Летательный аппарат



Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат

 


Владельцы патента RU 2466907:

Афанасьев Сергей Николаевич (RU)

Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат включает фюзеляж, носовое горизонтальное оперение, хвостовое горизонтальное оперение и взлетно-посадочные крылья, которые соединены с фюзеляжем посредством узлов навески, оси которых расположены выше средней линии фюзеляжа вдоль его продольной оси симметрии с возможностью поворота взлетно-посадочных крыльев. В убранном положении взлетно-посадочные крылья расположены ниже узлов навески вдоль продольной оси симметрии фюзеляжа. Внешняя поверхность крыльев является продолжением внешней поверхности фюзеляжа и в убранном положении взлетно-посадочные крылья покрывают не менее 30% площади поверхности фюзеляжа, расположенной между носовым горизонтальным оперением и хвостовым горизонтальным оперением. Изобретение направлено на уменьшение лобового сопротивления. 6 з.п. ф-лы, 21 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Изобретение относится к авиастроению и может быть использовано при создании сверхзвуковых и дозвуковых летательных аппаратов (ЛА) различной грузоподъемности и различного назначения.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

При создании пилотируемых летательных аппаратов, способных выполнять полеты со стандартных взлетно-посадочных полос (ВПП), конструкторам неизбежно приходится решать одну очень важную задачу. Для достижения минимальных скоростей при выполнении взлета и посадки крыло ЛА должно иметь достаточно большую площадь. Однако крыло большой площади всегда имеет большой коэффициент лобового сопротивления (Сх), активно препятствующий полету ЛА на высоких скоростях. При полете на крейсерских скоростях достаточно небольших крыльевых поверхностей, расположенных в носовой и хвостовой частях ЛА. По такому принципу, например, была создана американская тактическая крылатая ракета GAM-63 RASCAL, способная развивать скорость более 3000 км/ч.

В военно-воздушной авиации уже давно существуют ЛА с изменяемой геометрией крыла, такие как американский F-14, российские СУ-22, СУ-24 и т.д. Такая конструкция ЛА позволяет выполнять взлет и посадку на достаточно малых скоростях, а на высокой скорости полет становится более экономичным за счет уменьшения Сх крыла при изменении его геометрии. Крыло современного ЛА обычно имеет предкрылки, закрылки, элероны и топливные баки. Эти элементы делают крыло с изменяемой геометрией достаточно сложной конструкцией. Агрегаты имеют увеличенный размер и вес, получаются ненадежными, сложными и дорогими при производстве и техническом обслуживании. Поэтому крыло с изменяемой геометрией не нашло применения в гражданской авиации.

Также известен ЛА, включающий одну пару крыльев, соединенных с фюзеляжем посредством узлов навески с возможностью поворота крыльев относительно осей узлов навески для перемещения во взлетно-посадочное положение на этапах взлета и посадки и в убранное положение в крейсерском полете и на стоянке (US 5984231 от 16.11.1999).

Недостатком ЛА данной конструкции является то, что каждое крыло имеет один узел навески, подверженный высоким аэродинамическим нагрузкам в процессе поворота крыла в полете.

Другим недостатком крыла данной конструкции является то, что в крейсерской конфигурации крыло продолжает создавать Сх и расход топлива ЛА снижается незначительно.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Целью изобретения является создание достаточно простой и надежной конструкции ЛА, позволяющей выполнять полеты со стандартных ВПП на скоростях современных транспортных ЛА, а полет на крейсерской скорости сделать предельно экономичным за счет уменьшения Сх конструкции до минимального значения.

Сущность изобретения заключается в том, что в состав конструкции ЛА входят взлетно-посадочные крылья (ВПК). На этапах взлета и посадки ВПК находятся в выпущенном положении и являются основными аэродинамическими элементами конструкции ЛА, создающими подъемную силу. В крейсерском полете ВПК находятся в убранном положении и не участвуют в создании подъемной силы, что обеспечивает минимально возможный Сх конструкции ЛА, в результате чего значительно снижается расход топлива в крейсерской конфигурации.

Указанный технический результат достигается тем, что в крейсерской конфигурации ВПК компактно интегрируются в поверхность фюзеляжа ЛА.

ПЕРЕЧЕНЬ ЧЕРТЕЖЕЙ

На фиг.1 показан фюзеляж ЛА в разрезе с ВПК, находящимися в убранном положении.

На фиг.2 показан вариант ЛА с одной парой ВПК, находящихся во взлетно-посадочном положении.

На фиг.3 показан вариант ЛА с двумя парами ВПК, находящихся во взлетно-посадочном положении.

На фиг.4 показан вариант ЛА с тремя парами ВПК, находящихся во взлетно-посадочном положении.

На фиг.5 показаны две проекции ЛА с двумя парами ВПК, находящихся в убранном положении.

На фиг.6 показан ЛА с двумя парами ВПК, находящихся в положении 90°.

На фиг.7 показан ЛА с двумя парами ВПК, находящихся в положении 60°.

На фиг.8 показан ЛА с двумя парами ВПК, находящихся в положении 30°.

На фиг.9 показан ЛА с одной парой ВПК, находящихся в убранном положении.

На фиг.10 показан фрагмент ВПК со створками щелевых отверстий.

На фиг.11 показан ЛА с двумя парами ВПК и воображаемой линией, проходящей по консолям носового горизонтального оперения и консолям ВПК.

На фиг.12 показана схема механизма, предназначенного для управления одной парой ВПК.

На фиг.13 показаны двухсекционные рулевые поверхности киля.

