Учебный самолет



Учебный самолет
Учебный самолет
Учебный самолет
Учебный самолет
Учебный самолет

 


Владельцы патента RU 2572507:

Публичное акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Иркут" (RU)

Изобретение относится к авиации и касается винтомоторных монопланов, предназначенных для первоначальной подготовки летного состава и тренировки пилотов. Учебный самолет содержит тянущий воздушно-винтовой движитель, шасси, механизированное крыло и фюзеляж, включающий кабину экипажа, снабженную фонарем, сопряженным с гаргротом, и хвостовую часть, несущую горизонтальное и вертикальное оперение с рулями высоты и направления, а также органы управления. При этом поперечные сечения фюзеляжа на участке с гаргротом, плавно переходящего сверху в вертикальное оперение, выполнены в форме симметричных каплеобразных профилей большой толщины, сужающихся от нижней части профиля к его верхней части с убывающей в сторону вертикального оперения высотой профилей при возрастающей кривизне их нижней и верхней частей. Достигается повышение устойчивости и демпфирования самолета вплоть до сверхкритических углов атаки с целью недопущения непреднамеренного входа в штопор, облегчение вывода из штопора учебного самолета. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к авиации, а именно к самолетам, преимущественно винтомоторным монопланам, предназначенным для первоначальной подготовки летного состава и тренировки пилотов.

Самолеты предназначены для первоначальной подготовки летного состава и тренировки пилотов - то есть учебные и учебно-тренировочные самолеты должны иметь высокие маневренные и пилотажные характеристики, а также обладать повышенной устойчивостью на всех углах атаки, включая за критические. Вывод из штопора должен обеспечиваться стандартными или упрощенными методами, доступными, в том числе, пилотам первоначального уровня летной подготовки.

Уровень техники

Известен учебно-тренировочный моноплан «Як-54М» и его экспортная модификация «Як- 52» («Самолет «Як-54». Руководство по летной эксплуатации», М, изд. «Авма-медиа», 2005, Драч Д.К.), предназначенные для подготовки летчиков-спортсменов, обучения высшему пилотажу и участия в соревнованиях по самолетному спорту. Для вывода самолета из штопора пилот «Як-54М» и «Як- 52» должен обладать достаточно высокой летной квалификацией.

Из уровня техники известен учебно-тренировочный моноплан по патенту РФ на изобретение №2100251, МПК В64С 1/00, опубл. 27.12.1997, решающий задачу повышения безопасности пилотирования на режимах сваливания и штопора и повышения боковой устойчивости и управляемости. Поперечное сечение хвостовой части фюзеляжа по патенту РФ №2100251 выполнено в виде овала с большой осью в вертикальной плоскости и плавно переходит сверху в вертикальное оперение. Движителем самолета являются турбореактивные двигатели. Надежный вывод из штопора обеспечивается средствами автоматики.

Ближайшим аналогом патентуемого изобретения является учебно-тренировочный самолет первоначальной подготовки по патенту РФ на полезную модель №45361, МПК В64С 1/00, опубл. 10.05.2005. Самолет по патенту №45361 также, как и заявленный учебный самолет, содержит тянущий воздушно-винтовой движитель, шасси, механизированное крыло и фюзеляж, включающий кабину экипажа, снабженную фонарем, сопряженным с гаргротом, и хвостовую часть, несущую горизонтальное и вертикальное оперение с рулями соответственно высоты и направления, а также органы управления движителем, механизацией крыла и рулями горизонтального и вертикального оперения. Известный из патента №45361 самолет предназначен, в частности, для обучения выполнению штопора и выводу из него, однако известному патенту присущ существенный недостаток: устойчивость самолета на сверхкритических углах атаки недостаточна, а вывод из штопора на указанных углах атаки возможен только специальным методом пилотирования самолета в сочетании со специальной подготовкой пилота, что не соответствует требованиям к самолетам первоначального уровня обучения пилотов, которые должны обеспечивать возможность вывода из штопора стандартным методом.

Сущность изобретения

Целью предлагаемого изобретения является создание учебного самолета, в котором обеспечивается возможность вывода из штопора стандартным методом.

