высокоманевренный самолет

Формула изобретения

Высокоманевренный самолет, содержащий фюзеляж круглого сечения с воздухозаборником и кабиной экипажа в носовой части, двигатель, расположенный в хвостовой части фюзеляжа, стреловидное крыло изменяемой стреловидности с механизацией в виде поворотных закрылков на задней кромке и с пилоном, установленным на неподвижной части крыла, хвостовое оперение нормальной схемы и трехстоечное шасси с носовым колесом, отличающийся тем, что неподвижная часть крыла снабжена тормозным щитком, расположенным в носовой части крыла на его верхней поверхности, дополнительная несущая поверхность расположена над крылом в его передней части, а пилон выполнен в виде вертикального оперения с рулем поворота, при этом дополнительная несущая поверхность выполнена с возможностью перемещения относительно носка крыла вдоль фюзеляжа и образует с крылом канал, ограниченный фюзеляжем и дополнительным вертикальным оперением, с профилем, обеспечивающим сужение канала относительно неподвижной части крыла во всем диапазоне перемещений, нижняя плоскость дополнительной несущей поверхности снабжена перепускными клапанами, в хвостовике дополнительной несущей поверхности выполнена щель для выдува воздуха, а тормозной щиток в отклоненном положении запирает сужающийся канал и фиксируется в замках на дополнительной несущей поверхности.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области самолетостроения, в частности к аэродинамической компоновке самолета, повышающей его маневренные свойства и свеpхзвуковую крейсерскую скорость полета.

Повысить характеристики маневренности современных сверхзвуковых самолетов, в частности истребителей обычной конфигурации соответствующим выбором его весовых и геометрических параметров становится все труднее и дороже. Наибольшего внимания в программе комплексного повышения маневренности истребителей заслуживает такое техническое невозведение и усовершенствование, которое позволит непосредственно управлять подъемной силой, боковой силой, сопротивлением и снизить запас статической устойчивости самолета (1).

Известен самолет, конструктивно содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, двигатель, расположенный в хвостовой части фюзеляжа, крыло фиксированной стреловидности, вертикальное оперение и дополнительные несущие поверхности, расположенные перед крылом в носовой части фюзеляжа с возможностью вращения с возможностью относительно узла навески (2). Дополнительные несущие поверхности, выполненные в виде носового горизонтального оперения, предназначены для продольной балансировки самолета при непосредственном управлении подъемной силой и автоматической стабилизации.

Недостатком конструкции известного самолета является то, что использование дополнительных несущих поверхностей позволяет повысить маневренные характеристики самолета только в вертикальной плоскости (относительно продольной оси самолета). Управление боковой силой практически невозможно, так как конструкция не содержит дополнительных вертикальных поверхностей, обеспечивающих изменение аэродинамических сил без нарушения балансировки. Поворот всего самолета в горизонтальной плоскости без изменения плоскостного положения самолета практически невозможен.

Известен самолет, содержащий фюзеляж круглого сечения с кабиной экипажа в носовой части, двигатели, расположенные в хвостовой части фюзеляжа, крыло фиксированной стреловидности, дополнительные несущие поверхности, установленные неподвижно в носовой части фюзеляжа перед крылом, снабженные рулевыми поверхностями, кили с рулем поворота, расположенные на законцовках крыла (3).

Недостатком данного самолета является его низкая (слабая) маневренность. Причиной этого является конструктивное выполнение крыла большого удлинения с малой строительной высотой хорд крыла по его длине (малая изгибная и крутильная жесткость). Также переднее расположение дополнительного горизонтального оперения относительно крыла не позволяет использовать аэродинамические эффекты, позволяющие повысить Cу крыла при взлете и посадке. При одновременном повороте рулевых поверхностей на обоих килях конструктивное выполнение последних (кили с рулями поворота находятся сзади центра масс самолета) не обеспечивает создание боковой силы, позволяющей перемещать самолет в плоскости без изменения направления движения, углов атаки, крена и скольжения.

Известен высокоманевренный самолет Чанс Воym F7U "Катлас", содержащий фюзеляж с кабиной экипажа и носовой части, двигатель, расположенный в хвостовой части фюзеляжа, крыло фиксированной стреловидности, на котором на расстоянии около 50% полуразмаха от оси самолета установлены два киля с рулями направления, трехстоечное шасси с носовым колесом (4).