На фиг.14 показано отклонение двухсекционных рулевых поверхностей килей: на переднем киле - влево, на заднем киле - вправо.

На фиг.15 показано отклонение в противоположные стороны двухсекционных рулевых поверхностей переднего и заднего килей при использовании в режиме спойлеров.

На фиг.16 показано отклонение двухсекционных рулевых поверхностей киля при совмещении функций руля направления и спойлера.

На фиг.17 показана конфигурация ЛА при выполнении посадки: двухсекционные рулевые поверхности заднего киля отклонены на максимальные углы в противоположные стороны, а двухсекционные рулевые поверхности переднего киля отклонены влево, используется реверс тяги двигателей.

На фиг.18 показана рукоятка управления системой спойлеров.

На фиг.19 показан прибор индикации положения спойлеров.

На фиг.20 показан прибор индикации положения спойлеров.

На фиг.21 показан прибор индикации положения спойлеров.

ПРИМЕР ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В предлагаемой конструкции ЛА ВПК 1 и 2 в убранном положении компактно интегрируются в поверхность фюзеляжа 3, при этом внутренняя поверхность ВПК контактирует с верхней поверхностью фюзеляжа, а внешняя поверхность ВПК является продолжением внешней поверхности фюзеляжа (Фиг.1), что позволяет достигнуть целостности конструкции ЛА в крейсерской конфигурации. Каждое ВПК имеет щелевые отверстия 4, предназначенные для перепуска воздуха с внутренней поверхности ВПК на внешнюю поверхность (Фиг.1). ЛА, включающие ВПК в свою конструкцию, могут иметь одну пару ВПК (Фиг.2), две пары ВПК (Фиг.3) или три пары ВПК (Фиг.4). Наиболее оптимальной является конструкция ЛА, включающая две пары ВПК (Фиг.3 и 5), которая и будет рассмотрена ниже.

Данная конструкция ЛА (Фиг.5) включает фюзеляж 5 и соединенные с ним основные аэродинамические элементы конструкции:

1. Носовое горизонтальное оперение 6, функцию которого выполняют цельноуправляемые рули высоты.

2. Хвостовое горизонтальное оперение 7, на котором расположены элероны 8 и двигатели 9.

3. Хвостовое вертикальное оперение 10, снабженное рулевыми поверхностями 11.

4. Передние короткие взлетно-посадочные крылья 12.

5. Задние длинные взлетно-посадочные крылья 13.

Дополнительными аэродинамическими элементами данной конструкции ЛА являются (Фиг.5):

1. Носовое вертикальное оперение 14, снабженное рулевыми поверхностями 15.

2. Носовой подфюзеляжный гребень 16.

3. Хвостовой подфюзеляжный гребень 17.

На стоянке ВПК находятся в убранном положении (Фиг.5). При выруливании к предварительному старту механизм изменения угла установки установит ВПК во взлетное положение. В зависимости от ряда технических и метеорологических условий взлет ЛА может выполняться с ВПК, установленными в положение 90° (Фиг.6), 60° (Фиг.7), 30° (Фиг.8) или близким к этим величинам значениям. После выполнения взлета механизм изменения угла установки ВПК начнет уменьшать угол установки ВПК по мере роста приборной скорости ЛА. При этом будет уменьшаться площадь ВПК относительно набегающего воздушного потока. При полной уборке ВПК (Фиг.9) приборная скорость ЛА будет достаточной для выполнения полета на носовом и хвостовом горизонтальном оперении, после чего будет происходить разгон ЛА до крейсерской скорости. При подготовке к посадке экипаж уменьшает приборную скорость ЛА до допустимой приборной скорости по воздушному напору, после чего начинается выпуск ВПК в посадочное положение по мере снижения приборной скорости ЛА до посадочного значения. Посадка ЛА выполняется при положении ВПК 90° (Фиг.6). В условиях болтанки посадка может выполняться в положении ВПК 60° (Фиг.7) или близком к этой величине значении.

Рассмотрим подробнее основные элементы конструкции ЛА.

ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ КРЫЛЬЯ. При цилиндрической форме фюзеляжа обычно наименее используемым объемом фюзеляжа ЛА является объем, используемый ВПК в интегрированном положении, т.е. интеграция ВПК в поверхность фюзеляжа не приводит к увеличению его диаметра (Фиг.1).

ВПК 1 и 2 (Фиг.1) имеют в поперечном сечении изменяемый или неизменяемый профиль лопатки турбины. В данном случае подразумевается профиль одного отдельно взятого поперечного сечения, профили нескольких поперечных сечений по всей длине ВПК могут быть переменными. В конструкцию ВПК с изменяемым профилем в поперечном сечении могут входить отклоняемые предкрылки, отклоняемые закрылки или другие механизмы, предназначенные для изменения профиля ВПК. Однако более простой и надежной является конструкция ВПК неизменяемого профиля в поперечном сечении, которая и будет рассмотрена ниже.

