Летательный аппарат с флюгерным горизонтальным оперением



Летательный аппарат с флюгерным горизонтальным оперением
Летательный аппарат с флюгерным горизонтальным оперением
Летательный аппарат с флюгерным горизонтальным оперением
Летательный аппарат с флюгерным горизонтальным оперением

 


Владельцы патента RU 2609620:

Краснов Юрий Константинович (RU)

Изобретение относится к летательным аппаратам схем «утка» и «нормальная». Летательный аппарат (ЛА), включает механизированное крыло и флюгерное горизонтальное оперение (ФГО), с которым связан серворуль. ФГО (1) с серворулем (3) шарнирно размещены на оси вращения. Производная по углу атаки ЛА коэффициента подъемной силы ФГО повышается от нуля до необходимой величины за счет того, что угол между базовыми плоскостями ФГО (1) и ЛА изменяется кратно изменению угла между базовыми плоскостями серворуля (3) и ЛА при изменении угла атаки ЛА механизмом из элементов (4, 5, 6, 7, 8, 9, 10). В «утке» угол порота ФГО меньше угла поворота серворуля, а в нормальной схеме - больше. В результате в обеих схемах фокус смещается назад. В нормальной схеме это позволяет увеличить нагрузку на стабилизатор - ФГО, а в «утке» - использовать современные средства механизации крыла при сохранении статической устойчивости. Изобретение направлено на уменьшение площади крыла за счет оптимизации загруженности горизонтального оперения. 3 ил.

 

Настоящее изобретение относится к авиационной технике, более конкретно - к аппаратам тяжелее воздуха и может быть использовано в конструкции самолетов любого назначения, выполненных по схемам «утка» и «нормальная.

Известен летательный аппарат (ЛА), включающий механизированное крыло и флюгерное горизонтальное оперение (ФГО), с которым связан по крайней мере один серворуль (1).

Известен другой летательный аппарат, включающий механизированное крыло и флюгерное горизонтальное оперение, с которым связан по крайней мере один серворуль (2).

Этот ЛА выполнен по схеме «утка». Его ФГО шарнирно размещено на фюзеляже по оси, ориентированной по размаху ФГО. Под действием серворулей ФГО устанавливается под определенным углом атаки к встречному потоку воздуха и создает таким образом подъемную силу. Угол атаки флюгерных поверхностей зависит только от устанавливаемого летчиком угла между базовой плоскостью ФГО и базовой плоскостью серворулей. И при неизменном положении серворулей относительно базовой плоскости ФГО этот угол атаки сохраняется при любом угле атаки ЛА. Соответственно, неизменной остается и подъемная сила ФГО. По существу, указанное ФГО в этом самолете выполняет роль несущей и рулевой поверхности, не влияющей на положение фокуса самолета.

Недостатком указанного ЛА является то обстоятельство, что ФГО на крейсерском режиме полета имеет весьма малую загруженость, составляющую около десятой части загруженности крыла. Весьма малая загруженность ФГО является следствием близости к нулю производной по углу атаки ЛА его коэффициента подъемной силы. Для краткости, в дальнейшем будем называть эту величину производной ФГО. По существу, в крейсерском режиме полета аэродинамическая схема такого самолета представляет из себя «бесхвостку», а ФГО служит для обеспечения возможности балансировки при выпуске механизации крыла. То есть на основном режиме эксплуатации самолета ФГО фактически не работает, но оно обладает определенным аэродинамическим сопротивлением, а это ухудшает эксплуатационные характеристики самолета. Кроме того, поскольку ФГО на крейсерском режиме полета несет ничтожную нагрузку, то практически вся нагрузка приходится на крыло, и потому оно должно иметь достаточно большую площадь.

В самолетах нормальной схемы стабилизатор также лишь весьма незначительно участвует в создании подъемной силы на крейсерском режиме полета, кроме того, при выпуске механизации он создает направленную вниз аэродинамическую силу, что приводит к увеличению площади крыла.

Таким образом, можно заключить, что современные ЛА имеют крыло слишком большой площади, а это увеличивает стоимость и ухудшает эксплуатационные характеристики самолета.

Задачей настоящего изобретения является создание такого летательного аппарата, который за счет увеличения загруженности ФГО на крейсерских режимах полета позволил бы существенно уменьшить площадь крыла и тем самым, улучшить эксплуатационные характеристики самолета.

Эта задача решается тем, что летательный аппарат, включающий механизированное крыло и флюгерное горизонтальное оперение, с которым связан по крайней мере один серворуль, снабжен агрегатом, который изменяет подъемную силу оперения при изменении угла атаки летательного аппарата таким образом, чтобы увеличить от нуля до необходимой величины производную по углу атаки летательного аппарата коэффициента подъемной силы оперения.