Недостатком известного высокоманевренного самолета является то, что конструктивное расположение килей с рулями направления сзади от центра масс самолета не обеспечивает самолету его поворот в горизонтальной плоскости без изменения плоскостного положения последнего (не устраняется "рыскание" самолета после движения рулями направления).

Наиболее близким техническим решением, как по конструкции, так и по выполняемым задачам, выбранным в качестве прототипа, является маневренный самолет, содержащий фюзеляж круглого сечения с воздухозаборником и кабиной экипажа в носовой части, двигатель, расположенный в хвостовой части фюзеляжа, стреловидное крыло изменяемой стреловидности с механизацией в виде поворотных закрылков на задней кромке крыла и с пилоном, выполненным на неподвижной части крыла, хвостовое оперение нормальной схемы и трехстоечное шасси с носовым колесом (5).

Недостатками маневренного самолета, выбранного в качестве прототипа, являются

невозможность обеспечения поворота всего самолета в горизонтальной плоскости без изменения направления движения (полета), углов атаки, крена и скольжения;

увеличение Су крыла происходит только за счет механизации крыла, что не является достаточным;

невозможность повышения эффективности закрылка из-за отсутствия дополнительного внешнего обдува поверхности крыла и закрылка сверху (путем "прилипания" потока воздуха к верхней поверхности крыла и выпущенной механизации), что снижает подъемную силу, особенно на режимах взлета и посадки (6).

Целью изобретения является повышение взлетно-посадочных и маневренных характеристик в вертикальной и горизонтальной плоскостях.

Поставленная цель достигается тем, что в высокоманевренном самолете, содержащем фюзеляж круглого сечения с воздухозаборником и кабиной экипажа в носовой части, двигатель, расположенный в хвостовой части фюзеляжа, стреловидное крыло изменяемой стреловидности с механизацией в виде поворотных закрылков на задней кромке крыла и с пилоном на неподвижной части крыла, хвостовое оперение нормальной схемы трехстоечное шасси с носовым колесом, неподвижная часть крыла снабжена тормозным щитком, расположенным в носовой части крыла на его верхней поверхности, дополнительная несущая поверхность расположена над крылом в его передней части, а пилон выполнен в виде вертикального оперения с рулем поворота, при этом дополнительная несущая поверхность выполнена с возможностью перемещения относительно носка крыла вдоль фюзеляжа и образует с крылом канал, ограниченный фюзеляжем и дополнительным вертикальным оперением, с профилем, обеспечивающим сужение канала относительно неподвижной части крыла во всем диапазоне перемещений, нижняя плоскость дополнительной несущей поверхности снабжена перепускными клапанами, в хвостовике дополнительной несущей поверхности выполнена щель для выдува воздуха, а тормозной щиток в отклоненном положении запирает сужающийся канал и фиксируется в замках на дополнительной несущей поверхности.

Достижение поставленной цели действительно возможно, так как конструктивное выполнение дополнительных несущих поверхностей перемещающимися вдоль фюзеляжа и дополнительного вертикального оперения технически возможно. Такое перемещение возможно осуществить, например, по направляющим, установленным на фюзеляже и на дополнительном вертикальном оперении, а привод перемещения несущих поверхностей может быть любым, как гидравлическим, питающим от гидросистемы, обеспечивающей перестановку поворотной части крыла, так и электромеханическим. Сужающийся канал, необходимый для организации обтекания верхней поверхности неподвижной части крыла и закрылка, образовывается кривизной верхней поверхности крыла, плоской нижней поверхностью дополнительных несущих поверхностей и стенками фюзеляжа и дополнительного вертикального оперения. Технологически также возможно поддержание профиля канала сужающимся во всем диапазоне перемещений дополнительных несущих поверхностей по направляющим, изготовление дополнительной несущей поверхности с отверстиями на нижней поверхности, закрывающихся перепускными клапанами, изготовление щели в хвостовике дополнительной несущей поверхности, предназначенной для выдува воздуха из внутренней плоскости последней, изготовление тормозного щитка, отклоняющегося вверх, и установление его так, что в убранном положении он совпадает с обводами носка крыла. В выпущенном положении тормозной щиток перекрывает вход сужающегося канала и фиксируется в замках, расположенных на дополнительной несущей поверхности.

