Планер летательного аппарата

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Планер летательного аппарата включает фюзеляж, крыло с элеронами, систему управления, горизонтальное и вертикальное оперение. Горизонтальное оперение установлено на фюзеляже, связано с системой управления и состоит из стабилизатора, включающего основную часть, связанную с системой управления в продольном канале, и корневые наплывы с входящими кромками, примыкающими к передней кромке стабилизатора и боковым поверхностям фюзеляжа. Предусмотрены средства продольной балансировки, включающие отклоняемую поверхность и приводной механизм. Корневые наплывы выполнены отклоняемыми относительно фюзеляжа и кинематически связаны с приводным механизмом средств продольной балансировки. Длина корневых наплывов составляет не менее 30% размаха основной части стабилизатора, размах корневых наплывов в зоне примыкания к основной части стабилизатора составляет не менее 25% размаха основной части стабилизатора. Приводной механизм средств продольной балансировки выполнен с самотормозящимся выходным звеном. Изобретение направлено на повышение безопасности полета при обучении пилотированию. 13 з.п. ф-лы, 20 ил.

 

Настоящее изобретение касается авиационной техники, а именно самолетов и планеров спортивного, прогулочного, учебно-тренировочного и иного назначения, преимущественно легкого и сверхлегкого класса, их масштабных моделей, а также беспилотных летательных аппаратов различного назначения. Изобретение относится к рубрикам B64C 5/02 и B64C 9/16 МПК.

Из уровня техники известно классическое горизонтальное оперение, используемое в статически сбалансированных самолетах и планерах нормальной аэродинамической схемы и содержащее жестко связанную с крылом при помощи фюзеляжа или хвостовой балки горизонтальную плоскость с относительным удлинением более 2, часть которой выполнена в виде отклоняемого руля высоты, при этом при всех штатных режимах полета обтекание горизонтального оперения является ламинарным.

Преимуществом данного решения является статическая устойчивость самолета в продольном канале, минимальное добавочное аэродинамическое сопротивление, а также хорошо изученное и предсказуемое для летчика поведение летательного аппарата во всех режимах полета.

Основным недостатком классического горизонтального оперения является его неспособность в ряде случаев воспрепятствовать выходу летательного аппарата на углы атаки, угрожающие потерей управления ЛА в поперечном канале, что особенно ярко проявляется при задних центровках, а также при сложном пространственном положении самолета. На практике неизбежный компромисс приводит либо к существенным потерям аэродинамического качества при использовании передних центровок, либо к высокой вероятности срыва в непреднамеренный штопор при «экономичной» задней центровке.

В первую очередь это происходит потому, что классически спроектированный стабилизатор в целях уменьшения Cx на крейсерских режимах полета имеет более тонкий аэродинамический профиль, чем крыло, и по этой причине Cy max стабилизатора при нейтральном положении руля высоты, как правило, соответствует углу атаки, при котором еще продолжается рост Су крыла, поэтому в случае наличия у самолета задней центровки при превышении критического угла атаки стабилизатора и при отсутствии своевременной реакции пилота (отдачи ручки управления от себя, повышающей Cy стабилизатора и создающей необходимый восстанавливающий момент) самолет или планер входит в сваливание из-за дальнейшего роста угла атаки крыла и потери управления в поперечном канале.

Наиболее заметно проблема нарушения обтекания тонких стабилизаторов проявляется на самолетах с толкающим воздушным винтом, силовая установка которых в норме обдувает горизонтальное оперение, и поэтому при отсутствии на нем достаточно ускоренного потока, например при отработке имитации отказа или при реальном отказе двигателя, нарушение управления в продольном канале происходит несколько раньше и резче, так как при работающей силовой установке струя винта прижимает пограничный слой к поверхности стабилизатора и уменьшает его фактический угол атаки.

Вторым недостатком классического горизонтального оперения, существенно снижающим удобство управления самолетом, является недостаточная динамическая устойчивость планера нормальной аэродинамической схемы, так как демпфирующий момент, создаваемый классическим горизонтальным оперением при малых углах отклонения от сбалансированного состояния, крайне незначителен. В результате система «крыло - стабилизатор» на малых углах отклонения от уравновешенного положения ведет себя как аэродинамический маятник. Динамическая неустойчивость является одной из причин, из-за которых базовым навыком в технике пилотирования самолета или планера является навык прогнозирования и опережающего парирования либо сознательного игнорирования колебаний по тангажу, поскольку при строго реактивном, а не прогностическом алгоритме действий пилота в большинстве случае начинается раскачка аппарата по тангажу с возрастающей амплитудой.

Известны также технические решения, направленные на улучшение несущей и стабилизирующей способностей аэродинамических поверхностей самолетов, как например, крыло с корневым наплывом, реализованное в самолете F/A-18E/F Super Hornet, содержащее корневой наплыв, имеющий сложную криволинейную форму с острыми кромками, расположенными под острым углом к набегающему потоку и примыкающее к корневому наплыву крыло с небольшой стреловидностью по передней кромке и прямой задней кромкой.

