Самолет с плавающими элеронами

 

Использование: в авиации, а именно на дозвуковых самолетах схемы "тандем". Сущность изобретения: самолет с плавающими элеронами, содержащий переднюю несущую поверхность с концевыми плавающими элеронами, имеющими аэродинамический фокус сзади оси вращения, заднюю несущую поверхность и имеющий аэродинамический фокус с плавающими элеронами сзади центра тяжести самолета, выполнен по схеме "тандем", при которой фокус самолета с зафиксированными плавающими элеронами совпадают с центром тяжести или расположен спереди его, а также применен на каждом плавающем элероне по дополнительной аэродинамической поверхности, вынесенной на балке вперед или назад относительно элерона и имеющей балансировочный угол установки относительно элерона, обеспечивающий плавающему элерону положительную подъемную силу при нейтральном положении ручки управления. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиации и может быть использовано на дозвуковых самолетах схемы "тандем".

Известен самолет схемы "утка" с плавающим передним горизонтальным оперением (ПГО), снабженным серворулем и создающим положительную подъемную силу, у которого Cy^α_пго≈ 0 при Су_пго > 0 и самолет схемы "утка" с фиксированным ПГО со свободным рулем высоты, снабженным сервокомпенсатором-триммером, у которого коэффициент сервокомпенсации выбран таким образом, чтобы фиксированное ПГО со свободным рулем высоты имело Cy^α_пго+p≈ 0 при Су_пго+Р > 0. У обоих указанных самолетов аэродинамическая компоновка выбрана таким образом, что аэродинамический фокус при плавающем ПГО или фиксированном ПГО со свободным рулем условно фиксированном ПГО (Cy^α_пго> 0) или руле высоты (Cy^α_пго+p>0) совпадает с центром тяжести или расположен спереди его. Благодаря последнему признаку (положению фокуса при условии фиксированных ПГО или руле высоты) у известных самолетов схемы "утка" отсутствуют потери аэродинамического качества на балансировку (потери на балансировку) [1].

Недостатком известных самолетов схемы "утка", устраняемым предлагаемым изобретением, является повышенная опасность срыва в штопор при полете на больших углах атаки. При полете на больших углах атаки из-за вертикального порыва ветра (увеличения угла атаки больше критического) произойдет срыв потока с крыла (задней несущей поверхности). Срыва потока с плавающего ПГО не будет. Срыв потока с фиксированного ПГО со свободным рулем высоты тоже не наступит, поскольку при вертикальном порыве ветра свободный руль высоты отклоняясь в верх увеличивает критический угол атаки ПГО (α_кр). Увеличение критического угла атаки оперения при отклонении руля высоты вверх показано на графике Су (α,δ_p) [2], при δ_p = 0^o имеем α_кр ≈ 18^o (Су^max = 0,8), а при δ_p = - 20^o - < α_кр ≈ 22^o (Су^max = 0,4).

При срыве потока с крыла и отсутствии срыва потока с плавающего ПГО или фиксированного ПГО со свободным рулем высоты возникает кабрирующий момент, еще больше ухудшающий положение самолета и переводящий его в "плоский" штопор.

Известен самолет (прототип) нормальной схемы [3] с концевыми плавающими элеронами, расположенными на передней несущей поверхности (крыле) и свободно вращающимися на оси. Аэродинамический фокус плавающего элерона расположен сзади оси вращения. При нейтральном положении ручки управления самолетом плавающие элероны, благодаря свободному вращению на оси, автоматически устанавливаются по направлению потока (свободно "плавают). Угол между хордами передней несущей поверхности и элерона, называемый углом плавания, меняется с изменением угла атаки передней несущей поверхности. При управлении по крену изменяется угол между элеронами, отсчитываемый от нейтрального положения "плавания". Аэродинамический фокус самолета с плавающими элеронами находится сзади центра тяжести. Известный самолет имеет также заднюю несущую поверхность (горизонтальное оперение).

Эти признаки являются общими с признаками данного изобретения. Достоинством известного самолета с плавающими элеронами являются хорошие противоштопорные характеристики, поскольку самолет сохраняет управляемость по крену даже при срыве потока с крыла.

Недостатками самолета-прототипа, устраняемыми предлагаемым изобретением, являются наличие потерь на балансировку от 9 до 30% [1], уменьшенная несущая способность самолета (подъемная сила на оперении отсутствует или отрицательная) и появление колебаний плавающих элеронов относительно оси.

Потери на балансировку у прототипа обусловлены тем, что аэродинамический фокус при условно фиксированных плавающих элеронах у него располагается сзади лента тяжести самолета и плавающие элероны не создают подъемной силы.

Цель изобретения (относительно прототипа) - уменьшение или исключение потерь на балансировку, увеличение несущей способности самолета при сохранении противоштопорных характеристик и управляемости по крену на больших углах атаки известного самолета, а также уменьшение или исключение колебаний плавающих элеронов.

Для достижения цели в известном самолете, содержащем переднюю несущую поверхность с концевыми плавающими элеронами, имеющими аэродинамический фокус сзади оси вращения, заднюю несущую поверхность и имеющем аэродинамический фокус самолета при незафиксированных плавающих элеронах сзади центра тяжести, применены следующие отличительные (дополнительные) признаки: аэродинамический фокус самолета при условно фиксированных плавающих элеронах совпадает с центром тяжести самолета или расположен спереди его; каждый плавающий элерон имеет дополнительную горизонтальную аэродинамическую поверхность, вынесенную на балке вперед или назад относительно элерона. Дополнительная поверхность имеет балансировочный угол установки относительно элерона, обеспечивающий плавающему элерону положительную подъемную силу при нейтральном (по крену) положении ручки управления.

