Маневренный самолет

Изобретение относится к авиации и касается маневренных самолетов и систем их управления. Маневренный самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло, передние стреловидные наплывы, органы управления, шасси. Передние наплывы расположены в зоне сочленения головной и средней частей фюзеляжа и снабжены управляемыми поворотными поверхностями. Оси поворота управляемых поверхностей наплывов расположены перпендикулярно или под углом к продольной плоскости самолета. Достигается повышение безопасности полетов и боевой эффективности самолета путем увеличения запасов пикирующего момента и соответственно расширения диапазона допустимых центровок и увеличения средств боевого оснащения самолета, реализация наилучшего соотношения подъемной силы и сопротивления. 3 ил.

 

Изобретение относится к авиации, а именно к маневренным самолетам и системам их управления самолета.

Известен маневренный самолет, содержащий фюзеляж, стреловидное крыло умеренной стреловидности, передние наплывы большой стреловидности, органы управления, шасси (RU, 2302975 С2).

Известный самолет обладает высокими несущими свойствами на дозвуковых и сверхзвуковых режимах. На сверхзвуковых скоростях передние наплывы существенно сдвигают фокус самолета вперед, тем самым обеспечивая уменьшение запаса статической устойчивости самолета, что, в свою очередь, уменьшает потери аэродинамического качества на балансировку, увеличивает маневренные возможности самолета.

В качестве недостатков известного самолета следует указать следующее. На закритических углах атаки, когда на концевых частях крыла происходит срыв потока, передние наплывы продолжают создавать подъемную силу, создавая момент на кабрирование, что в результате приводит к уменьшению располагаемого момента на пикирование, а для самолета с полным комплектом грузов на внешних подвесках даже к его отсутствию (на предельно-задних центровках).

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в повышении безопасности полетов и боевой эффективности самолета путем увеличения запасов пикирующего момента и соответственно расширения диапазона допустимых центровок и увеличения средств боевого оснащения самолета, а также реализации наилучшего соотношения подъемной силы и сопротивления.

Указанный технический результат достигается тем, что в маневренном самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло, передние стреловидные наплывы, органы управления, шасси, передние наплывы расположены в зоне сочленения головной и средней частей фюзеляжа и снабжены управляемыми поворотными поверхностями, при этом оси поворота управляемых поверхностей наплывов расположены перпендикулярно или под углом к продольной плоскости самолета.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен маневренный самолет при виде сверху; на фиг. 2 - маневренный самолет при виде сбоку; на фиг. 3 - маневренный самолет при виде спереди.

Маневренный самолет содержит фюзеляж 1, стреловидное крыло 2, передние стреловидные наплывы 3, органы управления, включающие вертикальное 4 и горизонтальное 5 оперение, шасси.

Передние стреловидные наплывы 3 расположены в зоне сочленения головной и средней частей фюзеляжа 1 и снабжены управляемыми поворотными поверхностями 6, при этом оси поворота передних управляемых поверхностей 6 наплывов 3 расположены перпендикулярно или под углом к продольной плоскости самолета.

Маневренный самолет, включающий сочлененные фюзеляж, крыло и передние стреловидные наплывы большой стреловидности, обладает высокими несущими свойствами на углах атаки больше критических (порядка 26), срыв потока с крыла у такого самолета существенно отодвигается до больших углов атаки (до α=35°).

Сочетание продольной статической неустойчивости на дозвуковых режимах и уменьшенной статической устойчивости на сверхзвуковых скоростях полета существенно расширяет его маневренные возможности.

Однако у статически неустойчивого в продольном канале самолета с наплывами перед крылом существует проблема обеспечения запаса пикирующего момента на углах атаки больше критических. На углах атаки - α, близких к критическим (α=26°), происходят срывы потока на концевых частях крыла, срыв же потока на наплывной части происходит при существенно больших углах атаки. Что приводит к увеличению кабрирующего момента, что в сочетании с резким падением эффективности продольного управления приводит к уменьшению (или даже недостаточности) располагаемого момента на пикирование. В случае непреднамеренного попадания самолета на большие закритические углы атаки (например, на режимах штопора или зависания на больших углах атаки) пикирующего момента тангажа после постановки органов продольного управления для схода с больших углов атаки оказывается недостаточно для перевода самолета на малые углы атаки. Поэтому для обеспечения потребного располагаемого момента ограничивают допустимую предельно-заднюю центровку самолета. Поскольку у современных боевых самолетов подвешиваемые грузы на фюзеляже и крыле в основном сдвигают центр масс самолета назад, приходится уменьшать количество подвешиваемых грузов, а следовательно, ухудшать боевой потенциал самолета.

Кроме того, фиксированный наплыв, повышая подъемную силу крыла, не обеспечивает на малых и средних углах атаки реализацию наилучшего соотношения подъемной силы и сопротивления (поляры) самолета.

Для повышения безопасности полетов и его боевой эффективности путем увеличения запасов пикирующего момента и соответственного расширения диапазона допустимых центровок и увеличения средств боевого оснащения самолета, а также реализации наилучшего соотношения подъемной силы и сопротивления передние наплывы 3 снабжены управляемыми поворотными поверхностями 6, а задняя кромка в не отклоненном положении плотно прилегает к передней неподвижной части наплыва 3, расположенной в следе (по потоку).