Основным достоинством данного крыла является смещение Cy max на углы атаки, при которых большая часть крыла находится в режиме срывного, а не ламинарного обтекания. Это достигается за счет генерирования острыми кромками корневого наплыва двух конических вихрей, нижние сектора которых создают зоны высокоскоростного обдува верхней поверхности крыла. Кроме того, согласно имеющейся визуализации обтекания крыла F-18 часть массы воздуха, заключенного в конических вихрях, расходится в виде вихревых жгутов вдоль верхней поверхности консолей крыла от центроплана к законцовкам, что дополнительно увеличивает Cy крыла.

Недостатком данной конструкции является низкая устойчивость самолета в продольном канале в определенном диапазоне углов атаки, так как по мере увеличения угла атаки крыла зоны создаваемого вихревыми жгутами разрежения активно перемещаются вдоль продольной оси планера, что приводит к смещению аэродинамического фокуса планера вперед и созданию дополнительного момента на кабрирование.

Известен также «Самолет интегральной аэродинамической компоновки», описание которого приводится в патенте RU 2440916 от 28 июля 2010 года, содержащий фюзеляж с наплывом, крыло, консоли которого плавно сопряжены с фюзеляжем, цельноповоротное горизонтальное оперение, цельноповоротное вертикальное оперение. Средняя часть фюзеляжа выполнена уплощенной и образована в продольном отношении набором аэродинамических профилей. Двигатели расположены в мотогондолах, разнесенных друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета по направлению полета. Наплыв включает управляемые поворотные части.

При этом наиболее интересной особенностью данного самолета в контексте настоящей заявки являются именно управляемые поворотные части наплыва фюзеляжа, точное функциональное назначение которых в открытых источниках не раскрывается, но можно предположить, что их основной задачей является как раз борьба со смещениями аэродинамического фокуса вдоль продольной оси планера при изменении угла атаки. При этом отклоняемые носки не дают существенного увеличения радиолокационной заметности, характерного для вспомогательного ПГО.

При этом особенности обтекания, характерные для корневых наплывов крыла современных высокотехнологичных истребителей, также свойственны оперенной лучной стреле, которая является частью уровня техники предложенного изобретения. Автору данной заявки в 90-х годах приходилось заниматься исследованием оптимальной формы оперения арбалетной стрелы, и в ходе которого было установлено, что практическая точность и кучность стрельбы, которые прямо пропорциональны создаваемым оперением стрелы восстанавливающим и демпфирующим моментам, уменьшается при попытках обеспечить ламинарное обтекание входящих кромок оперения стрелы и увеличивается при принятии мер, направленных на обеспечение вихревого обтекания.

Среди конструктивных решений, призванных устранить первый из указанных недостатков классического стабилизатора планера нормальной аэродинамической схемы, а именно раннее падение Cy по отношению к крылу, можно отметить «горизонтальное оперение самолета интегральной схемы», описание которого приводится в патенте RU 2349499 от 07.02.2007. Данное горизонтальное оперение содержит две кромки малого радиуса, выполненные на законцовках стабилизатора и расположенные с возможностью генерирования вихревых жгутов при косом обтекании воздушным потоком. Кроме того, суммарная площадь данного горизонтального оперения составляет не менее 25% площади основного крыла, кромки расположены на законцовках и отогнуты вниз, а на верхней поверхности законцовок выполнены конусообразные сужающиеся углубления глубиной 3-5% местной хорды законцовки.

Достоинством данного горизонтального оперения является доказанная при испытаниях в аэродинамической трубе возможность создания момента на пикирование, достаточного для компенсации тенденции к кабрированию планера интегральной схемы при превышении угла атаки, на котором происходит отрыв пограничного слоя на наплыве крыла.

Недостатком данного горизонтального оперения является невыгодное распределение подъемной силы по его размаху, поскольку зоны с максимальным перепадом давления находятся в районе законцовок стабилизатора.

Кроме того, при возникновении бокового скольжения нарушение вихревого обтекания одной из законцовок может создать большой момент крена в сочетании со скачкообразным уменьшением стабилизирующего момента на пикирование.

Кроме того, принятая асимметричная относительно горизонтальной плоскости форма законцовок делает их совершенно неэффективными при отрицательных углах атаки, то есть такое оперение не способно предотвратить клевок самолета при передней центровке и резкой отдаче органа управления от себя.

Известен также планер самолета «GlaStar», производства американской компании «Glasair Aviation», фотографии которого размещены в сети Интернет по адресу: https://en.wikipedia.org/wiki/Glasair GlaStar. При этом наиболее полно аэродинамические особенности данного самолета видны на фотографии, размещенной по адресу: https://en.wikipedia.org/wiki/Glasair GlaStar#/media/File:Stoddard-hamilton.qlastar.q-qery.arp.jpq Совокупность признаков планера данного самолета делает его ближайшим аналогом предложенного изобретения, поскольку его техническое решение направлено на одновременное преодоление обоих упомянутых недостатков классического горизонтального оперения, а именно раннего падения Cy на фоне роста Cy крыла и, в какой-то мере, невысокой динамической устойчивости статически сбалансированного планера.

Планер данного самолета включает в себя фюзеляж, крыло с элеронами, систему управления, горизонтальное и вертикальное оперение, при этом горизонтальное оперение установлено на фюзеляже, конструктивно связанным с системой управления и содержит стабилизатор, включающий в себя основную часть, конструктивно связанную с системой управления с возможностью управления в продольном канале, и корневые наплывы с входящими кромками, примыкающие к передней кромке стабилизатора и боковым поверхностям фюзеляжа, а также средства продольной балансировки, включающие в себя, по меньшей мере, одну отклоняемую поверхность и приводной механизм.