Это позволяет значительно уменьшить площадь крыла и тем самым, улучшить эксплуатационные характеристики самолета.

В дальнейшем патентуемое изобретение поясняется конкретными примерами его осуществления и прилагаемыми чертежами.

На фиг. 1 представлен вариант ФГО, выполненного согласно изобретению для ЛА схемы «утка».

На фиг. 2 представлен вариант ФГО, выполненного согласно изобретению для ЛА нормальной схемы.

На фиг. 3 представлен универсальный вариант ФГО.

Устройство «Летательный аппарат с флюгерным горизонтальным оперением» включает механизированное крыло и флюгерное горизонтальное оперение, с которым связан по крайней мере один серворуль; он снабжен агрегатом, который изменяет подъемную силу оперения при изменении угла атаки летательного аппарата таким образом, чтобы увеличить от нуля до необходимой величины производную по углу атаки летательного аппарата коэффициента подъемной силы оперения.

На фиг. 1 представлен вариант ФГО, выполненный согласно изобретению для ЛА схемы «утка». ФГО 1 шарнирно связано с не показанным на чертеже фюзеляжем по геометрической оси вращения ОО1, перпендикулярной плоскости симметрии ЛА. На этой же оси шарнирно размещена штанга 2 с жестко закрепленным на ней серворулем 3. ФГО 1 и серворуль 3 имеют возможность вращаться вокруг оси ОО1.

На некотором расстоянии от оси ОО1 с ФГО 1 связана тяга 4 посредством шарнира 5. В диаметрально расположенной области относительно оси ОО1 со штангой 2 связана тяга 6 посредством шарнира 7. Другие концы тяг 4 и 6 связаны с концами плеч двуплечной качалки 8 с помощью шарниров 9 и 10. Качалка 8 шарнирно размещена на фюзеляже (не показан) по оси ОО2, перпендикулярной его плоскости симметрии. Стрелкой 11 отмечено направление встречного потока воздуха.

Вне зависимости от угла тангажа самолета в результате суммарного действия аэродинамических сил на ФГО 1 и на серворуль 3, ФГО 1 самопроизвольно устанавливается под определенным углом атаки α к направлению встречного потока, отмеченного стрелкой 11. При этом на ФГО 1 возникает подъемная сила. Она компенсирует пикирующий момент не показанного на чертеже крыла. За счет подъемной силы, возникающей на ФГО 1, ЛА может быть сбалансирован при увеличенной за счет механизации подъемной силе крыла.

Если производная ФГО будет существенно отлична от нуля и положительна, то фокус ЛА по сравнению с прототипом (2) сместится вперед, соответственно сместится вперед и центр масс ЛА. При этом возникают условия для существенного увеличения крейсерской загруженности ФГО. Если крейсерские загруженности крыла и ФГО будут приблизительно равны, то площадь крыла может быть уменьшена на величину площади ФГО.

Для увеличения с нуля до необходимой величины производной ФГО служит агрегат, который в данном случае представлен механизмом, состоящим из элементов 4-10. С помощью этого механизма осуществляется поворот ФГО 1 не на весь угол δ отклонения серворуля 3 относительно ЛА при изменении направления встречного потока, а лишь на его пропорциональную часть. Если пропорция равна половине, то при действии восходящего потока, приводящего к увеличению угла атаки ЛА на 2 градуса, угол атаки ФГО по отношению к потоку увеличится всего на 1 градус. При этом по сравнению с жестко закрепленным передним горизонтальным оперением подъемная сила ФГО получит в два раза меньшее приращение. В два раза меньше по сравнению с жестко закрепленным будет и производная ФГО.

На фиг. 1 штриховыми линиями отмечено положение ФГО 1 и серворуля 3 после увеличения угла атаки ЛА на величину δ.

Изменение пропорции и, тем самым установление величины производной ФГО по углу атаки ЛА, легко осуществить выбором соответствующих расстояний шарнирных концов тяг 4 и 6 до оси ОО1 вращения ФГО 1 и оси ОО2 вращения качалки 8.

Если принять меры к тому, чтобы иметь возможность смещать ось ОО2 вращения качалки 8 вдоль нее и тем самым изменять соотношение правого и левого плеч качалки 8 в полете, то возможно изменять производную ФГО и, следовательно, положение фокуса ЛА во время полета. Того же эффекта можно достичь смещением вдоль штанги 2 шарнира 7, связывающего серворуль 3 с качалкой 8.

Для вывода ФГО 1 на большие углы атаки и для управления по тангажу служит муфта 12, посредством которой летчик изменяет длину тяги 6, связывающей серворуль 3 с качалкой 8. При этом изменяется угол между базовыми плоскостями ФГО 1 и серворуля 3, и ФГО 1 само ориентируется на измененный угол атаки, следовательно, изменяется и его подъемная сила.