ВПК соединены с фюзеляжем посредством узлов навески с возможностью поворота ВПК относительно осей узлов навески для перемещения в выпущенное положение на этапах взлета и посадки и в убранное положение в крейсерском полете и на стоянке. Каждое ВПК снабжено двумя узлами навески, расположенными соответственно в верхней и нижней частях фюзеляжа. Узлы навески каждого ВПК разнесены по высоте фюзеляжа на максимально возможную величину, в результате чего верхние и нижние узлы навески каждой пары ВПК находятся в непосредственной близости друг от друга и оси вращения узлов навески левого и правого ВПК каждой пары находятся в зубчатом зацеплении. Это необходимо для обеспечения синхронного перемещения левого и правого ВПК каждой пары. Оси вращения узлов навески каждого ВПК расположены в одной плоскости поперечного сечения фюзеляжа и параллельны вертикальной оси симметрии этого сечения. В убранном положении ВПК расположены таким образом, что носовая кромка каждого ВПК в плане расположена вдоль продольной оси симметрии фюзеляжа в направлении от соответствующего узла навески к носовой части фюзеляжа (Фиг.9). Под продольной осью симметрии фюзеляжа подразумевается продольная ось симметрии фюзеляжа в плане. ЛА снабжен фюзеляжными замками 19 и 20 для фиксации ВПК в убранном положении (Фиг.6). В выпущенном положении ВПК расположены таким образом, что носовая кромка каждого ВПК в плане расположена под углом к продольной оси симметрии фюзеляжа (Фиг.6, 7, 8). Максимальная величина этого угла может незначительно превышать значение 90°.

Каждое ВПК неизменяемого профиля имеет продольные ряды щелевых отверстий 4 (Фиг.1), предназначенные для перепуска воздуха из внутренней зоны ВПК во внешнюю, более разряженную зону. Такая технология применяется на современных ЛА при использовании предкрылков и закрылков. Верхние щелевые отверстия имитирует перепуск воздуха при помощи предкрылка, а средние и нижние щелевые отверстия имитируют перепуск воздуха при помощи двухщелевого закрылка. Перепуск воздуха во внешнюю зону обеспечивает ламинарное обтекание внешней поверхности ВПК, в результате чего улучшается устойчивость ВПК к срыву потока. Щелевые отверстия ВПК оснащены створками 18, расположенными на внешней стороне ВПК. Оси вращения створок расположены на верхних кромках створок (Фиг.10). Створки выполнены подпружиненными в сторону их закрытия, а закрытие створок осуществляется в направлении хвостовой кромки ВПК. В закрытом положении створок их внешняя поверхность является продолжением внешней поверхности ВПК. В полете при отклонении от убранного положения ВПК давление воздуха на внутренней поверхности ВПК будет больше давления воздуха на внешней поверхности ВПК и произойдет открытие створок под действием перепада давления воздуха. Однако возможно применение конструкции ВПК с принудительным открытием и закрытием створок.

В поперечном сечении профиль ВПК имеет профиль лопатки турбины, аэродинамические свойства которой давно не вызывают сомнения. На классическом ЛА закрылки могут быть выполнены однощелевыми, двухщелевыми или трехщелевыми. Количеству щелей закрылка соответствует количество секций закрылка и чем больше будет количество секций, тем плавне будет профиль поперечного сечения закрылка. Профиль поперечного сечения трехщелевого закрылка, находящегося в посадочном положении, наиболее близок к профилю поперечного сечения лопатки турбины, т.е. стремление конструкторов к созданию достаточно сложной схемы трехщелевого закрылка вызвано стремлением к созданию наиболее плавного профиля поперечного сечения закрылка, идеальным вариантом которого является профиль лопатки турбины.

Конструкция ВПК неизменяемого профиля в поперечном сечении способна выдерживать высокие аэродинамические нагрузки, т.к. не имеет подвижных элементов конструкции, изменяющих профиль ВПК. Узлы навески каждого ВПК разнесены на величину, близкую диаметру фюзеляж (Фиг.5), что позволяет максимально разгрузить узлы навески и корневую часть ВПК при воздействии изгибающих и крутящих моментов, воздействующих на ВПК в полете. В конструкции ЛА с двумя парами ВПК подъемная сила, создаваемая ВПК, передается на фюзеляж через 8 узлов навески, что без особого труда позволяет сделать эти узлы очень прочными, надежными и способными выдерживать очень высокие нагрузки. В убранном положении ВПК, установленные на замки убранного положения, увеличивают жесткость фюзеляжа на изгиб и кручение.

По расположению крыла ВПК являются высокопланом. При взлете и заходе на посадку такая схема считается наиболее устойчивой по крену, т.к. точки приложения подъемной силы расположены выше центра тяжести ЛА.

Положение ВПК, равное 90°, соответствует прямому крылу, аэродинамика которого считается самой оптимальной, т.к. отсутствует боковое отекание воздушного потока, характерное для стреловидного крыла. При максимальном угле отклонения ВПК его корневая часть, расположенная между верхним и нижним узлами навески, находится в механическом контакте с фюзеляжным упором, что обеспечивает частичное снятие нагрузки с механизма изменения угла установки при максимальном Сх ВПК.

Важным моментом данной конструкции ЛА является то, что в полете ВПК убираются против воздушного потока. В случае заклинения, отказа или неисправности механизма изменения угла установки воздушный напор поможет установить ВПК в посадочное положение. Принцип уборки против воздушного потока давно и успешно применяется на многих современных ЛА в системе уборки-выпуска носовой стойки шасси.

В данной конструкции ЛА необычным является то, что в промежуточном положении ВПК расположение носовых кромок имеет обратную стреловидность. Способность летать с крылом обратной стреловидности доказана полетами российского самолета С-37, который является перспективным и считается самолетом пятого поколения. Однако у самолетов с крылом обратной стреловидности существует одна значительная проблема - это устойчивость по тангажу. Данная конструкция ЛА лишена этой проблемы потому, что:

1. Более короткое переднее ВПК, имея малый размах, не способно вызывать непредсказуемое поведение ЛА по тангажу.