От самолета-аналога схемы "утка" с фиксированным ПГО со свободным рулем высоты с сервокомпенсатором-триммером рассматриваемый самолет отличается тем, что у рассматриваемого самолета Cy^α_эл= 0 передняя несущая поверхность имеет Cy^α₁ > 0 , а у рассматриваемого аналога весь узел, состоящий из фиксированного ПГО и свободного руля высоты с сервокомпенсатором-триммером имеет Cy^α_пго+p= 0. .

Устойчивость рассматриваемого самолета обеспечивается расположением аэродинамического фокуса самолета при незафиксированных плавающих элеронах сзади центра тяжести самолета.

Уменьшение или исключение потерь на балансировку и увеличение несущей способности самолета обеспечивается следующим образом.

Согласно [1] для балансировки статически устойчивых аэродинамических схем, состоящих из двух тандемно расположенных плоских (с симметричным профилем) поверхностей необходимо, чтобы угол атаки передней поверхности α₁ был больше угла задней поверхности α₂ , чем и обусловлено появление потерь на балансировку и недогрузка задней несущей поверхности. Очевидно, что при условии α₁= α₂ (α₁= α₂= α_эл , где α_эл - угол атаки плавающих элеронов) не будет потерь на балансировку и увеличится несущая способность самолета, так как увеличивается α₂ . Равенству α₁= α₂= α_эл при одинаковых производных Cy^α₁ = Cy^α₂ = Cy^α_эл соответствует равенство Су₁ = Су₂ = Су_эл..

При симметричных профилях всех поверхностей центр давления аэродинамических сил каждой поверхности совпадает с ее фокусом (Cm₀ = 0) и, следовательно, у сбалансированного самолета при Су₁ = Су₂ - Су_эл. центр давления всех аэродинамических сил будет совпадать с центром тяжести самолета и фокусом самолета при условно фиксированных плавающих элеронах.

При несимметричном профиле поверхностей (Cm₀<0 при Су₁ = Су₂ = Су_эл. для компенсации пикирующего момента, связанного с несимметричностью профилей, Mz₀<0) при Mz = 0 необходимо сдвинуть центр тяжести вперед относительно случая при симметричных профилях, т.е. расположить центр тяжести спереди фокуса при условно фиксированных плавающих элеронах.

Требуемые положения фокуса самолета с плавающими и условно фиксированными элеронами можно выполнить в самолетах схемы "тандем".

Установленная на плавающем элероне дополнительная аэродинамическая поверхность, вынесенная на балке вперед или назад, увеличивает демпфирующий момент при вращении плавающего элерона относительно оси, уменьшая тем самым колебание плавающего элерона относительно оси.

Для исключения колебаний плавающего элерона относительно передней несущей поверхности (оси) между элероном и крылом установлен общеизвестный демпфер. Сила (момент), создаваемая демпфером, препятствует вращению элерона относительно крыла, пропорциональна угловой скорости вращения элерона относительно крыла и не зависит от угла положения элерона относительно крыла.

На фиг. 1 - 3 изображены соответственно, вид сбоку, сверху и спереди предлагаемого самолета; на фиг. 4 - самолет при установившемся полет; на фиг. 5 - самолет в полете при воздействии вертикального порыва ветра (резкого увеличения угла атаки).

Самолет имеет переднюю несущую поверхность 1, концевые плавающие элероны 2 с дополнительными аэродинамическими поверхностями 3 и заднюю несущую поверхность 4. Каждый плавающий элерон свободно вращается на оси 5.

Устойчивость самолета обеспечивается следующим образом.

В установившемся полете при угле атаки α на самолет действуют подъемные силы передней несущей поверхности Y₁, задней несущей поверхности Y₂ и плавающих элеронов Y_эл.

При воздействии вертикального порыва ветра угол атаки самолета увеличивается на Δα, плавающие элероны, благодаря свободному вращению на оси, устанавливаются в новое положение: поворачиваются вокруг оси на угол Δϕ = Δα , сохранив при этом величину подъемной силы Y_эл.. Подъемная сила передней и задней поверхности из-за изменения угла атаки Δα увеличится на величину ΔY₁ и ΔY₂. Благодаря тому, что фокус самолета с плавающими элеронами расположен сзади центра тяжести, момент аэродинамических сил будет вращать самолет к исходному положению угла атаки.

Хорошие противоштопорные характеристики обеспечиваются следующим образом.

При проектировании самолета всегда можно подобрать профили передней и задней несущих поверхностей так, что передняя поверхность будет иметь профиль с меньшим критическим углом атаки, или применять на передней поверхности руль высоты, также уменьшающий ее критический угол атаки.

Данные мероприятия приведут к появлению срыва потока в первую очередь с передней несущей поверхности и благоприятного в этой ситуации пикирующего момента.

Благодаря плавающим элеронам при срыве потока самолета остается управляемым по крену, что исключит сваливание самолета на крыло.

Формула изобретения

Самолет с плавающими элеронами, содержащий переднюю несущую поверхность с концевыми плавающими элеронами, имеющими аэродинамический фокус сзади оси вращения, заднюю несущую поверхность и имеющий аэродинамический фокус с плавающими элеронами сзади центра тяжести самолета, отличающийся тем, что аэродинамический фокус самолета при условно фиксированных плавающих элеронах совпадает или расположен спереди центра тяжести самолета, каждый плавающий элерон имеет дополнительную горизонтальную аэродинамическую поверхность, вынесенную на балке вперед или назад относительно элерона и имеющую балансировочный угол установки относительно элерона, обеспечивающий плавающему элерону положительную подъемную силу при нейтральном положении ручки управления.

2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что между плавающим элероном и передней несущей поверхностью установлен демпфер.

РИСУНКИ

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