Самолет с адаптивным цельноповоротным стабилизатором

Изобретение относится к области аэродинамики маневренных самолетов. Адаптивный стабилизатор самолета установлен на продольной хвостовой балке, которая позволяет одновременно изменять в полете углы отклонения стабилизатора в двух взаимно перпендикулярных направлениях: относительно оси, перпендикулярной продольной оси самолета, и относительно оси, параллельной продольной оси самолета. Изобретение направлено на повышение путевой устойчивости и управляемости при маневрировании с увеличением углов атаки. 4 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области аэродинамики маневренных самолетов с цельноповоротным стабилизатором и может быть использовано в компоновках многорежимных сверхзвуковых самолетов, а также других сверхзвуковых ЛА, выполненных по нормальной аэродинамической схеме с близкорасположенным к задней кромке крыла стабилизатором.

В качестве прототипа приняты известные маневренные самолеты, выполненные по нормальной аэродинамической схеме (АВИАЦИЯ. Энциклопедия. Научное издательство «Большая Российская энциклопедия». Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского. Москва 1994, стр. 77-79), с цельноповоротным стабилизатором (органом продольного и поперечного управления) на хвостовой части фюзеляжа, в непосредственной близости за крылом в его плоскости (например, F-22A, Т-50. Национальный аэрокосмический журнал. «ВЗЛЕТ». 3.2010, стр. 12-14, 17-28).

Характерными аэродинамическими особенностями самолетов с таким стабилизатором являются:

1. Значительное смещение аэродинамического фокуса самолета назад при переходе от дозвукового к сверхзвуковому полету, что приводит к увеличению балансировочного сопротивления, снижению аэродинамического качества и уменьшению дальности сверхзвукового полета.

2. Уменьшение эффективности стабилизатора и продольной устойчивости на взлетно-посадочных режимах при попадании стабилизатора в область заторможенного потока за отклоненной механизацией крыла (элевонов).

3. Снижение эффективности корневого элевона при управлении по тангажу и крену из-за возникновения на стабилизаторе приращений моментов противоположного знака, связанных с увеличением скосов потока при отклонении элевона.

4. Уменьшение эффективности вертикального оперения и путевой устойчивости самолета с увеличением углов атаки и скольжения (при боковом ветре) на взлетно-посадочных режимах.

5. Уменьшение эффективности вертикального оперения и путевой устойчивости самолета с увеличением скорости полета до сверхзвуковой, а при достаточно больших сверхзвуковых числах М и полная потеря путевой устойчивости самолета.

6. Уровень потребной путевой устойчивости на рассмотренных в пп. 4 и 5 режимах полета обычно обеспечивается за счет увеличения площади вертикального оперения или установкой подфюзеляжных гребней.

Таким образом, обеспечение путевой устойчивости является общей задачей аэродинамики сверхзвуковых ЛА.

Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения является разработка адаптивного цельноповоротного стабилизатора, применение которого позволит снизить потери аэродинамического качества на балансировку при сверхзвуковых скоростях полета, увеличить путевую устойчивость и управляемость самолета в диапазоне от малых дозвуковых до сверхзвуковых режимов полета и обеспечить адаптацию самолета к режимам полета в расширенном диапазоне углов атаки и скольжения.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в многорежимном сверхзвуковом маневренном самолете, выполненном по нормальной аэродинамической схеме, с цельноповоротным стабилизатором, стабилизатор самолета выполнен адаптивным и установлен на продольной хвостовой балке с возможностью одновременного изменения углов отклонения стабилизатора в двух взаимно-перпендикулярных направлениях:

а) по углу ϕ - относительно оси, перпендикулярной продольной оси самолета, и

б) по углу ψ - относительно оси, параллельной продольной оси самолета.

Известное техническое решение и предлагаемое изобретение поясняются чертежами.

На фиг. 1 приведена схема хвостовой части фюзеляжа самолета-прототипа.

На фиг. 2 - схема отклонения стабилизатора самолета-прототипа по углу ϕ.

На фиг. 3 - аэродинамическая схема предлагаемого самолета.

На фиг. 4а - схема отклонения адаптивного цельноповоротного стабилизатора предлагаемого самолета по углу ϕ.

На фиг. 4б - схема отклонения адаптивного цельноповоротного стабилизатора предлагаемого самолета по углу ψ.

Аэродинамическая схема хвостовой части фюзеляжа самолета-прототипа приведена на фиг. 1. Перед цельноповоротным стабилизатором 3 на консолях крыла 1 расположены элевоны 2, выполняющие функции взлетно-посадочной механизации и корневых элеронов. Консоли стабилизатора самолета-прототипа имеют одну степень свободы и могут отклоняться только относительно оси, перпендикулярной вертикальной плоскости симметрии самолета по углу ϕ. На виде сбоку показана схема отклонения стабилизатора на угол ϕ (фиг. 2).

На фиг. 3 приведена аэродинамическая схема предлагаемого самолета. Самолет содержит крыло, на его консолях расположены элевоны. 2 Адаптивный цельноповоротный стабилизатор 3 установлен на хвостовой балке 4, которая, кроме отклонения стабилизатора на угол ϕ, дает возможность отклонения стабилизатора относительно продольной оси на угол ψ. На виде сбоку фиг. 4а и сзади фиг. 4б показаны схемы изменения углов отклонения стабилизатора в двух направлениях: на угол ϕ и на угол ψ.

Способ управления адаптивным стабилизатором реализуется следующим образом: в зависимости от режима полета стабилизатор отклоняется на отрицательный угол ψ=0÷-60° (вниз от горизонтальной плоскости самолета). Как показали экспериментальные исследования, в этом диапазоне изменения углов ψ, эффективность стабилизатора в продольном канале (при отклонении по углу ϕ) несколько уменьшается за счет уменьшения площади горизонтальной проекции, но увеличивается за счет выхода стабилизатора из области скосов потока за крылом. При этом в целом эффективность стабилизатора незначительно уменьшается, но сохраняется практически постоянной в большем диапазоне углов атаки. Проекция отклоненного стабилизатора на вертикальную плоскость симметрии самолета увеличивает эффективную площадь вертикального оперения и, соответственно, путевую устойчивость самолета.

Таким образом, применение адаптивного цельноповоротного стабилизатора позволит:

1. Увеличить путевую устойчивость и расширить область полетов маневренных ЛА на взлетно-посадочных режимах (в том числе при боковом ветре), при маневрах на дозвуковых и сверхзвуковых числах М без увеличения площади вертикального оперения или установки подфюзеляжных гребней.

2. Уменьшить смещение аэродинамического фокуса и балансировочные потери, увеличить аэродинамическое качество и дальность полета при трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета.

3. Увеличить эффективность совместного отклонения корневых элевонов и цельноповоротного стабилизатора при создании управляющих моментов тангажа, крена и рысканья.

Многорежимный сверхзвуковой маневренный самолет, выполненный по нормальной аэродинамической схеме, с цельноповоротным стабилизатором, отличающийся тем, что стабилизатор самолета выполнен адаптивным и установлен на продольной хвостовой балке с возможностью одновременного изменения углов отклонения стабилизатора в двух взаимно-перпендикулярных направлениях:

а) по углу ϕ - относительно оси, перпендикулярной продольной оси самолета, и

б) по углу ψ - относительно оси, параллельной продольной оси самолета.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к летательным аппаратам схем «утка» и «нормальная». Летательный аппарат (ЛА), включает механизированное крыло и флюгерное горизонтальное оперение (ФГО), с которым связан серворуль.

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 авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Вертолет с асимметричным крылом содержит крыло с механизацией, включая выполненные полностью или частично поворотные плоскости.

Летательный аппарат имеет фюзеляж, шасси, крыло, выполненное с возможностью изменения угла его установки в продольной плоскости по отношению к фюзеляжу, средство для сокращения длины пробега при посадке, в качестве которого использовано вышеуказанное крыло, которое выполнено с возможностью его установки на больший, по абсолютной величине, угол, чем посадочный угол его установки.

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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата, имеющее профиль тонкого ромба, содержит головную и хвостовую части, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности.

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.

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

Изобретение относится к области аэродинамики маневренных самолетов. Адаптивный стабилизатор самолета установлен на продольной хвостовой балке, которая позволяет одновременно изменять в полете углы отклонения стабилизатора в двух взаимно перпендикулярных направлениях: относительно оси, перпендикулярной продольной оси самолета, и относительно оси, параллельной продольной оси самолета. Изобретение направлено на повышение путевой устойчивости и управляемости при маневрировании с увеличением углов атаки. 4 ил.

Наверх