Стандартный метод вывода самолета из штопора заключается в отклонении руля направления против штопора, а затем (с некоторой задержкой, необходимой для того, чтобы созданное отклонением руля направления внутреннее скольжение успело уменьшить угловую скорость авторотации самолета) и руля высоты - также против штопора (вниз) (см. стр. 25 учебного пособия Ульяновского высшего авиационного училища гражданской авиации (институт) «Штопор самолета», Ульяновск 2004, Интернет http://venec.ulstu.ru/lib/disk/2014/Behtir_3.pdf).

Технический результат, достигаемый предлагаемым учебным самолетом, заключается в повышении устойчивости и демпфирования самолета вплоть до сверхкритических углов атаки.

Другим техническим результатом предлагаемого изобретения является предотвращение возможности непреднамеренного входа в штопор, а также облегчение вывода самолета из штопора.

Указанные технические результаты достигаются за счет того, что в учебном самолете, содержащем тянущий воздушно-винтовой движитель, шасси, механизированное крыло и фюзеляж, включающий кабину экипажа, снабженную фонарем, сопряженным с гаргротом, и хвостовую часть, несущую горизонтальное и вертикальное оперение с рулями соответственно высоты и направления, а также органы управления движителем, шасси, механизацией крыла и рулями высоты и направления, согласно изобретению поперечные сечения фюзеляжа на участке с гаргротом, плавно переходящего сверху в вертикальное оперение, выполнены в форме симметричных каплеобразных профилей большой толщины, сужающихся от нижней части профиля к его верхней части с убывающей в сторону вертикального оперения высотой профилей при возрастающей кривизне их нижней и верхней частей.

Для решения поставленной задачи оптимальным является отношение кривизны верхних и нижних участков поперечных сечений хвостовой части фюзеляжа, переходящей в верхней части фюзеляжа в вертикальное оперение, находящейся в диапазоне от 1 2,8 до 1 3,2 .

Краткое описание чертежей

В дальнейшем изобретение поясняется конкретными примерами его выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображены:

на фиг. 1 - вид сверху предлагаемого самолета;

на фиг. 2 - вид сбоку предлагаемого самолета;

на фиг. 3 - сечение «I» фиг. 2;

на фиг. 4 - сечение «II» фиг. 2;

на фиг. 5 - сечение «III» фиг. 2.

Осуществление изобретения

Заявленный учебный самолет содержит (см. фиг. 1) тянущий воздушно-винтовой движитель (1) и механизированное крыло (2). Крыло (2) механизировано элеронами (3), закрылками (4) и другими органами аэродинамического управления (не показаны).

Фюзеляж включает в себя кабину экипажа, снабженную фонарем (5). Фонарь (5) сопряжен с гаргротом (6). Хвостовая часть фюзеляжа несет горизонтальное (7) и вертикальное (8) оперение с рулями (9) высоты и рулем (10) направления.

Самолет содержит трехопорное шасси - переднее шасси (11) и основное шасси (12).

Органы управления (показаны) включают в себя органы управления движителем, шасси, механизацией крыла и рулями горизонтального и вертикального оперения.

Поперечные сечения фюзеляжа (фиг. 3, 4 и 5) на участке с гаргротом (6) плавно переходят сверху в вертикальное оперение (8). Поперечные сечения выполнены в форме симметричных каплеобразных профилей большой толщины. Профили сужаются от нижней части к верхней части. Высота профилей убывает в сторону вертикального оперения (8) при возрастающей кривизне их нижней и верхней частей. Оптимальное отношение кривизны верхней и нижней частей профиля, переходящего сверху в вертикальное оперение, находится в диапазоне от до что

подтверждается проведенными испытаниями (Российская Федерация, Министерство промышленности и энергетики, Федеральное агентство по промышленности, Федеральное государственное унитарное предприятие «Сибирский научно-исследовательский институт авиации имени С.А. Чаплыгина» (ФГУП «СибНИА им. С.А. Чаплыгина»), отчет о научно-исследовательской работе «Исследование эффективности механизации крыла модели самолета «Як- 52» в аэродинамической трубе Т-203», 2007. ЦАГИ, 2014: «Испытание модели на свободный штопор в аэродинамической трубе ЦАГИ Т-105»). По результатам испытаний получено существенное улучшение штопорных характеристик, и, как следствие, получено решение поставленной задачи повышения устойчивости и демпфирования самолета вплоть до сверхкритических углов атаки с целью недопущения непреднамеренного входа в штопор и облегчения вывода самолета из штопора за счет оптимального отношение кривизны верхней и нижней частей профиля фюзеляжа, переходящего в верхней части в вертикальное оперение. Получено оптимальное соотношение верхней и нижней частей указанного профиля фюзеляжа - кривизны - находящейся в диапазоне от до

В режиме штопора самолет вращается относительно осей X и Y. Чем меньше угловая скорость вращения относительно оси Y, тем технически благоприятнее возможность вывода самолета из штопора.

