самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости

Формула изобретения

Самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости, содержащей фюзеляж прямоугольного сечения, крыло с двигателями, двухкилевое оперение, размещенное на двух балках, состоящее из килей и объединенного стабилизатора, соединяющего балки, трехстоечное шасси с носовым колесом, отличающийся тем, что он снабжен размещенной на конце балки поворотной относительно оси балки конструкцией, на которой установлены под прямым углом относительно оси балки вертикальное и горизонтальное оперения симметричной формы в плане и профиле, балки связаны с фюзеляжем посредством силовых элементов, установленных перед поворотной конструкцией, стабилизаторы выполнены раздельно и установлены с внешней стороны балки в плоскости крыла, верхние части килей и стабилизаторов снабжены устройствами для их взаимной фиксации, а поворот конструкции с установленными на ней горизонтальным и вертикальным оперениями производится на угол 90^o, при этом кили выполняют функции стабилизатора, а стабилизаторы функции киля и подфюзеляжного гребня.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к самолетостроению, а именно к конструктивным разработкам, улучшающим характеристики продольной устойчивости и управляемости самолета на больших и малых углах атаки.

Известен самолет, содержащий фюзеляж прямоугольного сечения, крыло с турбовинтовыми двигателями, двухкилевое оперение, размещенное на двух балках, состоящее из килей и объединенного цельного стабилизатора, соединяющего балки, трехстоечное шасси с носовым колесом (1).

Недостатком известного самолета является то, что на больших углах атаки происходит затенение вертикального оперения срывом потока с крыла и балок. Это приводит к уменьшению эффективной площади вертикального оперения и рулей направления и тем самым к ухудшению продольной устойчивости самолета.

Известен самолет фирмы НОРД АВИАСЬОН 2501 "НОРАТЛАС", содержащий фюзеляж прямоугольного сечения, крыло с установленными на нем двигателями, двухкилевой оперение, размещенное на двух балках, состоящее из килей, снабженных рулями направлениями, и объединенного стабилизатора, соединяющего балки, снабженного рулями, трехстоечное шасси с носовым колесом (2).

Недостатком известного самолета является то, что происходит (при данной компоновке) нарушение устойчивости по перегрузке, главным образом на больших углах атаки, связанной с затенением вертикального оперения от впереди расположенных частей самолета. При этом неустойчивость по перегрузке приводит к самопроизвольному увеличению угла атаки и тем самым к еще большему затенению эффективной рабочей площади киля и руля направления. Подобная тенденция создает предпосылки для непреднамеренной потери скорости, либо выхода самолета на недопустимо большую перегрузку. Попадание вертикального оперения в спутный след от впереди летящего самолета, например, при дозаправке топливом в полете, сопровождается появлением дополнительных сил и моментов, что вызывает возмущенное движение самолета. Спутный след наибольшую опасность представляет на малых скоростях полета, где рулевые поверхности имеют и без того малую эффективность, а полет происходит на больших углах атаки.

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является самолет фирмы ФЕРЧАЙЛД С-119 "ФЛАИНГ БОКСКАР", содержащий фюзеляж прямоугольного сечения, крыло с двигателями, двухкилевой оперение, размещенное на двух балках, состоящее из килей и объединенного стабилизатора, соединяющего балки, трехстоечное шасси с носовым колесом (3). Улучшение характеристик продольной устойчивости и управляемости достигается путем размещения вертикального оперения в струе от винтов, установкой на самолете двух килей, установкой подкорпусных аэродинамических гребней.