Сопоставительный анализ заявленного технического решения с прототипом показывает, что заявляемый высокоманевренный самолет отличается тем, что у него неподвижная часть крыла снабжена тормозным щитком, расположенным в носовой части крыла на его верхней поверхности, над крылом установлены дополнительные несущие поверхности, а пилон выполнен в виде вертикального оперения с рулем поворота, при этом дополнительная несущая поверхность выполнена с возможностью перемещения относительно носка крыла вдоль фюзеляжа и образует канал, ограниченный фюзеляжем и дополнительным вертикальным оперением, с профилем, образующим сужение канала относительно неподвижной части крыла во всем диапазоне перемещений, нижняя плоскость дополнительной несущей поверхности снабжена перупускными клапанами, в хвостовике дополнительной несущей поверхности выполнена щель для выдува воздуха, а тормозной щиток в отклоненном положении запирает сужающийся канал и фиксируется в замках на дополнительной несущей поверхности.

Таким образом, заявляемый высокоманевренный самолет 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 заявляемый высокоманевренный самолет от прототипа, что позволяет сделать вывод о соответствии критерию и существенные отличия.

На фиг. 1 представлен общий вид высокоманевренного самолета (в полете); на фиг.2- схема конструкции дополнительной несущей поверхности; на фиг. 3 - схемы взаимного расположения крыла и дополнительной несущей поверхности при различных режимах работы; на фиг. 4 схема совместной работы дополнительной несущей поверхности, крыла и тормозного щитка; на фиг.5 схема работы дополнительного вертикального оперения при маневренности в горизонтальной плоскости.

Высокоманевренный самолет содержит фюзеляж 1 круглого сечения с воздухозаборником 2 и кабиной 3 экипажа в носовой части, двигатель 4 в хвостовой части фюзеляжа, стреловидное крыло 5 изменяемой стреловидности с механизацией в виде поворотных закрылков 6 на задней кромке крыла 5, вертикальное 7 и горизонтальное 8 оперение нормальной схемы, трехстоечное шасси с носовым колесом 9 и основными опорами 10 шасси. На неподвижной части крыла 5 в районе поворотного узла выполнен пилон в виде дополнительного вертикального оперения 11 с рулем поворота 12. На борту фюзеляжа 1 в районе носка крыла 5 и на дополнительном вертикальном оперении 11 выполнены направляющие 13, в которых установлены дополнительные несущие поверхности 14. Нижняя плоскость дополнительной несущей поверхности 14 выполнена с отверстиями 15 (фиг. 2), закрывающимися перепускными клапанами 16. В хвостовике дополнительной несущей поверхности 14 выполнена щель 17 (фиг. 2, фиг. 3,а) для выдува воздуха на внутренней полости. Тормозной щиток 18 установлен на неподвижной части крыла 5 и выполнен с возможностью отклонения вверх с фиксацией в выдвинутом положении в замках на дополнительной несущей поверхности 14.

Высокоманевренный самолет работает следующим образом.

Взлет самолета происходит аналогично самолету прототипу. При этом перед взлетом выпускается механизация крыла 5 в виде поворотного закрылка 6, который устанавливается на взлетный угол (во взлетное положение), дополнительные несущие поверхности 14 перемещаются по направляющим 13, выполненным на фюзеляже 1 и дополнительном вертикальном оперении 11, в сторону киля 7 на расстояние 1/3 своей хорды относительно передней кромки крыла 5. Тормозной щиток 18 находится в убранном положении, при котором его поверхность совпадает с обводами неподвижной части крыла 5. По мере увеличения тяги двигателя 4, производится разбег самолета на трех опорах (поз. 9 и 10) с отрывом при требуемой скорости передней стойки шасси 10 и взлет самолета с последующей уборкой стоек 9 и 10. При взлете самолета набегающий поток воздуха, обтекая крыло 5, попадает в канал, образованный верхней поверхностью крыла 5 и нижней поверхностью дополнительной несущей поверхности 14, бортом фюзеляжа 1 и стенкой дополнительного вертикального оперения 11. Конструктивно образующийся канал выполняется сужающимся с целью увеличения скорости истечения воздуха из канала. Истекаемый из канала поток воздуха V_i (фиг. 2,а) дополнительно прижимается к поверхности крыла 5 путем воздействия на него отгиба задней кромки дополнительной несущей поверхности 14 и истекаемой с большой скоростью из щели 17 на задней кромке поверхности 14 струи воздуха. Данное воздействие на поток воздуха V_i приводит к тому, что поток воздуха становится безотрывным и имеет ламинарный характер течения даже при больших углах атаки. Увеличение скорости потока V₁ вблизи верхней поверхности закрылка 6 и тем самым задержать отрыв потока до больших углов отклонения закрылка. Одновременно на закрылке потоком воздуха V_i производится сдув пограничного слоя, что также позволяет обеспечить практически безотрывное обтекание закрылка (фиг. 3,б) (7).