Недостатком данного планера является относительная неразвитость корневых наплывов стабилизатора, уменьшающая их эффективность и вероятность сохранения продольной устойчивости при ошибках пилотирования и сильных атмосферных возмущениях.

При этом одним из препятствий к установке более развитых и более эффективных наплывов стабилизатора является использование для продольной балансировки самолета классической триммерной пластины, установленной на задней кромке руля высоты, поскольку при более развитых корневых наплывах, момента тангажа, создаваемого затриммированным рулем высоты может не хватить для компенсации противоположного по знаку момента, создаваемого стабилизатором с корневым наплывом, находящимся в режиме косого обтекания, кроме того, создание хвостовым оперением двух противоположных по знаку моментов тангажа существенно увеличивает лобовое сопротивление.

При разработке предложенной конструкции планера летательного аппарата была поставлена основная задача повышения продольной устойчивости планера летательного аппарата за счет всемерного увеличения угла атаки, при котором достигается Cy max горизонтального оперения.

Второй задачей было улучшение динамической устойчивости планера летательного аппарата в продольном канале при различных скоростях и режимах полета за счет использования особенностей обтекания входящих кромок сверхбольшой стреловидности.

Третьей задачей было расширение допустимого диапазона центровок и снижение балансировочных потерь за счет повышения продольной устойчивости планера и улучшения демпфирования.

Четвертой задачей было обеспечение простоты и надежности предложенного технического решения за счет исключения необходимости применения для стабилизации полета дорогостоящей автоматики, что позволяет реализовать данное техническое решение на легких и сверхлегких летательных аппаратах.

Цель изобретения - упрощение техники пилотирования летательных аппаратов и повышение безопасности полетов.

Указанная цель достигается за счет того, что в известную конструкцию планера летательного аппарата, содержащую фюзеляж, крыло с элеронами, систему управления, горизонтальное и вертикальное оперение, при этом горизонтальное оперение установлено на фюзеляже, конструктивно связано с системой управления и состоит из стабилизатора, включающего в себя основную часть, конструктивно связанную с системой управления с возможностью управления в продольном канале и корневых наплывов с входящими кромками, примыкающих к передней кромке стабилизатора и боковым поверхностям фюзеляжа, а также средств продольной балансировки, включающих в себя, по меньшей мере, одну отклоняемую поверхность и приводной механизм, были включены новые конструктивные признаки: корневые наплывы выполнены отклоняемыми относительно фюзеляжа и кинематически связаны с приводным механизмом средств продольной балансировки, при этом длина корневых наплывов составляет не менее 30% размаха основной части стабилизатора, размах корневых наплывов в зоне примыкания к основной части стабилизатора составляет не менее 25% размаха основной части стабилизатора, а приводной механизм средств продольной балансировки выполнен с самотормозящимся выходным звеном.

Кроме того, корневые наплывы выполнены в виде отдельных аэродинамических элементов и шарнирно установлены на основной части стабилизатора, при этом основная часть стабилизатора выполнена цельноповоротной, шарнирно установлена на фюзеляже с возможностью управления в продольном канале и снабжена роговыми компенсаторами.

Кроме того, горизонтальное оперение содержит руль высоты, выполненный в виде, по меньшей мере, одной отклоняемой поверхности и шарнирно установленной на задней кромке основной части стабилизатора с возможностью управления в продольном канале, при этом основная часть стабилизатора неподвижно установлена на фюзеляже, а корневые наплывы выполнены в виде отдельных аэродинамических элементов и шарнирно установлены на основной части стабилизатора.

Кроме того, горизонтальное оперение содержит руль высоты, выполненный в виде отклоняемой поверхности и шарнирно установленный на задней кромке основной части стабилизатора с возможностью управления в продольном канале, при этом основная часть стабилизатора составляет одно целое с корневыми наплывами, шарнирно установлена на фюзеляже и кинематически связана с приводным механизмом.

Кроме того, руль высоты выполнен с двумя вырезами, наибольшая глубина которых находится в зоне точек примыкания корневых наплывов к основной части стабилизатора.

Кроме того, руль высоты выполнен в виде трех секций, установленных на задней кромке основной части стабилизатора, при этом промежутки между секциями находятся в зоне точек примыкания корневых наплывов к основной части стабилизатора

Кроме того, корневые наплывы выполнены с направляющими в передней части, приводной механизм содержит основание, штоки, кривошипы, вал с зубчатым сектором и червяк, кривошипы установлены на валу, червяк и вал установлены на основании, при этом зубчатый сектор находится в зацеплении с червяком, червяк конструктивно связан с системой управления, а штоки шарнирно установлены на кривошипах и входят в направляющие корневых наплывов.

Кроме того, угол стреловидности входящих кромок корневых наплывов увеличивается в направлении от передней части корневого наплыва к месту сопряжения корневого наплыва с основной частью стабилизатора.

Кроме того, входящие кромки корневых наплывов выполнены в виде плоских граней.

Кроме того, корневые наплывы в поперечном сечении имеют двояковогнутый профиль.