Недостатком самолета, выбранного в качестве прототипа, является то, что эффективность вертикального оперения понижается на больших углах атаки вследствие затенения его крылом и корпусом самолета, в частности хвостовыми балками. В полете со скольжением большая часть вертикального оперения попадает в тень (аэродинамическую) от балок и горизонтального оперения, расположенного ниже основания киля. При таком аэродинамическом затенении киля и особенно руля направления самолет обладает плохими характеристиками продольной устойчивости и управляемости, а также плохими штопорными характеристиками. Даже установка форкилей и аэродинамических гребней на законцовках балок не устраняет в полной мере вышеуказанных недостатков. Попадание вертикального оперения в спутный след от впереди летящего самолета вызывает появление дополнительных сил и моментов, что приводит к возмущенному движению самолета с самопроизвольным увеличением угла атаки. Такое явление наиболее опасно на малых скоростях полета, когда самолет летит на больших углах атаки и где рулевые поверхности имеют малую эффективность.

Целью изобретения является улучшение характеристик продольной устойчивости при больших и малых углах атаки.

Указанная цель достигается тем, что самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости, содержащий фюзеляж прямоугольного сечения, крыло с двигателями, двухкилевое оперение, размещенное на двух балках, состоящее из килей и объединенного стабилизатора, соединяющего балки, трехстоечное шасси с носовым колесом, снабжен размещенной на конце балки поворотной относительно оси балки конструкцией, на которой установлены под прямым углом относительно оси балки вертикальное и горизонтальное оперение, симметричной формы и профиля, балки связаны с фюзеляжем посредством силовых элементов, установленных перед поворотной конструкцией, стабилизаторы выполнены раздельными и установлены с внешней стороны балки в плоскости крыла, верхние части килей и стабилизаторов снабжены устройствами для их взаимной фиксации, а поворот конструкции с установленными на ней горизонтальным и вертикальным оперением производится на угол 90 ^o, при этом килы выполняют функции стабилизатора, а стабилизаторы функции киля и подфюзеляжного гребня.

Достижение поставленной цели действительно возможно, так как жесткость конструкции двухбалочного самолета с разнесенным хвостовым оперением достигается за счет связи балок с фюзеляжем посредством силовых элементов, а также путем взаимной фиксации элементов хвостового оперения при его повороте во внутрь конструкции, образованной балками. Данное закрепление балок способствует уменьшению изгибающих и крутящих моментов по сравнению со случаем консольного закрепления балки на крыле и с элементами хвостового оперения на законцовке балки. Поворот конструкции, содержащей вертикальное и горизонтальное оперение, относительно оси балки является технически возможным процессом. Профиль вертикального и горизонтального оперения выполняется симметричным, что обеспечивает его использование в любой плоскости при этом с меньшим сопротивлением, более высокое критическое число М полета и меньшую величину шарнирного момента рулей. Площади вертикального и горизонтального оперения выбираются одинаковыми (как и форма в плане) и определяются по величине коэффициента статического момента. И в связи с тем, что на основных режимах полета вертикальное оперение будет работать с максимальной эффективностью и имеет увеличенную площадь, то и по конфигурации вертикальное и горизонтальное оперение могут быть выполнены симметричными (4). Управление рулями может быть технически выполнено электродистанционным. Снабжение килей и стабилизаторов в их верхней части устройствами для взаимной фиксации даст возможность улучшить жесткостные характеристики хвостового оперения при повороте его на угол 90 ^o во внутрь конструкции, образованной балками самолета.

Сопоставительный анализ заявляемого технического решения с прототипом показывает, что заявляемый самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости отличается тем, что он снабжен размещенной на конце балки поворотной относительно оси балки конструкцией, на которой установлены под прямым углом относительно оси балки вертикальное и горизонтальное оперение, симметричной формы в плане и профиля, балки связаны с фюзеляжем посредством силовых элементов, установленных перед поворотной конструкцией, стабилизаторы выполнены раздельными и установлены с внешней стороны балки в плоскости крыла, верхние части килей и стабилизаторов снабжены устройствами для их взаимной фиксации, а поворот конструкции с установленными на ней горизонтальным и вертикальным оперением производится на угол 90 ^o, при этом кили выполняют функции стабилизатора, а стабилизаторы функции киля и подфюзеляжного гребня.

Таким образом, заявляемый самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости соответствует критерию изобретения "новизна".