2. При непредсказуемом увеличении угла атаки ЛА прирост величины подъемной силы на длинном заднем ВПК будет больше, чем на коротком переднем, что обеспечит прерывание этого процесса.

3. Воображаемая линия 21, проходящая по консолям носового горизонтального оперения и консолям ВПК при прямой стреловидности носовых кромок ВПК, представляет собой контуры крыла с прямой стреловидностью (Фиг.11). Поведение ЛА по тангажу при обратной стреловидности носовых кромок ВПК останется примерно таким же, как и на ЛА с крылом прямой стреловидности, имеющим контуры крыла, обозначенные линией 21.

У классических схем ЛА существует понятие центровки. Параметр очень важный, и при каждом полете его значение тщательно отслеживается экипажем и специальной службой, т.к. выход центровки за предельные значения может закончиться в лучшем случае поломкой самолета, в худшем случае катастрофой. У ЛА данной конструкции положение с центровкой несколько иное. На этапах взлета и посадки подъемная сила создается носовым горизонтальным оперением, передним ВПК, задним ВПК и хвостовым горизонтальным оперением, в результате чего точки приложения подъемной силы значительно разнесены по длине фюзеляжа ЛА. При задней центровке ЛА угол выпуска задней пары ВПК может быть больше угла выпуска передней пары ВПК, а при передней центровке угол выпуска передней пары ВПК может быть больше угла выпуска задней пары ВПК. Такая особенность конструкции позволяет значительно расширить диапазон рабочих центровок ЛА с сохранением безопасности.

В транспортном варианте ЛА убранное положение ВПК не мешает установке трапов к входным дверям и перемещению обслуживающей техники. На стоянке и в ангаре ЛА данной конструкции значительно компактнее классического ЛА того же класса.

В ВПК могут находиться топливные баки, как это принято и в современных ЛА, однако топливные баки частично или полностью могут располагаться и в фюзеляже.

В любом из положений ВПК удерживаются при помощи тросов 22 и 23 (Фиг.6). При использовании тросовой системы двигатели механизма изменения угла установки ВПК не обязаны иметь очень большую мощность, т.к. трос действует на максимально возможном плече. Узлы навески и корневая часть ВПК при такой схеме будут менее нагруженными. В полете при установке ВПК в убранное положение в конце уборки, скорость ЛА будет очень значительной, аэродинамические нагрузки на консоли будут большими, в результате чего возможны вибрация и изгиб ВПК. В этой ситуации только тросовая система, совместив точку входа троса в фюзеляж с точкой заделки троса на консоли, гарантированно установит каждое ВПК на фюзеляжные замки убранного положения 19 и 20 (Фиг 6). Тросовая система компактна, надежна, проста и способна выдерживать очень высокие нагрузки. Сочетание этих особенностей делает такую конструкцию максимально надежной и безопасной. Механизм изменения угла установки ВПК может иметь схему, описанную ниже. Такой механизм предназначен для управления одной парой ВПК. Количество механизмов изменения угла установки ВПК зависит от количества пар ВПК, используемых на конкретной модели ЛА, причем все механизмы должны работать в согласованном режиме.

Каждый механизм изменения угла установки одной пары ВПК включает тросовую систему и осевую систему, которая обеспечивает вращение осей ВПК в рабочем диапазоне углов. Два гидравлических двигателя управления, M1 и М2, работающих от независимых гидравлических систем, через соответственные полуоси вращают выходной вал редуктора Р, который снабжен дифференциалом (Фиг.12). Выходной вал редуктора Родновременно является входным валом редуктора Р, который снабжен дифференциалом. Одна из полуосей редуктора Р, проходя через многодисковый тормоз T1, вращает входной вал редуктора Р3, выходной вал которого через червячное соединение одновременно вращает оси верхних узлов навески ВПК O1 и O2. При этом для улучшения синхронности перемещения левого и правого ВПК оси вращения нижних узлов навески находятся в зубчатом зацеплении. Другая полуось редуктора Р, проходя через многодисковый тормоз Т2, вращает входной вал редуктора Р, который снабжен дифференциалом. Полуоси редуктора Р вращают катушки тросовой системы К1 и К2, при этом один конец каждого троса закреплен в катушке тросовой системы, а другой конец троса закреплен на консоли соответствующего ВПК.

При выпуске ВПК перед взлетом в цилиндры многодискового тормоза Т2 подается пониженное давление гидравлической жидкости для обеспечения необходимой натяжки тросов. При установке ВПК в убранное положение после посадки ЛА пониженное давление гидравлической жидкости подается в цилиндры многодискового тормоза T1 для обеспечения плотного наматывания тросов на катушки К1 и К2. При выпуске ВПК в полете пониженное давление гидравлической жидкости подается в цилиндры многодисковых тормозов T1 и Т2 для частичного снятия нагрузки с двигателей управления M1 и М2. При полной остановке трансмиссии в любом из промежуточных положений полное давление гидравлической жидкости от гидравлических двигателей управления M1 и М2 при помощи золотников перебрасывается в цилиндры многодисковых тормозов T1 и Т2. Таким образом происходит остановка двигателей управления с одновременной блокировкой трансмиссии при помощи двух тормозов.

В случае отказа одного из двигателей управления вращение выходного вала редуктора Р будет обеспечиваться исправным двигателем с вдвое меньшей скоростью вращения, а вращение отказавшего двигателя управления будет заблокировано. В случае возникновения дисбаланса нагрузок между тросовой и осевой системами дифференциал редуктора Р автоматически перебросит нагрузку на менее нагруженную систему. Таким образом будет постоянно поддерживаться равная нагрузка между тросовой и осевой системами. В случае возникновения дисбаланса нагрузок между катушками К1 и К2 дифференциал редуктора Р автоматически перебросит нагрузку на менее нагруженную катушку. Таким образом будет постоянно поддерживаться равное натяжение левого и правого тросов.