При отклонении управляемых поворотных поверхностей 6 на закритических углах атаки уменьшаются несущие свойства и увеличивается располагаемый пикирующий момент самолета. При отклонении управляемых поворотных поверхностей 6 на малых и средних углах атаки обеспечивается наилучшее соотношение подъемной силы и сопротивления самолета.

Отклонение управляемых поворотных поверхностей 6 происходит автоматически. Алгоритм отклонения формируется в зависимости от текущего угла атаки (по определенному закону) и положения органа продольного управления - горизонтального оперения 5 и одновременно оптимальным образом сохраняет высокие несущие свойства крыла 2, обеспечивает необходимый запас пикирующего момента на закритических углах атаки и позволяет реализовывать более задние центровки.

Максимальный угол отклонения управляемых поворотных поверхностей 6 на пикирование составляет порядка 60°.

Использование управляемых поворотных поверхностей 6 существенно улучшает маневренные характеристики самолета, улучшает его боевые возможности и повышает безопасность его эксплуатации.

Дополнительно управляемые поворотные поверхности 6 используются для торможения самолета после посадки на пробеге после касания ВПП передней стойкой путем их отклонения полностью на пикирование. Управляемые поворотные поверхности 6 могут быть выполнены в следующих вариантах:

- с осью поворота, расположенной под углом к продольной плоскости самолета;

- с осью поворота, перпендикулярной плоскости симметрии самолета. На сверхзвуковых режимах управляемые поворотные поверхности 6 находятся в зафиксированном положении, т.е. не отклоняются.

Маневренный самолет, содержащий фюзеляж, стреловидное крыло, передние стреловидные наплывы, органы управления, шасси, отличающийся тем, что передние наплывы расположены в зоне сочленения головной и средней частей фюзеляжа и снабжены управляемыми поворотными поверхностями, при этом оси поворота управляемых поверхностей наплывов расположены перпендикулярно или под углом к продольной плоскости самолета.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности к конструкциям складываемых аэродинамических поверхностей, находящихся под воздействием сильных аэродинамических возмущений.

Изобретение относится к средствам управления летательными аппаратами, в частности к рулевым поверхностям. .

Изобретение относится к конструкциям складываемых аэродинамических поверхностей беспилотных летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиастроению. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в конструкциях самолетов короткого взлета и посадки . .

Изобретение относится к авиационной технике, к легкомоторным самолетам. .

Изобретение относится к пьезоэлектрическим приборам для управления несущими плоскостями летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Адаптивное крыло содержит лонжерон, нервюры с гибкими задними кромками, состоящими из жестких звеньев кинематических цепей и приводами, подсоединенными выходами к входам жестких звеньев кинематических цепей, неподвижные стрингеры, установленные параллельно лонжерону и закрепленные своими участками на участках нервюр, обшивку крыла, закрепленную на соответствующих участках внешних поверхностей лонжерона, нервюр с гибкими задними кромками и неподвижных стрингеров. Подвижные стрингеры выполнены в виде составных, шарнирно соединенных между собой металлических балок и шарнирно подсоединенных своими соответствующими концами к концам жестких звеньев кинематических цепей. Изобретение направлено на снижение нежелательных отклонений обшивки на гибкой задней кромке крыла. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается устройств управления элевонов складываемого крыла ракеты. Механизм управления элевоном состоит из размещенного на корпусе ракеты вала вращения, соединенного с элевоном, шарнирно установленным на задней кромке крыла, рычага, закрепленного на валу, и рулевой машинки, установленной в корпусе ракеты, шток которой шарнирно соединен с рычагом. Вал, расположенный в корпусе ракеты, жестко соединен с рычагом, шарнирно соединенным со штоком рулевой машинки. Один конец вала со сферической опорой, установленной в корпусе ракеты, составляет подвижное шлицевое соединение. На другом конце вала шарнирно закреплена обойма, шарнирно соединенная с поводком, жестко закрепленным на элевоне складываемого крыла. Ось шарнирного соединения поводка и обоймы совмещена с осью вращения крыла. На поводке выполнен зуб. На обойме выполнен паз, в котором размещен зуб поводка. Достигается обеспечение управления элевоном, расположенным на складываемом крыле, независимо от температурных деформаций составных частей ракеты и от технологических погрешностей при изготовлении и сборке. 4 ил.

Изобретение относится к оборудованию для борьбы с обледенением аэродинамической поверхности летательного аппарата. Комбинированная противообледенительная система состоит из теплового устройства, расположенного под обшивкой передней кромки крыла, и отклоняемого щитка. Щиток установлен на расстоянии 1-2 величин максимальной толщины профиля от передней кромки. Угол поворота щитка до 20°. Поверхность щитка и поверхность крыла перед щитком покрыты супергидрофобным покрытием, которое не допускает образования барьерного льда. Изобретение направлено на обеспечение безопасности полета путем защиты аэродинамических поверхностей от обледенения. 1 ил.
Наверх