Сравнение заявляемого технического решения не только с прототипом, но и другими техническими решениями в данной области техники не позволило выявить в них признаки, отличающие заявляемое решение от прототипа, что позволяет сделать вывод о соответствии критерию "существенные отличия".

На фиг. 1 представлен общий вид самолета с улучшенными характеристиками продольной устойчивости с расположением хвостового оперения в режиме взлета и посадки (а) и на крейсерских режимах полета (б); на фиг.2- представлены схемы возможного расположения хвостового оперения.

Самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости содержит фюзеляж 1 прямоугольного сечения, крыло 2 с двигателями 3, балки 4, киль 5 и горизонтальное оперение 6 (стабилизатор). Вертикальное 5 и горизонтальное 6 оперение выполнено симметричной формы в плане и с симметричным профилем, и снабжено рулями 7. Киль 5 и горизонтальное оперение 6 установлены под прямым углом относительно оси балки 4 на поворотной (относительно оси балки 4) конструкции 8. Конструкция 8 выполнена с возможностью поворота на угол 90 ^o относительно продольной оси балки 4. Верхние части килей 5 и стабилизаторов 6 снабжены устройствами 9 для их взаимной фиксации при повороте во внутрь конструкции, образованной балками 4. Балки 4 соединены с фюзеляжем 1 посредством силовых элементов 10, узлы креплений 11 которых расположены на балках 4 перед поворотной конструкцией 8.

Предлагаемый самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости работает следующим образом.

Взлет самолета происходит аналогично самолету с трехопорным шасси с носовым колесом. При этом хвостовое оперение находится в положении согласно фиг.1,а. и фиг.2,а. при котором кили 5 находятся в вертикальном положении, а стабилизаторы 6 в горизонтальном (в плоскости крыла 2). Взлет может производиться и в положении, когда кили 5 повернуты относительно оси балок 4 на угол 90 ^o во внутрь конструкции, образованной двумя балками 4 (фиг.2,в). В этом случае кили 5 фиксируются между собой с помощью устройств 9, расположенных на законцовках килей.

В случае (после набора высоты) кили поворачиваются вместе с конструкцией 8, на которой они закреплены, на угол 90 ^o так, что становятся стабилизаторами самолета, а стабилизаторы 6 начинают выполнять функции килей и подфюзеляжных гребней. При этом (см. фиг.1,б. фиг.2,б) кили находятся под балками в невозмущенном потоке воздуха. С целью повышения жесткости конструкции может быть осуществлен поворот конструкций 8 с закрепленным на них хвостовым оперением так, что кили 5 будут располагаться под фюзеляжем (под балками 4), а стабилизаторы 6 переместятся во внутрь конструкции, образованной балками 4, и в соединенном в одной плоскости состоянии будут зафиксированы с помощью устройств 9, размещенных на законцовках стабилизаторов 6. В любом варианте установки элементов хвостового оперения относительно оси балки 4 управление самолетом осуществляется с помощью рулей 7, система управления которыми автоматически переключается на требуемый режим работы согласно каналов управления. Расположение килей в положении, благоприятном для обтекания их потоком воздуха под балками 4, будет способствовать улучшению характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета.

В посадочном режиме конструкции 8 с размещенным на ней хвостовым оперением поворачивается относительно оси балки 4 на угол, при котором киль 5 и стабилизатор 6 занимают положение согласно фиг.1,а и фиг.2,а. При этом положении кили 5 не будут мешать посадке самолета, производимой на заданном посадочном углу атаки. Посадка осуществляется аналогично самолету с трехопорным шасси с носовым колесом.

Улучшение характеристик продольной устойчивости осуществляется путем перестановки вертикального оперения из зоны срывных потоков с впереди расположенных частей самолета и невозмущенный поток воздуха под несущую конструкцию самолета. При этом обеспечиваются требуемые прочностные и жесткостные характеристики самолета за счет уменьшения длины консольной части балок и соединения элементов хвостового оперения в единую конструкцию повышенной жесткости.