Эффективность демпфирования по угловой скорости вращения относительно оси Y при штопоре в значительной степени определяется эффективностью вертикального оперения. Эффективность вертикального оперения и, как следствие, штопорные характеристики самолета в значительной степени зависят от того, охвачена ли какая-то часть

вертикального оперения зоной отрыва потока с кромок горизонтального оперения и с верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа.

Если зоной отрыва потока охвачена значительная часть вертикального оперения, эффективность его резко снижается, демпфирование по угловой скорости вращения относительно оси Y отсутствует и угловая скорость вращения относительно оси Y существенно возрастает, вследствие чего вывод самолета из штопора становится проблематичным.

Придание поперечным сечениям фюзеляжа перед вертикальным оперением (8) формы, согласно настоящему описанию изобретения и фиг. 3, 4 и 5, уменьшает при штопоре (с углами атаки 50°÷70° и более) зону отрыва потока на верхней поверхности фюзеляжа перед вертикальным оперением (8). Соответственно, уменьшается затенение вертикального оперения (8), обеспечивается его эффективность с демпфированием по угловой скорости вращения самолета относительно оси Y и тем самым достигается решение поставленной задачи - повышение устойчивости самолета вплоть до сверхкритических углов атаки с недопущением непреднамеренного входа самолета в штопор и облегчения вывода из него.

1. Учебный самолет, содержащий тянущий воздушно-винтовой движитель, шасси, механизированное крыло и фюзеляж, включающий кабину экипажа, снабженную фонарем, сопряженным с гаргротом, и хвостовую часть, несущую горизонтальное и вертикальное оперение с рулями соответственно высоты и направления, а также органы управления движителем, механизацией крыла и рулями высоты и направления, отличающийся тем, что поперечные сечения фюзеляжа на участке с гаргротом, плавно переходящего сверху в вертикальное оперение, выполнены в форме симметричных каплеобразных профилей большой толщины, сужающихся от нижней части профиля к его верхней части с убывающей в сторону вертикального оперения высотой профилей при возрастающей кривизне их нижней и верхней частей.

2. Учебный самолет по п.1, отличающийся тем, что отношение кривизны верхних и нижних участков поперечных сечений хвостовой части фюзеляжа, переходящей в верхней части фюзеляжа в вертикальное оперение, находится в диапазоне от 1 2,8 до 1 3,2 .



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике и касается создания самолетов с системой антенн кругового обзора как палубного, так и наземного базирования для задач радиолокационного дозора и наведения (РЛДН), управления воздушным движением и морского патрулирования.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Многовинтовой беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки (МБЛА ВВ) содержит несущую круговую многолучевую раму, изготовленную из углепластика, полусферу, выполненную из непроницаемой оболочки, заполненной гелием, ниппель для заправки оболочки гелием, подъемно-маршевые электродвигатели, алюминиевые ребристые рубашки охлаждения подъемно-маршевых электродвигателей, датчик углов крена, лыжеобразное шасси.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов, предназначенных для противодействия авиационным средствам разведки.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в беспилотных летательных аппаратах (БПЛА). БПЛА содержит корпус с автономным источником плазмообразующей смеси газов, герметичный радиопрозрачный передний обтекатель с линиями с многоразовыми и электроуправляемыми устройствами перекрытия подачи плазмообразующей смеси газов в полость и сброса, систему управления с головкой самонаведения с радиолокационной антенной, источник электрической энергии высокого напряжения с пусковым устройством, электроды, устройство ограничения расхода газа в виде редуктора давления, электрические связи.

Изобретение относится к реактивным двигателям летательных аппаратов, преимущественно орбитальных и аэрокосмических аппаратов. Технический результат - повышение КПД, удельного импульса и ресурса работы лазерного ракетного двигателя.

Изобретение относится к авиации и предназначено для эвакуации людей, терпящих бедствие на оторвавшихся льдинах, в горах, безлюдной местности, на крышах высотных домов и т.п.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям роботизированных беспилотных летательных аппаратов (РБЛА) для мониторинга чрезвычайных ситуаций.