Серворуль 3 не обязательно следует размещать на той же оси ОО1 вращения, что и ФГО 1. Он может быть размещен на отдельной оси вращения, не показанной на чертеже. И эта ось может быть весьма удалена от ФГО. Условием работоспособности ФГО является наличие связи серворуля с агрегатом (в данном случае - с качалкой 8), изменяющим подъемную силу оперения при изменении угла атаки летательного аппарата.

Величина производной ФГО должна выбираться в зависимости от параметров крыла и желательного положения центра масс конкретного ЛА. Анализ расчетов самолета классической «утки» показывает, что для достижения оптимальной загрузки горизонтального оперения, т.е. примерно равной загруженности крыла, необходимо снизить производную классического, а именно жестко связанного с фюзеляжем переднего горизонтального оперения, до уровня в 40-70 процентов.

Но, если это невозможно для классической «утки», то возможно увеличить производную ФГО от нуля до указанных величин. Для этого и служит настоящее изобретение.

При использовании изобретения на ЛА нормальной схемы целесообразно не уменьшать производную коэффициента подъемной силы стабилизатора по углу атаки ЛА, а наоборот - увеличивать ее. В этом случае фокус ЛА существенно смещается назад, вслед за ним мы можем переместить и центр масс. Расчеты показывают, что увеличив указанную производную в два раза, возможно сделать стабилизатор несущим и имеющим такую же крейсерскую нагрузку, как и крыло.

На фиг. 2 представлен вариант ФГО, выполненного согласно изобретению для ЛА нормальной схемы.

На некотором расстоянии от оси ОО1 с ФГО 1 связана тяга 4 посредством шарнира 5. В диаметрально расположенной области относительно оси ОО1 со штангой 2 связана тяга 6 посредством шарнира 7. Другие концы тяг 4 и 6 связаны с одноплечной качалкой 13 с помощью шарниров 9 и 10. Качалка 13 шарнирно размещена на фюзеляже (не показан) по оси ОО2, перпендикулярной его плоскости симметрии. Стрелкой 11 отмечено направление встречного потока воздуха.

Вне зависимости от угла тангажа самолета в результате суммарного действия аэродинамических сил на ФГО 1 и на серворуль 3, ФГО 1 самопроизвольно устанавливается под определенным углом атаки α к направлению встречного потока, отмеченного стрелкой 11. При этом на ФГО 1 возникает подъемная сила.

При изображенных расстояниях шарниров 5, 7, 9, 10 до осей ОО1 и ОО2 угол поворота ФГО 1 будет приблизительно равен углу поворота серворуля 3 и противоположен ему. Но изменение угла атаки ФГО в два раза превысит изменение угла серворуля. Соответственно в два раза возрастет приращение подъемной силы ФГО 1 и в два раза увеличится его производная по сравнению с жестко закрепленным стабилизатором. Изменением величин плеч шарниров 5, 7, 9, 10 можно установить увеличение производной ФГО 1 по сравнению со стабилизатором как менее, чем в два раза, так и более этого значения.

На фиг. 2 штриховыми линиями отмечено положение ФГО 1 и серворуля 3 после увеличения угла атаки ЛА на величину δ.

Управление по тангажу осуществляется изменением с помощью муфты 12 длины тяги 6, связывающей серворуль 3 с качалкой 13.

В результате фокус и центр масс ЛА существенно смещаются назад и стабилизатор, выполненный в виде ФГО можно существенно загрузить.

Поскольку часть нагрузки принял на себя стабилизатор - ФГО, площадь крыла может быть существенно уменьшена, что повышает эксплуатационные характеристики ЛА.

Кроме того, фокус по углу отклонения механизации оказывается впереди центра масс и возникший за счет ее выпуска дополнительный момент тангажа компенсируется положительной подъемной силой ФГО. Таким образом, потери на балансировку будут устранены и для нормальной схемы ЛА на всех этапах его полета. Поскольку ФГО повышает, а не снижает общую подъемную силу, то можно упразднить предкрылок крыла.

При переходе ЛА на сверхзвуковую скорость его фокус испытывает весьма существенное перемещение назад, что осложняет управление аппаратом и является большой проблемой. Поэтому желательно при переходе на сверхзвук принять меры к парированию смещения фокуса.

Настоящее изобретение весьма несложными средствами решает эту задачу. В схеме «утка» эта проблема решается существенным увеличением во время полета производной ФГО, а в нормальной схеме ее существенным снижением.