Кроме того, корневые наплывы в поперечном сечении имеют двояковогнутый профиль вблизи входящих кромок, переходящий в двояковыпуклый вблизи сопряжения корневых наплывов с фюзеляжем.

Кроме того, крыло содержит элероны щелевого типа, установленные на задней кромке крыла, при этом стык крыла и щелевого элерона образует профилированную щель.

Кроме того, крыло содержит элероны подвесного типа, оснащенные средствами весовой компенсации и установленные на кронштейнах под задней кромкой крыла.

Кроме того, крыло содержит элероны плавающего типа и кинематическую развязку, при этом плавающие элероны снабжены средствами весовой компенсации, установлены на задней кромке крыла с возможностью отклонения в противофазе при сумме шарнирных моментов, близкой к нулю, и связаны с системой управления через кинематическую развязку.

Благодаря введенным в конструкцию горизонтального оперения конструктивным признакам, повышается безопасность полетов и упрощается обучение пилотированию летательных аппаратов.

Предложенное изобретение иллюстрируется чертежами, на которых обозначено:

на Фиг. 1 - вид сверху самолета по пп. 1, 3, 5, 14 Формулы;

на Фиг. 2 - вид сбоку самолета по пп. 1, 3 Формулы;

на Фиг. 3 - принципиальная схема горизонтального оперения по п. 2 Формулы;

на Фиг. 4 - принципиальная схема горизонтального оперения по п. 3 Формулы;

на Фиг. 5 - принципиальная схема горизонтального оперения по п. 4 Формулы;

на Фиг. 6 - схема обтекания плоской грани корневого наплыва по п. 9 Формулы при отсутствии скоса потока;

на Фиг. 7 - схема обтекания плоской грани корневого наплыва по п. 9 Формулы при наличии скоса потока;

на Фиг. 8 - вариант профиля корневых наплывов по п. 10 Формулы;

на Фиг. 9 - вариант профиля корневых наплывов по п. 11 Формулы;

на Фиг. 10 - кинематическая схема привода отклоняемых корневых наплывов с самотормозящимся выходным звеном по п. 7 Формулы;

на Фиг. 11 - вид сверху горизонтального оперения по п. 5 Формулы;

на Фиг. 12 - вид сверху горизонтального оперения по п. 6 Формулы;

на Фиг. 13 - поперечное сечение крыла с щелевым элероном по п. 12 Формулы;

на Фиг. 14 - поперечное сечение крыла с подвесным элероном-закрылком по п. 13 Формулы;

на Фиг. 15 - поперечное сечение крыла с плавающим элероном по п. 14 Формулы;

на Фиг. 16 - кинематическая схема системы управления с плавающими элеронами по п. 14 Формулы;

на Фиг. 17 - кривые Cy крыла и классического горизонтального оперения при сбалансированном по потоку положении руля высоты;

на Фиг. 18 - балансировочная кривая классического планера при положительных углах атаки;

на Фиг. 19 - кривые Cy крыла и горизонтального оперения с корневыми наплывами при сбалансированном по потоку положении руля высоты;

на Фиг. 20 - балансировочная кривая предложенного планера при положительных углах атаки.

Устройство, согласно изобретению, рассматривается применительно к конструкции легкомоторного самолета, изображенного на Фиг. 1 и 2 и содержащего фюзеляж (1), крыло (2) с подкосами (3) и законцовками (4), силовую установку (5), шасси (6) и вертикальное оперение (7). Горизонтальное оперение при этом содержит стабилизатор, включающий с себя основную часть (8) и корневые наплывы (9) с входящими кромками (10).

Корневые наплывы (9) стабилизатора могут быть использованы для продольной балансировки самолета тремя различными способами, основные конструктивные признаки которых изложены во втором, третьем и четвертом пунктах Формулы соответственно.

В первом случае (см. Фиг. 3) корневые наплывы (9) выполнены в виде отдельных аэродинамических элементов и шарнирно установлены на основной части стабилизатора (8), при этом основная часть стабилизатора (8) выполнена цельноповоротной, шарнирно установлена на фюзеляже (1) с возможностью управления в продольном канале и снабжена роговыми компенсаторами (11).

Во втором варианте исполнения, изображенном на Фиг. 4, горизонтальное оперение содержит руль высоты (12), выполненный в виде, по меньшей мере, одной отклоняемой поверхности и шарнирно установленной на задней кромке основной части стабилизатора (8) с возможностью управления летательным аппаратом в продольном канале, при этом основная часть стабилизатора неподвижно установлена на фюзеляже (1), а корневые наплывы (9) выполнены в виде отдельных аэродинамических элементов и шарнирно установлены на основной части стабилизатора (8).

При третьем варианте исполнения, изображенном на Фиг. 5, руль высоты (12), выполненный в виде отклоняемой поверхности и шарнирно установлен на задней кромке основной части стабилизатора (8) с возможностью управления летательным аппаратом в продольном канале, при этом основная часть стабилизатора (8) составляет одно целое с корневыми наплывами (9), шарнирно установлена на фюзеляже (1) и кинематически связана с приводным механизмом.

Кроме того, руль высоты (12) выполнен с двумя вырезами (13), наибольшая глубина которых находится в зоне точек примыкания корневых наплывов (9) к основной части стабилизатора (8) (см. Фиг. 11).

