Самолет а.п.данилина-2 (садан-2)

 

Использование: при разработке и создании новых пассажирских и грузовых самолетов. Сущность: самолет содержит фюзеляж с вертикальным хвостовым оперением, двигательную установку, переднее крыло прямой стреловидности и заднее крыло обратной стреловидности, а также два поворотных крыла, установленные посредством шарниров с вертикальными осями на концах заднего крыла. Переднее и заднее крылья имеют рули высоты и щитки. За передним крылом установлены дугообразные направляющие, на которые опираются внутренние концы поворотных крыльев посредством подвижных опор. Возможен вариант, когда концы переднего и заднего крыльев неизменяемой геометрии соединены продольными балками. 1 з. п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к самолетостроению, в частности, к строительству пассажирских и грузовых самолетов.

Известен экспериментальный самолет А-1 А А [1] содержащий фюзеляж, хвостовое оперение, двигательную установку и крыло, асимметрично изменяющее стреловидность (КАИС) в пределах 0-60^o. КАИС в своем геометрическом центре укреплено на шарнире с вертикальной осью на фюзеляже. Самолет имеет достаточно высокие летно-технические показатели в широких пределах изменения стреловидности КАИС, крыло симметрично нагружено и в прочностном отношении не отличается от крыла неизменяемой геометрии.

Самолет имеет следующие недостатки. При больших углах стреловидности КАИС имеет существенную асимметрию лобового сопротивления, вызывающую паразитные разворачивающие моменты, и увеличение толщин пограничного слоя на консоли с прямой стреловидностью (отнесенной "назад" по отношению к направлению полета), опасное повышением вероятности срыва потока на ней и возникновением крена в ее сторону. Эти факторы возрастают с ростом скорости.

Наиболее близким к изобретению является самолет с двумя тандемно расположенными крыльями, причем переднее крыло имеет прямую стреловидность, а заднее крыло обратную стреловидность [2] обладающее меньшим индуктивным сопротивлением из-за снижения интенсивности турбулентности вихрей, стекающих с концов крыла. Самолет имеет сравнительно низкое аэродинамическое сопротивление, в том числе на больших околозвуковых скоростях, и высокую маневренность.

Недостатками этого самолета являются относительно высокие взлетно-посадочные скорости и малая путевая управляемость на этих скоростях.

Сущность изобретения заключается в том, что самолет содержит один фюзеляж с двигательной установкой и два крыла, расположенных тандемно на концах фюзеляжа, причем переднее крыло имеет прямую стреловидность, а заднее крыло имеет обратную стреловидность. Кроме того, самолет снабжен поворотными на шарнирах крыльями. Оси шарниров вертикальны и расположены на концах заднего крыла вблизи поперечной оси самолета. Внутренние концы поворотных крыльев снабжены подвижными опорами, кинематически связанными с дугообразными направляющими, которые укреплены на силовых элементах переднего крыла за его задней кромкой. В виде варианта конца переднего и заднего крыльев соединены продольными балками, повышающими жесткость планера.

В предложенном изобретении при симметричной стреловидности поворачивающихся крыльев в любых ее пределах (от 0 до 90^o) и на любых скоростях имеет место полная симметрия обтекания и аэродинамики планера. Кроме того, преднамеренное и целенаправленное асимметричное управление стреловидностью может эффективно компенсировать нежелательные вращающие моменты, возникающие, например, при взлете, полете и посадке при боковом ветре. На любых углах стреловидности обеспечена высокая и постоянная жесткость поворотных крыльев.

На фиг.1 изображен самолет А.П.Данилина в положении минимальной стреловидности поворотных крыльев, вид сбоку; на фиг.2 САДАН-2 в том же положении, вид спереди; на фиг.3 САДАН-2 в положении минимальной стреловидности поворотных крыльев, виды сверху и снизу (совмещены); на фиг.4 - САДАН-2 в положении максимальной стреловидности, виды сверху и снизу (совмещены); на фиг.5 поворотное крыло с приводом поворота; на фиг.6 - подвижная опора поворотного крыла.

Изобретение реализуется следующим образом.

На концах фюзеляжа 1 тандемно укреплены два крыла неизменяемой геометрии: переднее крыло 2 и заднее крыло 3. В хвостовой части фюзеляжа 1 расположены вертикальное оперение 4 и двигатели 5. На своих концах заднее крыло 5 несет пилоны 6, на которых установлены поворотные крылья 7, вертикальные оси которых установлены в блоках крепления 8, размещенных в пилонах 6. Таким образом, обеспечены угловая свобода для поворота крыльев 7 в горизонтальной плоскости и изменение их стреловидности в пределах от почти 0^o до почти 90^o.

На "внутренних" концах поворотных крыльев, обращенных к фюзеляжу 1, установлены подвижные опоры 9. За задними кромками переднего крыла 2 установлены дугообразные направляющие 10, с которыми кинематически связаны подвижные опоры 9 так, что концы крыльев 7 фиксированы от вертикальных отклонений, но имеют угловую свободу вдоль дугообразных направляющих 10.