На фиг. 3 представлен вариант, который годится для обеих рассматриваемых схем ЛА. Здесь двуплечая качалка 14 выполнена таким образом, что шарнир 10 может перемещаться в широких пределах вдоль нее и весьма существенно менять величину своего плеча относительно оси ОО2, в том числе и менять знак этой величины. При этом создаются условия для изменения в полете производной ФГО по сравнению с жестко закрепленным оперением, от его долей до увеличения в несколько раз.

В ЛА, имеющих большую нагрузку, целесообразно выполнять связь серворуля с ФГО не непосредственно, а через бустерную систему, входящую, как составляющая часть, в агрегат, который изменяет угол поворота оперения по сравнению с углом поворота серворуля. В этом случае серворули воздействуют на управляющие клапаны гидросистемы, которая воспринимает на себя усилия, требуемые для поворота ФГО. Площадь серворулей минимизируется, а вместе с ней минимизируется и их аэродинамическое сопротивление.

На ФГО могут быть использованы средства для увеличения его подъемной силы, аналогичные современным крыльевым.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Евразийский патент №008818.

2. Патент РФ №2243131 С1. ПРОТОТИП.

Летательный аппарат, включающий механизированное крыло и флюгерное горизонтальное оперение, с которым связан по крайней мере один серворуль, отличающийся тем, что он снабжен агрегатом, который изменяет подъемную силу оперения при изменении угла атаки летательного аппарата таким образом, чтобы увеличить от нуля до необходимой величины производную по углу атаки летательного аппарата коэффициента подъемной силы оперения.



 

Похожие патенты:

Управление «утка» относится к авиации. Управление содержит цельноповоротное флюгерное переднее горизонтальное оперение (ПГО).

Изобретение относится к области авиации. Система повышения управляемости для летательного аппарата с переставным стабилизатором (2) включает средства (16) передачи движения отклонения, которые для каждого положения стабилизатора (2) по углу его установки устанавливают элемент (8) механизации стабилизатора в определенное положение по углу отклонения.

Изобретение относится к области авиационного оборудования и касается конструкции электроприводов управления рулевыми плоскостями летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к механизмам передачи движения и может быть применено для привода рулевой поверхности самолета. .

Изобретение относится к области аэродинамических схем летательных аппаратов /ЛА/ и может быть использовано при создании новых и модернизации существующих ЛА. .

Изобретение относится к области рулевых приводов управляемых аэродинамических поверхностей (аэродинамические рули, поворотный стабилизатор, поворотное крыло и т.д.) летательного аппарата (ЛА) и может быть использовано при создании новых и модернизации существующих ЛА.

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к конструкции летательных аппаратов, в частности к складывающимся аэродинамическим поверхностям (САП). .

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой конвертируемый самолет содержит планер, включающий переднее горизонтальное оперение, вертикальное оперение, переднее треугольное крыло типа чайка, заднее крыло с трапециевидными консолями, разгонно-маршевый реактивный двигатель и вспомогательные маршевые прямоточные воздушно-реактивные двигатели.

Изобретение относится к авиации. Сверхзвуковой самолет с тандемными крыльями имеет продольную компоновку триплана и содержит фюзеляж с плавным сопряжением наплывов дельтовидного в плане крыла (1), низкорасположенное заднее крыло (8) типа обратная “чайка”, переднее горизонтальное оперение (6), вертикальное оперение, выполненное совместно со стабилизатором (7), два турбореактивных двухконтурных двигателя, передние и задние части которых смонтированы соответственно под крылом типа чайка и по внешним их бортам с консолями стабилизатора и трехопорное шасси.

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой самолет с крыльями замкнутой конструкции (ССКЗК) имеет планер с передним горизонтальным оперением, два киля, низко расположенное переднее крыло, имеющее концевые крылышки, соединенные по дуге с концами высокорасположенного заднего крыла, корневые части которого соединены с концами отклоненных наружу килей, фюзеляж и турбореактивные двухконтурные двигатели (ТРДД).

Группа изобретений относится к авиационно-космической технике и может быть использована для осуществления полетов в атмосфере и космическом пространстве, при взлёте с Земли и возвращении на неё.

Изобретение относится к летательным аппаратам легкомоторной авиации. Мотопланер содержит фюзеляж, двигатель, несущее крыло и вспомогательное крыло, рычаги приводов в управлении крыльев, руля поворота, колеса, руля высоты.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Носовая часть летательного аппарата содержит кабину управления с вытянутой вперед головкой в форме конуса, снабженной поворотной на вертикальной оси деталью в виде клина, конец которой выполнен острым по направлению к набегающему потоку воздуха, имеет возможность отклонения влево и вправо на угол от 0о до 10о с помощью поворотного гидродвигателя/пневмодвигателя и совершения колебательных движений, приводящих к синусоидального вида траектории полета летательного аппарата.
Наверх