Кроме того, руль высоты (12) выполнен в виде трех секций (14), установленных на задней кромке основной части стабилизатора (8), при этом промежутки между секциями находятся в зоне точек примыкания корневых наплывов (9) к основной части стабилизатора (8) (см. Фиг. 11).

Кроме того, корневые наплывы (9) выполнены с направляющими (15) в передней части, приводной механизм содержит основание (16), штоки (17), кривошипы (18), вал (19) с зубчатым сектором (20) и червяк (21), при этом кривошипы (18) установлены на валу (19), червяк (21) и вал (19) установлены на основании (16), при этом зубчатый сектор (20) находится в зацеплении с червяком (21), червяк (21) конструктивно связан со шкивом (22), на который запасованы тросы (23), заведенные на колесо (24), установленное в кабине пилота, а штоки (17) шарнирно установлены на кривошипах (18) и входят в направляющие (15) корневых наплывов (9) (см. Фиг. 10).

Кроме того, угол стреловидности входящих кромок (10) корневых наплывов (9) может увеличиваться в направлении от передней части корневого наплыва (9) к месту сопряжения корневого наплыва (9) с основной частью стабилизатора (8) (см. Фиг. 3).

Кроме того, входящие кромки (10) корневых наплывов (9) могут быть выполнены в виде плоских граней (25) (см. Фиг. 6-9).

Кроме того, корневые наплывы (9) в поперечном сечении имеют двояковогнутый профиль (см. Фиг. 8).

Кроме того, корневые наплывы (9) в поперечном сечении имеют двояковогнутый профиль вблизи входящих кромок (10), переходящий в двояковыпуклый вблизи сопряжения корневых наплывов (9) с фюзеляжем (1) (см. Фиг. 9).

Кроме того, крыло содержит щелевые элероны (26), установленные на задней кромке крыла, при этом стык крыла и щелевого элерона (26) образует профилированную щель (см. Фиг. 13).

Кроме того, крыло содержит подвесные элероны (27), оснащенные средствами весовой компенсации (28) и установленные на кронштейнах (29) под задней кромкой крыла (2) (см. Фиг. 14).

Кроме того, крыло содержит плавающие элероны (30) и кинематическую развязку, включающую в себя орган управления (31), коромысло (32), кривошип (33) и тяги (34) при этом плавающие элероны (31) снабжены средствами весовой компенсации (28), установлены на задней кромке крыла (2) с возможностью отклонения в противофазе при сумме шарнирных моментов, близкой к нулю, и связаны с системой управления через кинематическую развязку (см. Фиг. 15 и 16).

Кроме того, на Фиг. 17 и 18 приводятся кривые Cy усредненного крыла (35) и классического стабилизатора с тонким профилем (36), а также классическая балансировочная кривая при крайней задней центровке, а на Фиг. 19 изображены кривые Cy усредненного крыла (35) и стабилизатора с корневыми наплывами (37), при этом потеря управления в поперечном канале происходит правее прямых (38), (39), (40) и (41), относящихся к стандартным, щелевым, подвесным и плавающим элеронам соответственно.

Кроме того, на Фиг. 17 и 19 изображена также прямая (42), соответствующая нулевому значению Mz.

На Фиг. 20 изображена балансировочная кривая для предложенного планера также при крайней задней центровке.

Горизонтальное оперение в варианте реализации по П. 3 Формулы, рассматриваемое применительно к легкомоторному самолету, функционирует следующим образом.

Перед взлетом пилот, исходя из загрузки, центровки и погодных условий, устанавливает корневые наплывы (9) стабилизатора в необходимое для взлета положение при помощи вращения колеса (24), связанного с блоком (22) при помощи тросов (23), при этом вращение червяка (21), жестко связанного со шкивом (22), приводит в движение зубчатый сектор (20) и кривошипы (18), установленные на валу (19), а связанные с кривошипами (18) штоки (17), установленные в направляющих (15), поворачивают на требуемый угол корневые наплывы (9), навешенные на передней кромке основной части стабилизатора (8) (см. Фиг. 10).

При взлете правильная установка корневых наплывов (9) обеспечивает отрыв самолета от земли без необходимости приложения к рулю высоты (12) значительных управляющих моментов.

В горизонтальном полете пилот переводит корневые наплывы (9) стабилизатора в полетное положение, при котором входящие кромки (10) корневых наплывов (9) оказываются в положении, максимально близком к положению по потоку, что обеспечивает высокий уровень демпфирования короткопериодических колебаний самолета в продольном канале, поскольку стабилизирующий момент хвостового оперения обеспечивается смещением вихревого жгута на теневую сторону входящей кромки (10), что немедленно создает значительный перепад давления между плоскостями корневого наплыва даже при минимальных отклонениях входящей кромки (10) корневого наплыва (9) от положения по потоку (см. Фиг. 7). Улучшение демпфирования в продольном канале имеет значение также для беспилотных летательных аппаратов, поскольку обеспечивается лучшая стабильность картинки, передаваемой установленными на БПЛА камерами.

На посадке пилот при помощи описанного выше приводного механизма отклоняет корневые наплывы (9) вниз от полетного положения, что обеспечивает продольную балансировку самолета на посадочных углах атаки и одновременно уменьшает стабилизующий момент на пикирование, создаваемый горизонтальным оперением, что важно для успешного выравнивания и выдерживания самолета перед приземлением.