В горизонтальном полете дополнительные несущие поверхности 14 автоматически перемещаются по направляющим 13 вперед по полету на расстояние приблизительно 1/3 своей хорды впереди носка крыла (с выступлением над плоскостью крыла) (фиг. 3,а). В этом случае получается наивыгоднейший аэродинамический эффект совместного использования дополнительных несущих поверхностей 14 и основного крыла 5. Подъемная сила создается как основным крылом, так и дополнительной несущей поверхностью 14. Для устранения чрезмерного положительного давления под дополнительными несущими поверхностями 14 (которое повышается из-за увеличения скорости полета V₀), по всей площади нижней поверхности дополнительной несущей поверхности 14 выполнены отверстия 15, закрытые отредупированными перепускными клапанами 16 (фиг. 2). При избыточном давлении в сужающемся канале клапаны 16 открываются и перепускают находящийся под избыточным давлением воздух за дополнительные несущие поверхности 14 через щель 17 на задней кромке. Это делается для того, чтобы положительное давление + P не запирало канал, иначе часть крыла включается из работы по созданию подъемной силы. В целях резкого снижения величины подъемной силы (например, для резкого торможения самолета в полете при выполнении эволюций) выпускается тормозной щиток 18 (фиг. 4,б), который перекрывает сужающийся канал и выключает из работы по созданию подъемной силы часть крыла 5, находящуюся за щитком 18, и дополнительную несущую поверхность 14. Этот эффект может быть применен и на посадке при касании основными стойками шасси 10 ВПП.

В полете изменение направления движения самолета может осуществляться либо работой руля направления основного киля 7, либо совместной работой основного вертикального оперения 7 и дополнительного оперения 11, снабженного так же рулями поворота 12 (фиг.1,5). В случае использования только основного вертикального оперения 7 маневрирование в горизонтальной плоскости происходит с изменением направления движения, углов атаки, крена и скольжения (фиг. 5,а). В случае совместной работы основного 7 и дополнительного 11 вертикальных оперений (при условии, что дополнительное вертикальное оперение 11 находится в непосредственной близости к центру масс самолета) перемещение самолета в горизонтальной плоскости (в плоскости полета) будет производиться без изменения направления движения самолета (фиг. 5,б).

При посадке выпускаются закрылки 6, которые устанавливаются на посадочный угол. Одновременно дополнительные несущие поверхности 14 сдвигаются назад в сторону киля 7, а передняя опора шасси 9 и основные опоры 10 выпускаются. При перестановке дополнительной несущей поверхности 14 в положение, обеспечивающее безотрывное обтекание крыла 5 с отклоненной механизацией 6, за счет организованного обтекания путем прижимания потока к тангенциальной поверхности крыла, большая часть крыла обтекается ламинарным потоком. Это мероприятие позволяет увеличить незначительно подъемную силу крыла на посадочных режимах полета. На пробеге после касания основными опорами 10 шасси ВПП производится автоматическое выдвижение в рабочее положение тормозного щитка 18, который, перекрывая канал воздуха, обеспечивающего безотрывное обтекание крыла 5, способствует резкому уменьшению подъемной силы крыла (фиг. 4,б) и одновременно увеличивает лобовое сопротивление самолета, уменьшая тем самым посадочную скорость и длину пробега. Дополнительное вертикальное оперение 11 на режимах взлета и посадки автоматически выключается из работы основного руля направления.

Применение дополнительных несущих поверхностей, установленных над крылом самолета с возможностью продольных перемещений относительно поиска крыла, будет способствовать требуемой организации безотрывного обтекания поверхности крыла на всех режимах полета, включая режим взлета и посадки. Варьирование взаимного расположения дополнительных несущих поверхностей относительно носка крыла позволит увеличить подъемную силу крыла за счет улучшения обтекания крыла с отклоненной механизацией ламинарным потоком воздуха и за счет дополнительной площади несущей поверхности. Применение дополнительного вертикального оперения, установленного в непосредственной близости к центру масс самолета и снабженного рулем поворота, позволит совершать эволюции самолета в горизонтальной плоскости путем его плоскостного перемещения без изменения направления движения самолета, углов атаки, крена и скольжения. Применение всех вышеперечисленных новшеств позволит сделать самолет более эффективным и высокоманевренным.