Редукторы Р, Р и Р без изменения своих передаточных отношений могут использоваться в системах изменения угла установки ВПК, снабженных тросами разной длины, например в системе изменения угла установки передней пары ВПК с короткими тросами и в системе изменения угла установки задней пары ВПК с длинными тросами. В этом случае передаточное отношение редуктора Р3 будет меняться в зависимости от длины тросов, наматываемых на катушки К1 и К2.

В любом стационарном положении ВПК, отличном от убранного, перемещение левого и правого ВПК блокируется двумя многодисковыми тормозами и червячной передачей. В убранном положении ВПК эти блокировки дополняются фюзеляжными замками убранного положения.

В процессе эксплуатации ЛА потребуется периодическая замена тросов и их гермовыводов. Эта процедура достаточно проста. Для этого необходимо выпустить ВПК в положение 30°, отсоединить гермовыводы тросов, отсоединить тросы от ВПК и снять катушки с тросами. Затем необходимо установить новые катушки в комплекте с тросами и гермовыводами, закрепить концы тросов в ВПК и довыпустить ВПК в положение 90°. В процессе довыпуска ВПК подтормаживание тормоза Т2 уберет провасание тросов и обеспечит их необходимое натяжение. Процедура заканчивается установкой ВПК в убранное положение. При замене тросов и гермовыводов не требуется даже элементарная регулировка - все регулировки выполняются данным механизмом автоматически. Механизм изменения угла установки ВПК достаточно прост и надежен. В нем отсутствуют дорогостоящие материалы и детали.

При производстве ЛА данной конструкции целесообразно рассмотреть возможность изготовления ВПК из титанового сплава. Такие ВПК позволят еще больше уменьшить Сх и вес конструкции ЛА без потери прочности ВПК. ВПК, выполненные из титанового сплава, будут стоить достаточно дорого, но их высокая цена быстро окупится при эксплуатации ЛА.

РУЛЬ ВЫСОТЫ (РВ) 6 расположен в носовой части ЛА, выполняет функцию носового горизонтального оперения и является цельноуправляемым (Фиг.5).

На классических ЛА стабилизатор и РВ находятся в хвостовой части самолета. Такое расположение имеет два отрицательных момента. Дело в том, что выпущенные закрылки создают летательному аппарату пикирующий момент. Для сохранения относительного баланса по тангажу стабилизатор перекладывается на кабрирование, создавая при этом отрицательную подъемную силу. Для перевода ЛА на кабрирование РВ, отклоняясь вверх, создает дополнительную отрицательную подъемную силу. Т.е. при переводе ЛА в набор высоты в конфигурации с выпущенной механизацией суммарная отрицательная подъемная сила РВ и стабилизатора значительно уменьшает величину подъемной силы, созданную крылом. Самолет при этом, «переламываясь» через крыло, делает просадку по высоте и только после этого переходит в набор высоты. История авиации знает немало случаев, когда в критической ситуации при попытке ухода на второй круг в посадочной конфигурации с предельно малой высоты самолетам не хватало нескольких метров высоты для благополучного завершения полета. Другим отрицательным моментом такой схемы является то, что стабилизатор частично затеняет аэродинамическое обтекание РВ, снижая его эффективность.

У ЛА данной конструкции эта ситуация кардинально меняется в противоположном направлении. Перекладка РВ на угол, необходимый для парирования пикирующего момента, создаваемого ВПК, создает положительную подъемную силу. Увеличение угла атаки РВ при переводе ЛА на кабрирование тоже дает прирост подъемной силы. Т.е. при уходе ЛА на второй круг в посадочной конфигурации РВ создает прирост подъемной силы, созданной ВПК. Уход на второй круг выполняется без просадки, реакция самолета на увеличение угла атаки РВ - мгновенная. Дополнительным положительным моментом данной схемы является то, что аэродинамическое обтекание РВ не затенено другими элементами конструкции ЛА, что повышает его эффективность.

ЭЛЕРОНЫ 8 расположены на хвостовом горизонтальном оперении 7 таким образом, что верхние поверхности элеронов находятся в нижних зонах выходящих газовых струй соответствующих двигателей (Фиг.5). Особенность данной схемы управления по крену заключается в том, что при отклонении вверх хвостовая часть элерона входит в газовую струю двигателя, отклоняя ее, что значительно улучшает реакцию ЛА по крену. Для безударного входа в газовые струи двигателей элероны 8 выполнены с зубцами на хвостовиках (Фиг.5). Зубец элерона незначительно смещен к продольной оси симметрии фюзеляжа в плане относительно центра выходящей газовой струи двигателя. При отклонении элерона вверх зубец смещается к центру газовой струи двигателя за счет стреловидного расположения оси вращения элерона. Ввод элерона такой конструкции в газовую струю двигателя обеспечивает плавную, но эффективную реакцию ЛА по крену. При отклонении вниз эффективность элеронов увеличивается действием эффекта Коанда. Однако в канале управления по крену возможно применение схемы, при которой функцию элеронов будут выполнять двигатели с изменяемым вектором тяги в вертикальной плоскости.