В виде варианта конца переднего 2 и заднего 3 крыльев жестко связаны между собой продольными балками 11, повышающими жесткость крыльев и планера в целом. При этом улучшается передача усилий от поворотных крыльев 7 при любой их стреловидности.

Крылья 3 и 7 снабжены элеронами 12. На переднем крыле 2 установлены горизонтальные рули высоты 13, за которыми на удалении "а" размещены дугообразные направляющие 10; на заднем крыле закрылки (или сдвоенные щитки) 14.

Каждое поворотное крыло 7 снабжено приводами их поворота 15 с редукторами 16, которые кинематически связаны с кривошипом 17, осью которого является ось вращения поворотного крыла 7. Привод 15, редуктор 16 и кривошип 17 компонуются в поворотном крыле 7. Дугообразная направляющая 10 выполнена в виде балки обтекаемого профиля и укреплена одним концом на фюзеляже, другим на балке 11; дополнительно она примерно в середине длины связана с передним крылом 2 посредством силового элемента 18.

Подвижные опоры 9 размещены в обтекателях 19, установленных на внутренних концах поворотных крыльев 7; на опорах 9 на осях установлены ролики 20, охватывающие дугообразную направляющую 10 и фиксирующие опору 9 и крыло 7 от вертикальных смещений.

Переднее крыло 2 может иметь любую по величине прямую стреловидность. Заднее крыло 3 имеет обратную стреловидность с такой величиной угла стреловидности, чтобы оси вращения поворотных крыльев 7 располагались на поперечной оси самолета или вблизи от нее.

Рациональная компоновка крыльев: переднее 2 и поворотные крылья 7 располагаются в одной плоскости выше заднего крыла 3. Профили переднего 2 и заднего 3 крыльев малой или средней относительно высоты, соответствующей крейсерским скоростям порядка 400-1000 км/ч. Поворотные крылья имеют так называемый низкоскоростной "утолщенный" несимметричный крыловой профиль (относительно высоты профиля 12-20% и более), соответствующий скоростям взлета и посадки около 70-90 км/ч.

Самолет может быть снабжен шасси любого типа.

Планер самолета выполняется по известным технологиям; могут быть применены известные авиадвигатели любого типа.

Топливные баки могут быть размещены в крыльях 7.

Действие самолета состоит в следующем. Положение крыльев 7 при взлете и посадке соответствует изображениям на фиг.1-3. При этом стреловидность крыльев 7 минимальна и близка к 0^o, а крылья 7 развивают максимально возможную для них подъемную силу, которая в сумме с подъемной силой крыльев 2 и 3 обеспечивает взлет и посадку при скоростях около 70-100 км/ч. После разгона на взлете и отрыва от земли включением приводов поворота 15 с одновременным набором скорости крылья 7 поворачиваются в сторону увеличения их стреловидности. В любой фазе полета крылья 7 можно зафиксировать остановкой приводов 15 в положении любой промежуточной стреловидности, обеспечивая экономичный длительный полет с любой необходимой скоростью в пределах от взлетной до максимальной. При положении крыльев 7, изображенном на фиг.4, достигается их максимальная стреловидность (около 90^o), соответствующая максимальной скорости полета. При этом крылья 7 почти полностью теряют подъемную силу и обладают минимальным аэродинамическим сопротивлением, возникают условия для развития максимальной скорости полета.

Суммарная площадь крыльев 2 и 3 принимается из условия обеспечения крейсерской скорости при максимальной стреловидности крыльев 7, а суммарная площадь всех крыльев 2,3 и 7 из условия требуемой взлетной скорости (порядка 70-100 км/ч).

Так как на взлете момент отрыва наступает при скорости, в 2-2,5 раза меньшей, чем у обычного самолета с неизменной геометрией крыла, то примерно в 2,5 раза сокращаются время и длина разбега. Длина пробега при посадке также сократится примерно в 2,5 раза, так как скорость при касании с землей будет примерно в 2-3 раза меньше, чем у обычного самолета. Это позволяет повысить и облегчить маневренность по высоте на взлете и посадке, которые возможны на грунт.

На любой стадии полета можно компенсировать воздействие бокового ветра асимметричной стреловидностью крыльев 7, что особенно важно на взлете и посадке. Это позволяет повысить управляемость и маневренность в горизонтальной плоскости.

Источники информации 1.Бауэрс П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. М. Мир, 1991.

2. Пономарев А. Н. Авиация настоящего и будущего. М. Воениздат, 1984, N 531290/23, РФ, 1992, с.116-120.

Формула изобретения

1. Самолет, содержащий фюзеляж, переднее крыло прямой стреловидности, заднее крыло обратной стреловидности, силовую установку и вертикальное хвостовое оперение, отличающийся тем, что он снабжен двумя поворотными крыльями, шарнирно установленными на концах заднего крыла, при этом внутренние концы поворотных крыльев снабжены подвижными опорами, взаимодействующими с дугообразными направляющими, укрепленными на силовых элементах переднего крыла за его задней кромкой.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что концы переднего и заднего крыльев соединены продольными балками.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6