Работа вариантов реализации хвостового оперения, выполненного согласно пп. 2 и 4 Формулы, незначительно отличается от описанной выше.

Так, например, при использовании для управления в продольном канале цельноповоротной основной части стабилизатора (8) возникает возможность упрощения и облегчения конструкции хвостового оперения, что может быть удобно при его использовании на сверхлегких самолетах или планерах (см. Фиг. 3). При этом наличие роговых компенсаторов (11) позволяет уменьшить шарнирный момент руля высоты (12) и облегчить управление самолетом, а если роговые компенсаторы (11) находятся напротив зон образования конических вихрей, то одновременно снижается также эффект падения шарнирного момента из-за «подсоса» отклоняемой поверхности индуцированным вихрем.

В случае объединения корневых наплывов (9) и основной части стабилизатора (8) в одно целое (см. Фиг. 5) улучшается обтекаемость зоны перехода одного элемента к другому и появляется возможность дополнительного повышения несущей способности горизонтального оперения на больших углах атаки, а также приближения положения корневых наплывов (9) к нулевому углу атаки при различных вариантах центровки самолета, что полезно с точки зрения качества динамической стабилизации и снижения паразитного сопротивления.

Эффективность динамической стабилизации может также быть усилена за счет выполнения входящих кромок (10) корневых наплывов (9) в виде плоских граней (25), так как в этом случае при расположении корневого наплыва строго по потоку завихрения симметрично сходят на плоскости корневого наплыва (9) с обеих сторон плоской грани (25) и перепад давления отсутствует, а в случае, если появляется хотя бы незначительный скос потока, набегающего на плоскую грань (25), завихрения на стороне давления мгновенно гаснут, а вихрь на стороне разряжения, напротив, существенно усиливается, что создает перепад давления и восстанавливающий момент.

Дополнительно эффективность динамической стабилизации можно повысить, придав корневому наплыву (9) двояковогнутый профиль поперечного сечения (см. Фиг. 8), поскольку наличие углубления вблизи входящей кромки (10) улучшает условия прилегания вихревого жгута к поверхности корневого наплыва (9) и увеличивает пятно зоны разрежения.

При достаточно развитых корневых наплывах (9) возможно придание части профиля поперечного сечения корневого наплыва (9), примыкающего к фюзеляжу (1), двояковыпуклой формы, что позволяет отделить зону прилегания вихря от потока, обтекающего фюзеляж (1) (см. Фиг. 9).

Кроме того, постепенное увеличение стреловидности входящих кромок (10) позволяет обеспечить высокую скорость нарастания стабилизирующих моментов, вызванных образованием вихрей, что делает поведение самолета более спокойным и предсказуемым (см. Фиг. 3). Это происходит потому, что процесс вихреобразования начинается от зоны наибольшей стреловидности, которая в данном случае оказывается расположенной на наибольшем от центра масс планера плече, что увеличивает стабилизирующий момент при малых углах скоса потока на корневых наплывах (9).

При этом при выполнении штатных маневров в вертикальной плоскости отличия от поведения классической конструкции невелики и сводятся к субъективному ощущению большей устойчивости полета, вызванному демпфирующими моментами корневых наплывов (9), возникающих даже при незначительных колебаниях по тангажу, при этом реакция самолета при отклонении руля высоты (12) от нейтрального положения более спокойная и плавная, чем при классическом горизонтальном оперении.

При возникновении в полете нештатной ситуации или при выполнении маневра, связанного с выходом самолета на большие положительные углы атаки, достаточно развитые корневые наплывы (9) за счет образования крупных вихревых жгутов на верхней поверхности основной части стабилизатора (8) и корневых наплывов (9) обеспечивают устойчивый рост Су стабилизатора на углах атаки, при которых Cy крыла (2) достигает своего пика и начинает падать. Этот эффект перекрещивания направления кривых Cy можно условно назвать «ножницами». В результате попадания планера в зону «ножниц» происходит активное смещение назад его аэродинамического фокуса, что позволяет сохранить продольную устойчивость и не сорваться в штопор даже при крайних задних центровках. В сущности эффект «ножниц» можно охарактеризовать как продольную сверхустойчивость конструкции (см. Фиг. 19).

Эффект продольной сверхустойчивости дает существенные преимущества сам по себе, однако максимальный технических результат в плане безопасности полетов и простоты пилотирования может иметь место только случае, когда в зоне «ножниц» кривой Cy усредненного крыла (35) и кривой Cy предложенного стабилизатора с корневыми наплывами (37) сохраняется эффективность управления самолета в поперечном канале, и чем больший запас по допустимому углу атаки обеспечивает система управления, тем лучше. Наименьший запас дают классические элероны, зона работоспособности которых ограничена прямой (38), изображенной на Фиг. 17, которая также изображает кривые Cy усредненного крыла (35) и классического стабилизатора с тонким профилем (36) и служит для иллюстрации причин ограниченной устойчивости и управляемости планера классического типа на больших углах атаки.