Изобретение относится к авиации и предназначено для эвакуации людей, терпящих бедствие на оторвавшихся льдинах, в горах, безлюдной местности, на крышах высотных домов и пр.

Изобретение относится к авиации и предназначено для эвакуации людей, терпящих бедствие на оторвавшихся льдинах, в горах, безлюдной местности, на крышах высотных домов и т.п.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям беспилотных и скоростных вертолетов. Многовинтовой преобразуемый беспилотный вертолет снабжен системой распределенной тяги разновеликих винтов по схеме Х2+4, имеющей два больших, два меньших несущих и два поворотных толкающих винта, расположенных на консолях Х-образного крыла и на конце удлиненных крыльевых гондол соответственно.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается изготовления силовой оболочки корпуса возвращаемого летательного аппарата. Ленточный препрег для изготовления теплозащитного покрытия силовой оболочки корпуса содержит скрепленные между собой куски растяжимой в тангенциальном направлении и пропитанной фенольным связующим ленты.

Изобретение относится к авиации и касается конструкции хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата (ЛА), имеющего модульный хвостовой обтекатель. Хвостовая часть фюзеляжа ЛА содержит хвостовой обтекатель, присоединяемый к остальной конструкции хвостовой части фюзеляжа посредством системы соединения.

Изобретение относится к конструкции из композитного материала (КМ) с отверстиями и касается крыла и фюзеляжа летательного аппарата (ЛА). Конструкция из КМ, который удлинен в продольном направлении крыла, содержит множество выполненных в нем отверстий и изготовлен из армированного волокнами пластика, и подвергается растягивающей нагрузке и/или сжимающей нагрузке в продольном направлении.

Изобретение относится к способу изготовления профилированных ферменных структур из волокнистого композиционного материала (КМ) и касается изготовления нервюр сверхлегких летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к композитным материалам для авиастроения и касается конструкции из пластика, армированного углеволокном (CFRP конструкция), и способа изготовления такой конструкции.

Изобретение относится к конструкции ЛА, в частности к конструкциям каркасов фюзеляжей вертолетов. Конструкция силового каркаса вертолета содержит в средней своей части кессон с ложементом крепления главного редуктора и продольными по высоте кессона профилированными элементами, кронштейны для узлов крепления шасси, опорный элемент для крепления двигателя, днище с продольными элементами, настилом пола кабины и наружной обшивкой, состыкованными с кессоном.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к узлу разделения отсеков летательного аппарата. Узел разделения отсеков летательного аппарата содержит основной отсек, отталкиваемый отсек, корпус, пиропатрон, болт, раздвигающийся фиксатор и поддерживающий его сдвигаемый поршень.

Изобретение относится к конструкции из композиционного материала (КМ) с выполненным в ней отверстием и касается крыла и фюзеляжа летательного аппарата (ЛА). Конструкция из КМ является нижней обшивкой основного крыла ЛА.

Изобретение относится к высоконагруженным элементам конструкций планера самолета, содержащим панели, выполненные из композиционных материалов. Панель из слоистых композиционных материалов содержит обшивку с гладкой, пологой геометрической формой наружной поверхности, скрепленную с силовыми наборами.

Изобретение относится к авиации и касается защитных панелей для модуля шасси летательного аппарата. Защитную панель устанавливают при помощи деформирующихся деталей на опоре, соединенной с конструкцией транспортного средства.

Изобретение относится к установке для обработки конструктивных элементов воздушного судна при помощи станции для обработки. Установка содержит позиционирующее устройство для установки и перемещения конструктивного элемента, манипулятор с инструментальным средством, погрузочно-разгрузочную зону, которая расположена на расстоянии от рабочей зоны, и транспортировочное устройство, выполненное с возможностью перемещения полностью конструктивного элемента, установленного на позиционирующем устройстве, между рабочей зоной и погрузочно-разгрузочной зоной. Установка также содержит погрузочное устройство, которое выполнено с возможностью перемещения элемента с позиционирующего устройства на разгрузочную площадку и с разгрузочной площадки на позиционирующее устройство. При этом разгрузочная площадка служит для окончательной или предварительной обработки конструктивного элемента. Позиционирующее устройство содержит две позиционирующие опоры, между которыми расположен держатель, представляющий собой зажимную раму, которая предназначена для приема конструктивного элемента. Достигается существенное сокращение времени простоя установки для обработки конструктивных элементов воздушного судна. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх