перегрузках, возникающих в полете при маневрировании, гасители ускорения 3 уменьшают силу воздействия от перегрузок на экипаж.With sharp disturbances (shaking, chatter, etc.), as well as with short-term overloads arising in flight during maneuvering,
При аварии, см. фиг.14, экипаж катапультируется вместе с кабиной 4, которая снабжена собственным двигателем, собственными крыльями, хвостовым оперением и системой управления для самостоятельного полета. Это позволяет безопасно катапультироваться на всех высотах, при любой скорости, при любой аварийной ситуации: авария на борту, разрушение самолета, неуправляемые режимы (пикирование, сваливание, штопор и другие), позволяет экипажу выбирать благополучное место приземления, посадив кабину по-самолетному, либо повторно катапультироваться с парашютом при благоприятных условиях.In an accident, see Fig. 14, the crew ejects along with the
Все это позволит создавать летательные аппараты с улучшенными летно-техническими характеристиками: более широким диапазоном режимов скоростей и высот, более высоких показателей маневренности, управляемости и безопасности на всех режимах скоростей и высот при упрощении алгоритма управления; летательные аппараты, в которых крыло одного профиля может эффективно применяться на всех режимах скоростей и высот, летательные аппараты, способные динамично и безопасно восстанавливать режимы безотрывного обтекания крыла после любого маневра, независимо от степени подготовки пилота, летательные аппараты, способные длительно и управляемо планировать при безмоторном полете, осуществлять полет на сверхнизких высотах, в том числе осуществлять полет с использованием экранного эффекта.All this will make it possible to create aircraft with improved flight performance: a wider range of speed and altitude modes, higher maneuverability, controllability and safety indicators at all speed and altitude modes while simplifying the control algorithm; aircraft in which the wing of one profile can be effectively used at all speed and altitude modes, aircraft capable of dynamically and safely restoring continuous wing flow after any maneuver, regardless of the degree of pilot training, aircraft capable of long-term and controllable planning with non-powered flight, fly at extremely low altitudes, including fly using the screen effect.
Возможность установки разных углов атаки для левого и правого крыльев и наличие установленного в хвостовой части самолета стабилизирующего двигателя позволяют получить гиперманевренность и безопасно восстановить безотрывное обтекание крыла после любого маневра независимо от степени подготовки пилота.The ability to set different angles of attack for the left and right wings and the presence of a stabilizing engine installed in the rear of the aircraft allow hypermoveability and safely restore continuous wing flow after any maneuver, regardless of the degree of pilot training.
Конфигурация самолета (взлетная, полетная на малых высотах, полетная на сверхвысотах и сверхзвуке, посадочная и для движения по взлетно-посадочной полосе) определяется положением активно-пассивных элементов и направлением вектора тяги установленного в хвостовой части стабилизирующего двигателя.The configuration of the aircraft (take-off, flight at low altitudes, flight at super-heights and supersonic, landing and for movement along the runway) is determined by the position of the active-passive elements and the direction of the thrust vector installed in the tail of the stabilizing engine.
Позволяет при установке активно-пассивного элемента на неподвижном крыле серийного самолета (модернизация) улучшить летные характеристики любого летательного аппарата, скорость, дальность, высота (потолок), скороподъемность, маневренность, взлетно-посадочные характеристики и грузоподъемность, в частности снизить скорость сваливания, что может позволить достигать гарантированного планирования при безмоторном полете.When installing an active-passive element on the fixed wing of a production aircraft (modernization), it improves the flight characteristics of any aircraft, speed, range, altitude (ceiling), climb, maneuverability, takeoff and landing characteristics and load capacity, in particular, reduce stall speed, which can allow to achieve guaranteed planning during non-motorized flight.