Среди типов элеронов, пригодных для достижения данного эффекта, можно использовать щелевые элероны (26), подвесные элероны (27) и плавающие элероны (31), при этом запас угла атаки по сохранению поперечного управления возрастает в порядке упоминания типов элеронов, на Фиг. 18 эти виды элеронов обозначены прямыми (39), (40) и (41) соответственно. С точки зрения автора, наибольший эффект могут дать плавающие элероны (31), включенные в систему управления через кинематическую развязку, содержащую коромысло (32), кривошип (33) и тяги (34) и позволяющую плавающим элеронам (31) отклоняться в противофазе при сумме шарнирных моментов, близкой к нулю.

Таким образом, из фигуры 18 очевидно, что если параллельно с увеличением несущей способности стабилизатора на больших углах атаки принять все возможные меры, направленные на максимальное сохранение поперечной управляемости, то просматривается перспектива создания планера или самолета, крайне устойчивого к сваливанию и входу в штопор в широком диапазоне и центровок, высот и скоростей полета.

Предварительным доказательством повышения продольной устойчивости и величины демпфирующих моментов стали эксперименты на масштабных моделях, показавшие при достаточной оптимизации процесса обтекания входящих кромок (10) корневых наплывов (9) возможен устойчивый полет радиоуправляемой модели при центровках порядка 45% САХ в условиях умеренной турбулентности без использования активных систем динамической стабилизации. Естественно, что в данном случае отсутствие потерь подъемной силы на балансировку улучшает аэродинамическое качество, хотя продольная устойчивость в любом случае снижается пропорционально сдвигу центровки назад.

Важно отметить, что в силу симметричности расположения корневых наплывов (9) относительно горизонтальной плоскости планера эффект сверхустойчивости наблюдается и в перевернутом полете, а также при полной отдаче ручки управления от себя при передней центровке, что может быть полезно для пилотажных самолетов и планеров.

Кроме того, при использовании на самолете одномоторной силовой установки с тянущим винтом достаточно развитые корневые наплывы (9) уменьшают реактивный момент воздушного винта, поскольку при взаимодействии с обтекающей фюзеляж закрученной струей винта на корневых наплывах (9) неизбежно возникает момент крена, противоположный по знаку реактивному моменту винта. Этот эффект также был выявлен при испытаниях масштабных радиоуправляемых моделей.

Кроме того, в случае выявления негативного влияния на управляемость эффекта падения шарнирного момента руля высоты (12) из-за разрежения, создаваемого на верхней поверхности руля высоты (12) коническими вихрями, индуцированными корневыми наплывами (9) стабилизатора, возможно местное уменьшение хорды руля высоты (12) в зоне прилегания вихревых жгутов. Конструктивно местное уменьшение хорды руля высоты (12) возможно за счет выполнения руля высоты (12) с вырезами (13) (см. Фиг. 11).

Возможно также секционирование руля высоты (12) на три секции (14), при этом отклоняемые поверхности, используемые для управления по тангажу, выводятся из зон расположения вихревых жгутов (см. Фиг. 12).

Таким образом, благодаря введению в известную конструкцию планера летательного аппарата новых конструктивных признаков достигается технический результат в виде повышения безопасности и упрощения пилотирования летательного аппарата.

1. Планер летательного аппарата, содержащий фюзеляж, крыло с элеронами, систему управления, горизонтальное и вертикальное оперение, при этом горизонтальное оперение установлено на фюзеляже, конструктивно связано с системой управления и состоит из стабилизатора, включающего в себя основную часть, конструктивно связанную с системой управления с возможностью управления в продольном канале, и корневых наплывов с входящими кромками, примыкающих к передней кромке стабилизатора и боковым поверхностям фюзеляжа, а также средств продольной балансировки, включающих в себя, по меньшей мере, одну отклоняемую поверхность и приводной механизм, отличающийся тем, что корневые наплывы выполнены отклоняемыми относительно фюзеляжа и кинематически связаны с приводным механизмом средств продольной балансировки, при этом длина корневых наплывов составляет не менее 30% размаха основной части стабилизатора, размах корневых наплывов в зоне примыкания к основной части стабилизатора составляет не менее 25% размаха основной части стабилизатора, а приводной механизм средств продольной балансировки выполнен с самотормозящимся выходным звеном.

2. Планер летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что корневые наплывы шарнирно установлены на основной части стабилизатора, при этом основная часть стабилизатора выполнена цельноповоротной, шарнирно установлена на фюзеляже с возможностью управления в продольном канале и снабжена роговыми компенсаторами.

3. Планер летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что содержит руль высоты, выполненный в виде, по меньшей мере, одной отклоняемой поверхности и шарнирно установленной на задней кромке основной части стабилизатора с возможностью управления в продольном канале, при этом основная часть стабилизатора неподвижно установлена на фюзеляже, а корневые наплывы шарнирно установлены на основной части стабилизатора.

4. Планер летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что содержит руль высоты, выполненный в виде отклоняемой поверхности и шарнирно установленный на задней кромке основной части стабилизатора с возможностью управления в продольном канале, при этом основная часть стабилизатора жестко соединена с корневыми наплывами, шарнирно установлена на фюзеляже и кинематически связана с приводным механизмом.

5. Планер летательного аппарата по п. 3 или 4, отличающийся тем, что руль высоты выполнен с двумя вырезами, наибольшая глубина которых находится в зоне точек примыкания корневых наплывов к основной части стабилизатора.