ДВИГАТЕЛИ 9 расположены на хвостовом горизонтальном оперении 7 сверху (Фиг.5). При таком расположении не происходит затенения воздухозаборников двигателей задним ВПК. Створки реверса тяги перекладываются в горизонтальной плоскости, что позволяет безопасно использовать реверс тяги двигателей до полной остановки ЛА. При такой схеме расположения сохраняется возможность открытия внешних капотов двигателей со стремянки, что важно при техническом обслуживании (Фиг.5).

ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ. В состав вертикального оперения входят следующие элементы: передний киль 14, задний киль 10, передний подфюзеляжный гребень 16, задний подфюзеляжный гребень 17 (Фиг.5). Кили расположены вертикально на носовой и хвостовой частях фюзеляжа, при этом в плане продольная ось симметрии каждого из килей совпадает с продольной осью симметрии фюзеляжа (Фиг.5). Подфюзеляжные гребни 16 и 17 предназначены для обеспечения дополнительной устойчивости ЛА по курсу и расположены вертикально вниз на носовой и хвостовой частях фюзеляжа, при этом в плане продольная ось симметрии каждого из подфюзеляжных гребней совпадает с продольной осью симметрии фюзеляжа. Рулевые поверхности 15 и 11 килей 14 и 10 (Фиг.5) выполнены двухсекционными (Фиг.13). Рулевые поверхности килей выполняют функцию рулей направления (РН) и спойлеров. При управлении по курсу секции переднего и заднего килей отклоняются на равные углы в разные стороны (Фиг.14). Такая схема управления по курсу является наиболее эффективной, т.к. рули переднего и заднего килей работают на большом плече. Наличие двухсекционных рулевых поверхностей килей позволяет использовать их и в качестве энергоемкой системы спойлеров (Фиг.15). При совмещении функций РН и спойлера одна из секций отклоняется на угол «a», а противоположная секция отклоняется на угол «a+b» (Фиг.16). В полете, в начальный момент выпуска ВПК, возникнет небольшой кабрирующий момент, который будет парироваться незначительным выпуском передних спойлеров или дополнительной перекладкой РВ на пикирование. При выполнении посадки после обжатия амортизаторов основных стоек шасси секции заднего киля переходят в режим работы спойлеров, автоматически выпускаясь на максимальный угол, а секции переднего киля на пробеге продолжают работать в режиме РН (Фиг.17). В сочетании с использованием реверса тяги двигателей ЛА получает эффективное торможение с точкой приложения в задней части фюзеляжа. Незатененный РН, действующий в такой ситуации в носовой части ЛА, будет особенно эффективен. Использование данной схемы обеспечивает максимально устойчивую траекторию разбега и пробега ЛА при сильном боковом ветре и на скользкой ВПП. Применение энергоемких тормозов и возможность использования реверса тяги двигателей до полной остановки ЛА позволяет максимально сократить длину пробега при посадке или при прерванном взлете.

При одновременном выпуске носовых и хвостовых спойлеров режим снижения ЛА данной конструкции не отличается от режима снижения самолета классической схемы. Однако наличие энергоемкой системы спойлеров, расположенных в носовой и хвостовой частях фюзеляжа, позволяет расширить диапазон их применения. Если угол раскрытия передних спойлеров будет больше, чем угол раскрытия задних спойлеров, будет создан приоритет по увеличению вертикальной скорости снижения (Vу). Если угол раскрытия задних спойлеров будет больше, чем угол раскрытия передних спойлеров, будет создан приоритет по снижению приборной скорости (Vпр.). Рукоятка управления такой системой 24 может иметь нажимные переключатели 25 и 26 (Фиг.18). Нажимной переключатель 25 предназначен для одновременного синхронного выпуска и уборки передних и задних спойлеров. При удерживании переключателя 25 в нижнем положении все спойлеры одновременно синхронно выпускаются, при удерживании в верхнем положении все спойлеры одновременно синхронно убираются. Нажимной переключатель 26 предназначен для снятия блокировки по перемещению рукоятки управления спойлерами 24 вперед и назад. Перемещение рукоятки 24 вперед или назад вызывает нарушение баланса между углом раскрытия передних и задних спойлеров. При перемещении рукоятки 24 вперед будет происходить дальнейший выпуск только передних спойлеров, что приведет к созданию приоритета по увеличению Vу. При перемещении рукоятки 24 назад будет происходить дальнейший выпуск только задних спойлеров, что приведет к созданию приоритета по уменьшению Vпр. Таким образом, при снижении с использованием спойлеров появляется дополнительная возможность корректировки значений Vу и Vпр.

Прибор индикации положения спойлеров имеет планки раскрытия передних спойлеров 27, планки раскрытия задних спойлеров 28 и планку баланса 29 (Фиг.19). При синхронном выпуске передних и задних спойлеров, например на 30°, планка баланса 29 останется в нейтральном положении (Фиг.19). При создании приоритета, например в 30° по увеличению Vу, планка баланса будет смещена на 30° вперед (Фиг 20). При создании приоритета, например в 15° по уменьшению Vпр, планка баланса будет смещена на 15° назад (Фиг.21). Индикация такого прибора проста, понятна и легко считывается.

ШАССИ. Важной особенностью ЛА данной конструкции является то, что высокое расположение ВПК и двигателей позволяет использовать короткие стойки шасси (Фиг.5). Применение коротких стоек шасси в конструкции ЛА дает возможность применения бортовых трапов. Короткие стойки шасси имеют малый вес, меньшую стоимость и занимают меньше полезного пространства в фюзеляже. Важность этих параметров хорошо оценивается, глядя на компоновку шасси известных сверхзвуковых самолетов «Конкорд» и ТУ-144.