Claims (3)
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008109653/11A RU2361776C1 (en) | 2008-03-14 | 2008-03-14 | Method of controlling airflow about wing to improve basic aerodynamic characteristics, and aircraft to this end |
| DE112009000560T DE112009000560T5 (en) | 2008-03-14 | 2009-03-18 | Method for controlling the flow conditions on the wings of an aircraft and aircraft with wings for implementing the method |
| PCT/RU2009/000131 WO2009113914A1 (en) | 2008-03-14 | 2009-03-18 | Method for controlling regime of the flow about a wing and an aircraft with a wing for carrying out said method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008109653/11A RU2361776C1 (en) | 2008-03-14 | 2008-03-14 | Method of controlling airflow about wing to improve basic aerodynamic characteristics, and aircraft to this end |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2361776C1 true RU2361776C1 (en) | 2009-07-20 |
Family
ID=41047089
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008109653/11A RU2361776C1 (en) | 2008-03-14 | 2008-03-14 | Method of controlling airflow about wing to improve basic aerodynamic characteristics, and aircraft to this end |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| DE (1) | DE112009000560T5 (en) |
| RU (1) | RU2361776C1 (en) |
| WO (1) | WO2009113914A1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2012161608A1 (en) * | 2011-05-23 | 2012-11-29 | Bokarev Sergey Fiodorovich | Method for preventing flow separation over the wing of an aerohydrodynamic device and sensor for sensing flow separation over the wing of an aerohydrodynamic device for carrying out said method |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107538195A (en) * | 2017-09-26 | 2018-01-05 | 陕西飞机工业（集团）有限公司 | A kind of overlength wing assembly coordination length method |
| CN112849389B (en) * | 2021-01-27 | 2022-11-25 | 北京理工大学 | Dynamic stall control method based on dynamic droop of wing leading edge |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB595494A (en) * | 1946-03-28 | 1947-12-05 | Vickers Armstrongs Ltd | Improvements in aeroplanes |
| RU2026240C1 (en) | 1988-01-20 | 1995-01-09 | Экспериментальный машиностроительный завод им.В.М.Мясищева | Method of control of distribution of aerodynamic loads on flying vehicle wing and versions of flying vehicle wing |
| RU2115593C1 (en) * | 1997-11-11 | 1998-07-20 | Фатидин Абдурахманович Мухамедов | Maneuverable aeroplane and method of its takeoff |
| RU2248304C2 (en) | 2002-09-20 | 2005-03-20 | Макеев Роман Владимирович | Method and device for limitation of angle of attack and overloading of aircraft |
| RU2286286C2 (en) * | 2004-08-13 | 2006-10-27 | Общество С Ограниченной Ответственностью "Мидера-К" | Flying vehicle lifting surface (versions) |
| RU2326787C2 (en) * | 2005-11-09 | 2008-06-20 | Сергей Федорович Бокарев | Method of controlling wing placed in fluid medium at its interaction with said medium and device to of its realisation |
-
2008
- 2008-03-14 RU RU2008109653/11A patent/RU2361776C1/en not_active IP Right Cessation
-
2009
- 2009-03-18 DE DE112009000560T patent/DE112009000560T5/en not_active Ceased
- 2009-03-18 WO PCT/RU2009/000131 patent/WO2009113914A1/en active Application Filing
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2012161608A1 (en) * | 2011-05-23 | 2012-11-29 | Bokarev Sergey Fiodorovich | Method for preventing flow separation over the wing of an aerohydrodynamic device and sensor for sensing flow separation over the wing of an aerohydrodynamic device for carrying out said method |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE112009000560T5 (en) | 2011-01-20 |
| WO2009113914A1 (en) | 2009-09-17 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2539443C2 (en) | Method of complex improvement of aerodynamic and transport characteristics, ram wing machine for implementation of named method (versions) and flight method | |
| RU2012512C1 (en) | Hybrid flying vehicle | |
| US3081964A (en) | Airplanes for vertical and/or short take-off and landing | |
| US5984229A (en) | Extremely short takeoff and landing of aircraft using multi-axis thrust vectoring | |
| US4896846A (en) | Superagile tactical fighter aircraft and method of flying it in supernormal flight | |
| Anderson | Historical overview of V/STOL aircraft technology | |
| US20070215748A1 (en) | VTOL UA V with lift fans in joined wings | |
| CA2996481A1 (en) | Tilt winged multi motor | |
| CN110077588A (en) | It is a kind of can the sea, land and air latent four of VTOL dwell aircraft | |
| US6824109B2 (en) | Lift adjusting device for aircraft | |
| US4261533A (en) | All-axis control of aircraft in ultra deep stall | |
| IL280432A (en) | Air vehicle configurations | |
| RU2361776C1 (en) | Method of controlling airflow about wing to improve basic aerodynamic characteristics, and aircraft to this end | |
| DE102007051993A1 (en) | Aircraft, has circular wings arranged in air channels, where air is reduced over upper surfaces of upper sphere for forming additional buoyancy when ventilator system or turbo-blower system or other drive systems is operated | |
| JP6027939B2 (en) | airplane | |
| US2761634A (en) | Verttcally rising airplane | |
| RU2435707C2 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| Nagabhushan et al. | Thrust vector control of a V/STOL airship | |
| US20020047072A1 (en) | Lift multiplying device for aircraft | |
| RU2656934C2 (en) | Method of vertical displacement and aircraft hovering in air | |
| Zhandildinova et al. | Ummanned aerial vehicle control with a wing circulation system | |
| DE112008004054T5 (en) | Aircraft for vertical takeoff and landing | |
| RU2604755C1 (en) | Vertical or short takeoff and landing universal unmanned aircraft | |
| CA2859258C (en) | Apparatus and method for providing high lift at zero speed and low drag at higher speed | |
| RU144538U1 (en) | SCREEN PLAN |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110315 |