6. Планер летательного аппарата по п. 3 или 4, отличающийся тем, что руль высоты выполнен в виде трех секций, установленных на задней кромке основной части стабилизатора, при этом промежутки между секциями находятся в зоне точек примыкания корневых наплывов к основной части стабилизатора.

7. Планер летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что корневые наплывы выполнены с направляющими в передней части, приводной механизм содержит основание, штоки, кривошипы, вал с зубчатым сектором и червяк, кривошипы установлены на валу, червяк и вал установлены на основании, при этом зубчатый сектор находится в зацеплении с червяком, червяк конструктивно связан с системой управления, а штоки шарнирно установлены на кривошипах и входят в направляющие корневых наплывов.

8. Планер летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что угол стреловидности входящих кромок корневых наплывов увеличивается в направлении от передней части корневого наплыва к месту сопряжения корневого наплыва с основной частью стабилизатора.

9. Планер летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что входящие кромки корневых наплывов выполнены в виде плоских граней.

10. Планер летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что корневые наплывы в поперечном сечении имеют двояковогнутый профиль.

11. Планер летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что корневые наплывы в поперечном сечении имеют двояковогнутый профиль вблизи входящих кромок, переходящий в двояковыпуклый вблизи сопряжения корневых наплывов с фюзеляжем.

12. Планер летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что крыло содержит щелевые элероны, установленные на задней кромке крыла, при этом стык крыла и щелевого элерона образует профилированную щель.

13. Планер летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что крыло содержит подвесные элероны, оснащенные средствами весовой компенсации и установленные на кронштейнах под задней кромкой крыла.

14. Планер летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что крыло содержит плавающие элероны и кинематическую развязку, при этом плавающие элероны снабжены средствами весовой компенсации, установлены на задней кромке крыла с возможностью отклонения в противофазе при сумме шарнирных моментов, равной нулю, и связаны с системой управления через кинематическую развязку.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к аэродинамической компоновке органов управления летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к тормозным устройствам летательных аппаратов. .

Автожир // 1779232
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для хвостового оперения автожира. .

Изобретение относится к авиационной технике. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата, такая как горизонтальный стабилизатор или вертикальный стабилизатор, содержит переднюю кромку (14).

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям летательных аппаратов. Раскладываемая аэродинамическая поверхность содержит соединенные корневую и раскладываемую части.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям элементов летательных аппаратов, подвергаемых воздействию потоками горячего газа. Обтекатель (10) законцовки горизонтального стабилизатора (3) летательного аппарата содержит переднюю часть (11) и заднюю часть (12).

Изобретение относится к авиации. Устройство для улучшения вывода самолета из штопора представляет наплыв горизонтального оперения, выполненный в форме двух несущих поверхностей, установленных симметрично относительно продольной плоскости симметрии самолета в хвостовой части фюзеляжа и пристыкованных к горизонтальному оперению вблизи его корневых хорд.

Поверхность (8) горизонтального стабилизатора летательного аппарата выполнена так, что угол стреловидности (40) поверхности (8) является углом, образованным проекцией базовой линии точек, расположенных на 25% местной хорды (19) поверхности (8) горизонтального стабилизатора на плоскость, перпендикулярную плоскости (21) симметрии летательного аппарата.

Изобретение относится к области пилотируемых летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с кабиной управления, закрепленное сверху на фюзеляже треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель, установленный с возвышением над крылом, сопряженный с двигателем эжектор и шасси.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж, треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель с эжектором, установленный с возвышением над крылом, и шасси.

Изобретение относится к арматуре, изготовленной из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата по отношению к хвостовому фюзеляжу.

Изобретение относится к заднему концу летательного аппарата и касается зоны приложения нагрузок горизонтального (ГХС) и вертикального (ВХС) хвостового стабилизаторов.

Изобретение относится к конструктивному сопряжению переднего фитинга стабилизатора летательного аппарата (ЛА). Передний узел крепления стабилизатора, сопрягаемый с работающим на растяжение соединением двух боковых кессонов стабилизатора, содержит передний фитинг, переднюю работающую на сдвиг панель, верхнюю работающую на сдвиг панель, нижнюю работающую на сдвиг панель и соединительную деталь в виде стойки для присоединения нервюры к лонжерону.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Планер летательного аппарата включает фюзеляж, крыло с элеронами, систему управления, горизонтальное и вертикальное оперение. Горизонтальное оперение установлено на фюзеляже, связано с системой управления и состоит из стабилизатора, включающего основную часть, связанную с системой управления в продольном канале, и корневые наплывы с входящими кромками, примыкающими к передней кромке стабилизатора и боковым поверхностям фюзеляжа. Предусмотрены средства продольной балансировки, включающие отклоняемую поверхность и приводной механизм. Корневые наплывы выполнены отклоняемыми относительно фюзеляжа и кинематически связаны с приводным механизмом средств продольной балансировки. Длина корневых наплывов составляет не менее 30 размаха основной части стабилизатора, размах корневых наплывов в зоне примыкания к основной части стабилизатора составляет не менее 25 размаха основной части стабилизатора. Приводной механизм средств продольной балансировки выполнен с самотормозящимся выходным звеном. Изобретение направлено на повышение безопасности полета при обучении пилотированию. 13 з.п. ф-лы, 20 ил.

Наверх