Способ торможения самолета с цельноповоротными передним и задним горизонтальными оперениями
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к тормозным устройствам летательных аппаратов. Целью изобретения является повышение эффективности торможения . При торможении самолета, например , заднее горизонтальное оперение отклоняется на угол, при котором местный угол атаки превышает критический, в результате чего существенно увеличивается сопротивление, а балансировка осуществляется передним оперением. 1 ил.
СОЮЗ СОВЕТСКИХ
СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ
РЕСПУБЛИК (5!)5 В 64 С 9/32, 5/16
ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕ
ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
К ПАТЕНТУ (21) 4847939/23 (22) 07.05.90 (46) 15.04.93. Бюл, М 14 (75) С.М.Кривель (73) Военно-воздушная инженерная академия им. проф. Н.Е.Жуковского (56) "Крылья Родины", 1989, М 11, с.31.
Практическая аэродинамика маневренных самолетов, H.M.Ëûñåíêî, Воениздат, 1977, с.342, (54) СПОСОБ ТОРМОЖЕНИЯ САМОЛЕТА С
ЦЕЛЬНОПОВОРОТНЫМИ ПЕРЕДНИМ И
Изобретение относится к области авиастроения, в частности к системам торможения самолета в полете и при послепосадочном пробеге.
Целью изобретения является повыше- ние эффективности торможения самолета.
Изобретение поясняется чертежом, где изображены аэродинамическая компоновка самолета и схема действующих на него сил.
На самолете 1 имеется переднее горизонтальное оперение (ПГО) 2 и заднее горизонтальное оперение (ЗГО) 3, пунктиром показаны их нейтральные положения.
Здесь Y — нормальная сила создавае- мая ПГО;
Хл — сила сопротивления создаваемая
ПГО;
F< — точка приложения полной аэродинамической силы ПГО:
Y3 — нормальная сила создаваемая 3 ГО;
Хэ — сила сопротивления создаваемая
ЗГО;
БЫ,» 180у815 АЗ
ЗАДНИМ ГОРИЗОНТАЛЬНЫМИ ОПЕРЕНИЯМИ (57) Изобретение относится к авиационной технике, а именно к тормозным устройствам летательных аппаратов. Целью изобретения является повышение эффективности торможения. При торможении самолета, например, заднее горизонтальное оперение отклоняется на угол, при котором местный угол атаки превышает критический, в результате чего существенно увеличивается сопротивление, а балансировка осуществляется передним оперением. 1 ил.
F3 — точка приложения полной аэродинамической силы ЗГО;
Y — нормальная сила самолета;
Х вЂ” сила сопротивления самолета;
F-точка приложения полной аэродинамической силы самолета;
С вЂ” центр тяжести самолета;
Xr — расстояние от носика крыла до центра тяжести;
ХР— расстояние от носика крыла до точки приложения полной силы самолета;
L — расстояние между Fn и С;
L3 — расстояние между F3 и С;
Mz0 — момент самолета при нулевой подьемной силе;
0xyz — связанная система координат, Торможение самолета в полете осуществляе гся следующим образом, При включении пилотом режима торможения ЗГО 3 и
ПГО 2 одновременна отклоняются. При этом
ЗГО 3 отклоняется на угол превышающий критический угол обтекания ЗГО, например, на кабрирование. Критическое обтекание поверхности ЗГО приводит к уменьшению
1809815
Уз и резкому возрастанию Хэ. Угол отклоне-ния ЗГО 3 в режиме торможения является постоянным, его величина задается и обеспечивается системой автоматического управления.
ПГО отклоняется с целью стабилизации углового положения самолета; сохранения высоты его полета. При отклонении ПГО на нем возникает сила Уп, которая создает противодействующий момент моменту от силы
Уэ, и сила Хл. Исходя из условия сохранения углового положения самолета (моментного равновесия, т.е, Mz = О) величина угла отклонения ПГО определится выражением (
Mzo
Cy — коэффициент, х |рактеризующий У;
Хт — относительное расстояние от центХт, ра.тяжести до носика крыла; Хт =- —;
b — средняя аэродинамическая хорда крыла;
XF — относительное расстояние от носика крыла до точки приложения полной силы — XF
СамалЕта XF = — b
1л — относительное расстояние между
1п центром тяжести и Р,|, 4= — ";
СУэ - коэффициент нормальной силы
ЗГО;
S3 — площадь ЗГО;
4 — относительное расстояние между
L центром тяжести и F3, 4 = — ;
Cy — коэффициент, характеризующий
fn изменение нормальной силы ПГО при изме% 6 СУп. нении угла его установки, Су =- —; о
Sn — площадь ПГО;
S — характерная площадь самолета, Управление самолетом в режиме торможения в продольном канале реализуется путем изменения посредством командных рычагов управления летчиком угла р пл, которое приводит к уменьшению или увеличению Уп, и, следовательно, созданию момента на кабрирование или пикирование соответственно.
Изменение угла р и используется и для поддержания удовлетворительных динамических свойств самолета в процессе тормо30
В женил (демпфирование) и устранения влияния возмущающих факторов (повышения устойчивости). В этом случае величина О>п является выходным сип|алом системы автоматического управления самолетом.
Если самолет в момент включения режима торможения был не сбалансирован по моментам впродольном канале,,то ПГО отклоняется на угол обеспечивающий минимально возможное изменение угловой скорости самолета.
При не>келательности потери высоты в процессе торможения необходимо за счет отклонения П ГО сбалансировать самолет на угле атаки поевышающем исходный угол атаки и увеличивать его по мере уменьшения скорости полета.
Широкие возможности по управлению самолетом при положении ЗГО в режиме торможения даже при большей площади Sa в сравнении с Sl> обеспечиваются значи тельным уменьшением Уз за счет отрыва потока на ЗГО. Так>ке это может обеспечиваться конструктивными мероприятиями, а именно, превышением Ln над l э и лучшими несущими свойствами ПГО.
Торможение самолета при послепосадочном пробеге осуществляется отклонением на угол превышающий критический угол обтекания ЗГО передней кромкой вниз. ПГО также может использоваться для балансировки самолета, например, для поддержания его с заданным углом тангажа.
Эффективность торможения увеличивается за счет возрастания сопротивления самолета и улучшения сцепления тормозных колес самолета с поверхностью взлетно-посадочной полосы, т.к. Уп и Уз направлены вниз, Использование предлагаемого способа торможения в сравнении с существующими способами позволяет отказаться от использования тормозных щитков для торможения самолета в полете, и, следовательно, освободить внутренние объемы и внешние поверхности самолета, несколько облегчить и упростить конструкцию самолета, увеличить эффективность послепосадочного торможения как в совместном использовании с тормозными колесами и тормозным параш|отом, так и беэ тормозного парашюта.
Формула изобретения
Способ торможения самолета с цельноповоротными передним и задним горизонтальными оперениями, заключающийся в создании дополнительной силы сопротивления путем отклонения аэродинамической поверхности, отличающийся тем,что, 1809815
Т
Составитель С.Кривель
Техред М.Моргентал Корректор А. Обручар
Редактор
Заказ 1295 Тираж Подписное
ВНИИПИ Государственного комитета ro изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР
113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., 4/5
Производственно-издательский комбинат "Патент", r. Ужгород, ул,Гагарина, 101 с целью повышения зффективности тормоЖения, одно из горизонтальных оперений отклоняется на угол, превышающий критический местный угол атаки,