ЭКОНОМИЧЕСКИЕ ПОКАЗАТЕЛИ

В крейсерской конфигурации ЛА данной конструкции имеет минимально возможный коэффициент лобового сопротивления Сх, поэтому расход топлива будет значительно меньше, чем на классических ЛА того же класса. При равном взлетном весе, в сравнении с классическим ЛА того же класса, коммерческая загрузка может быть увеличена на величину, равную разнице весов заправленного топлива, и на длинных перелетах может достигать очень значительных величин. Широкое применение композитных материалов, в сочетании с уменьшенным количеством находящегося на борту топлива, позволяет получить летательный аппарат с хорошими скоростными и экономическими показателями. Стремительный рост цен на нефтепродукты и высокие экологические требования к авиации по вредным выбросам в атмосферу делают данную конструкцию ЛА особенно актуальной.

ОБЛАСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ ЛА ДАННОЙ КОНСТРУКЦИИ

Скорости ЛА данной конструкции на этапах взлета и посадки будут примерно такими же, как и скорости классических ЛА того же класса. Это обстоятельство позволяет без особого труда организовать управление воздушным движением и эксплуатацию ЛА данной конструкции совместно с современными самолетами классической схемы. Крейсерские эшелоны ЛА данной конструкции будут выше крейсерских эшелонов современных ЛА, что позволит разгрузить воздушное пространство по высоте при интенсивном воздушном движении.

Данная конструкция является оптимальной для создания сверхзвуковых ЛА. Применение элевонов на сверхзвуковых ЛА бесхвостовой схемы уже приводило к проблемам в управлении, вплоть до обратной реакции ЛА по отклонению рулей. Устойчивость и управляемость ЛА данной конструкции по каналам курса, крена и тангажа в крейсерской конфигурации сравнима с аналогичными параметрами крылатой ракеты, выполненной по схеме «утка», и не вызывают сомнения.

Рационально создание ЛА данной конструкции, предназначенного для полетов на крейсерском числе М=0,95. Уменьшение веса конструкции ЛА достигается за счет снижения прочностных и теплозащитных характеристик обшивки, что позволяет получить дозвуковой летательный аппарат с хорошими скоростными и экономическими показателями.

При использовании в палубной авиации ЛА данной конструкции выгодно отличается предельно малыми габаритами на стоянке и возможностью достижения заниженных скоростей на этапах взлета и посадки.

Схема ЛА данной конструкции может быть применена на пилотируемых космических кораблях многоразового использования.

ВЫВОД

Схема ЛА данной конструкции является универсальной, т.к. может быть применена для создания сверхзвуковых и дозвуковых ЛА различной грузоподъемности и различного назначения. ЛА данной конструкции обладает хорошей устойчивостью и управляемостью по курсу, крену и тангажу на всех этапах полета. Конструкция ЛА компактна, достаточно проста и надежна. По всем основным параметрам ЛА данной конструкции превосходит известные современные транспортные ЛА или не уступает им.

По существу данное изобретение является гибридом крылатой ракеты и транспортного самолета с хорошими взлетно-посадочными и экономическими характеристиками.

1. Летательный аппарат, включающий фюзеляж и соединенные с ним основные аэродинамические элементы конструкции: носовое горизонтальное оперение, хвостовое горизонтальное оперение, хвостовое вертикальное оперение и, по меньшей мере, одну пару взлетно-посадочных крыльев, имеющих в поперечном сечении изменяемый или неизменяемый профиль лопатки турбины, причем каждое взлетно-посадочное крыло соединено с фюзеляжем посредством двух узлов навески, расположенных соответственно в верхней и нижней частях фюзеляжа, с возможностью поворота взлетно-посадочных крыльев относительно осей узлов навески для перемещения в выпущенное положение на этапах взлета и посадки и в убранное положение в крейсерском полете и на стоянке, при этом в убранном положении внутренняя поверхность взлетно-посадочных крыльев контактирует с верхней поверхностью фюзеляжа, а внешняя поверхность взлетно-посадочных крыльев является продолжением внешней поверхности фюзеляжа, причем в убранном положении взлетно-посадочные крылья расположены таким образом, что носовая кромка каждого взлетно-посадочного крыла в плане расположена вдоль продольной оси симметрии фюзеляжа в направлении от соответствующего узла навески к носовой части фюзеляжа, а в выпущенном положении взлетно-посадочные крылья расположены таким образом, что носовая кромка каждого взлетно-посадочного крыла в плане расположена под углом к продольной оси симметрии фюзеляжа.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что оси вращения верхних и нижних узлов навески левого и правого взлетно-посадочных крыльев каждой пары находятся в зубчатом зацеплении.

3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что оси вращения узлов навески каждого взлетно-посадочного крыла расположены в одной плоскости поперечного сечения фюзеляжа и параллельны вертикальной оси симметрии этого сечения.

4. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что он снабжен, по меньшей мере, одним механизмом изменения угла установки соответствующей пары взлетно-посадочных крыльев, причем каждый механизм включает тросовую систему, в которой один конец каждого троса закреплен в катушке тросовой системы, а другой конец троса закреплен на консоли соответствующего взлетно-посадочного крыла.

5. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что каждое взлетно-посадочное крыло неизменяемого профиля имеет, по меньшей мере, один продольный ряд щелевых отверстий, оснащенных створками, расположенными на внешней стороне взлетно-посадочного крыла, при этом в закрытом положении створок их внешняя поверхность является продолжением внешней поверхности взлетно-посадочного крыла и створки выполнены подпружиненными в сторону их закрытия с возможностью открытия под действием перепада давления воздуха или с возможностью принудительного открытия и закрытия, а закрытие створок осуществляется в направлении хвостовой кромки взлетно-посадочного крыла.

6. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что имеет два киля, расположенных вертикально на носовой и хвостовой частях фюзеляжа, при этом в плане продольная ось симметрии каждого из килей совпадает с продольной осью симметрии фюзеляжа, причем рулевые поверхности килей выполнены двухсекционными.

7. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что двигатели расположены на хвостом горизонтальном оперении сверху, а элероны выполнены с зубцами на хвостовиках и расположены на хвостовом горизонтальном оперении таким образом, что верхние поверхности элеронов находятся в нижних зонах выходящих газовых струй соответствующих двигателей.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиамоделизма. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к авиастроению. .

Изобретение относится к области летательных аппаратов, в частности касается аэродинамической компоновки беспилотных летательных аппаратов. .

Самолет // 2407673
Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к области авиамоделизма и касается летательных аппаратов с подвижными крыльями. .

Изобретение относится к области авиации. .

Самолет // 2364547
Изобретение относится к авиации, а именно к летательным аппаратам тяжелее воздуха с изменяемой площадью крыла. .

Изобретение относится к устройствам летательного аппарата, предназначенным для улучшения посадочных свойств

Изобретение относится к области летательных аппаратов, преимущественно самолетов гражданской и транспортной авиации. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности. Крыло снабжено сетчатой пластиной, расположенной у торцевой части вдоль нижней аэродинамической поверхности. Сетчатая пластина выполнена выдвижной из щелевого отверстия в торцевой части крыла. Сетчатая пластина имеет треугольную форму и размер отверстий, увеличивающийся по мере их удаления от торцевой части. Изобретение направлено на ограничение образования вихревого шнура у торцевой части крыла. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата, имеющее профиль тонкого ромба, содержит головную и хвостовую части, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности. Хвостовая часть разделена продольно на два равных участка, каждый из которых выполнен с возможностью поворота относительно неподвижной головной части на собственной оси. Угол поворота каждого участка ограничен 120°. Угол одновременного поворота участков, находящихся в сомкнутом состоянии, ограничен 60°. Угол одновременного поворота участков в разных направлениях ограничен 180°. Изобретение направлено на уменьшение посадочной скорости и пробега летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к планирующим боеприпасам. Боеприпас содержит корпус в передней части с заостренной аэродинамической поверхностью, в которой расположена боевая часть с взрывчатым веществом и взрывателем, отделение управления, два боковых поворотных крыла с силовым пневмоприводом, маршевый реактивный двигатель с рулями и хвостовым оперением, элемент крепления к пилонам. Корпус выполнен из двух составных частей, передняя из которых является боевой. Ее кормовая часть выполнена в форме усеченного конуса, а задняя составная часть представляет собой планерное устройство, на корпусе которого установлены два поворотных крыла с силовым приводом. Внутри в верхней продольной части размещены отделение управления и продольная силовая стойка, на которой установлена дополнительная аэродинамическая поверхность с возможностью трансформации как в сложенное, так и раскрытое положение. Сочленение обеих составных частей планирующего боеприпаса выполнено с помощью опорно-сцепного механизма, установленного на штангу с возможностью осевого вращения. Штанга закреплена на продольной силовой стойке корпуса планерного устройства. Увеличивается дальность метания боеприпаса. 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Концевая часть крыла летательного аппарата содержит каркас, обшивку, торец с гасителем вибрации, выполненным в виде гибкой пластины из эластичного материала. Гибкая пластина выполнена полнотелой, имеет пружинный держатель для крепления к каркасу со стороны торца, армирована кордом, а на ее поверхностях выполнены выемки, повышающие гибкость. Гибкая пластина имеет острый край, а ее толщина уменьшается по мере удаления от торца. Изобретение направлено на уменьшение вибрации крыла летательного аппарата. 6 ил.

Изобретение относится к области авиации. Многоэтажный самолет с верхним расположением крыльев содержит фюзеляж, в котором поэтажно размещены салоны и грузовые отсеки, крылья, расположенные над фюзеляжем и укрепленные на поэтажных крыльевых подпорах. Крылья, укрепленные на поэтажных крыльевых подпорах слева и/или справа над фюзеляжем, выполнены поворотными или раздельно, или вместе вокруг центральной горизонтальной оси фюзеляжа, расположенной по направлению полета. Поэтажные крыльевые подпоры выполнены в виде телескопических устройств и оснащены гидравлическими механизмами. Изобретение направлено на повышение маневренности и экономию топлива. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов. Летательный аппарат, выполненный по аэродинамической схеме «бесхвостка», имеет крыло, состоящее из центроплана и консолей, фюзеляж, два турбореактивных двигателя, размещенных в общей мотогондоле один над другим в плоскости симметрии самолета. Мотогондола расположена с нижней стороны крыла, при этом крыло прикреплено к мотогондоле шарнирно. Ось шарнира крыла перпендикулярна оси симметрии самолета. Фюзеляж прикреплен к крылу посредством вышеуказанной мотогондолы. Крыло выполнено с возможностью поворота относительно оси вышеуказанного шарнира и изменения таким образом угла установки в продольной плоскости относительно мотогондолы и фюзеляжа и изменения его угла стреловидности в зависимости от режима полета самолета. Крыло оборудовано взлетно-посадочной механизацией. Обеспечивается повышение аэродинамического качества летательного аппарата. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх