маневренный самолет и способ его взлета

Формула изобретения

1. Маневренный самолет, содержащий крыло, состоящее из центроплана, выполненного в плане в виде несущего диска с передней и задней кромками по его образующей, и консолей, соединенных с несущим диском центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска по его образующей, фюзеляж, смещенный вдоль продольной оси самолета вперед относительно несущего диска, плавно сопряженный с ним и сходящий на нет за пределами центра несущего диска, не достигая его задней кромки, силовую установку, хвостовое горизонтальное и вертикальное оперение и трехопорное шасси, отличающийся тем, что каждая из консолей крыла выполнена поворотной, снабжена каждая своим приводом и установлена на несущем диске центроплана шарнирно так, что оси шарниров поворотных консолей крыла совпадают с поперечной осью самолета, проходящей через аэродинамический фокус каждой поворотной консоли и фокус самолета, поворотные консоли по всему своему размаху снабжены отклоняемыми носками, снабженными каждый своим суммирующим приводом, кормовые сегменты несущего диска центроплана, размещенные по обе стороны фюзеляжа, выполнены поворотными относительно поперечной оси фюзеляжа, расположенной за осью поворота консолей крыла по продольной оси самолета, и снабжены каждый своим приводом с возможностью дифференциального отклонения поворотных сегментов и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков, при этом самолет снабжен аэродинамическими уплотнениями, каждое из которых размещено между диском центроплана и поворотной консолью крыла, центральные оси которых совмещены с осями поворота консолей, и самолет дополнительно снабжен датчиками угла атаки самолета и угла поворота консолей крыла, причем каждый отклоняемый носок каждой поворотной консоли крыла соединен с выходом своего суммирующего привода, входы которых, в свою очередь, соединены с выходами датчиков угла атаки самолета и угла поворота консолей крыла.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что каждая из поворотных консолей крыла выполнена составляющей 15 - 20% площади несущего диска центроплана.

3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что оси подвески отклоняемых носков каждой поворотной консоли размещены в пределах 10 - 15% текущей хорды крыла.

4. Самолет по п.1, отличающийся тем, что каждое аэродинамическое уплотнение выполнено подвижным в виде набора пластин, размещенных в вертикальной плоскости веером, носовые и хвостовые части которых соединены между собой с возможностью образования вертикальных перегородок при отклонении поворотных консолей крыла.

5. Способ взлета маневренного самолета, заключающийся в отклонении управляющих поверхностей, выполняющих функции закрылков, на штатные углы режима взлета, выводе силовой установки на взлетный режим, разгоне самолета до скорости отрыва передней стойкки шасси и отклонении стабилизатора на угол, соответствующий углу отрыва передней стойки шасси, отличающийся тем, что одновременно с отклонением стабилизатора на угол, соответствующий углу отрыва передней стойки шасси, отклоняют обе поворотные консоли на положительный угол атаки.

6. Способ по п.5, отличающийся тем, что поворотные консоли отклоняют на угол 35 - 40^o.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании маневренных самолетов - истребителей, учебно-тренировочных самолетов, самолетов, к которым предъявляются определенные требования по маневренным характеристикам.

Из существующего уровня техники известен самолет американской фирмы McDonnell Douglas, созданный по программе AFTI (Advanced Fighter Technolodgy Integration), содержащий крыло, состоящее из центроплана и консолей, соединенных с центропланом по его бокам. Консоли выполнены цельноповоротными с возможностью однонаправленного и дифференцированного отклонения. Поворотные консоли имеют предкрылки, отклоняемые на больших углах атаки. Фюзеляж самолета смещен вдоль продольной оси относительно центроплана и плавно сопряжен с ним. Самолет имеет хвостовое горизонтальное и вертикальное оперение и трехопорное шасси с носовой опорой (см. Итоги науки и техники. Авиастроение, Том 2, Струков Ю.П. Современные самолеты США и стран западной Европы, Часть II, ВИНИТИ, 1976, с. 169-171, рис. 234, 235).

Для предлагаемого способа, способ взлета вышеуказанного самолета McDonnell Douglas выбран в качестве ближайшего аналога, т.е. в качестве прототипа. Способ этот заключается в том, что отклоняют управляющие поверхности, выполняющие функции закрылков, на штатные углы режима взлета, выводят силовую установку на взлетный режим, разгоняют самолет до скорости отрыва передней стойки, и отклоняют органы управления, выполняющие роль стабилизатора на угол, соответствующий углу отрыва передней стойки шасси, и производят взлет.

Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является маневренный самолет, содержащий крыло, состоящее из центроплана, выполненного в плане в виде несущего диска с передней и задней кромками по его образующей, и консолей, соединенных с несущим диском центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска по его образующей. Фюзеляж самолета смещен вдоль продольной оси вперед относительно несущего диска, плавно сопряжен с ним и сходит на нет за пределами центра несущего диска, не достигая его задней кромки. Самолет имеет хвостовое горизонтальное и вертикальное оперение и трехопорное шасси (см. Патент РФ, N 2052367, кл. В 64 С 39/00, 1992).

Достижению требуемого технического результата в аналоге для заявленного устройства препятствует то обстоятельство, что в нем поворотные консоли соединены не непосредственно с несущим центропланом, а через мотогондолы силовой установки, а сам несущий центроплан таковым на самом деле не является, а представляет собой часть несущего фюзеляжа, что более точно в данном самолете. Кроме того, несущий фюзеляж-центроплан в плане не имеет форму несущего диска, что с точки зрения аэродинамики, а точнее величины создаваемой на нем подъемной силы, менее эффективно.

Относительно объекта изобретения "Способ", достижению требуемого технического результата препятствует невозможность с достаточной степенью эффективности использовать имеющиеся у самолета управляющие поверхности из-за общей принципиальной его аэродинамической компоновки.

В прототипе объекта изобретения "Маневренный самолет" достижению требуемого технического результата препятствует то, что консоли крыла установлены на несущем диске центроплана без возможности отклонения как однонаправленного, так и дифференциального. Это не позволяет с высокой степенью эффективности управлять подъемной силой самолета и обеспечивать тем самым возможность перемещения его в вертикальной плоскости без изменения его пространственной ориентации. Отсутствие отклоняемых носков (предкрылков) затрудняет управление самолетом на больших углах атаки. Невысокие характеристики маневренности обусловлены отсутствием управляющих аэродинамических поверхностей на задней кромке несущего диска центроплана, а также, например, отсутствием аэродинамической и конструктивной взаимосвязи между фокусами консолей и фокусом всего самолета в целом.

Задачей изобретения является создание маневренного самолета, обладающего высокими аэродинамическими характеристиками на всех режимах полета и обеспечивающего за счет своей аэродинамической компоновки перемещение в вертикальной плоскости без изменения пространственной ориентации.

К техническим результатам, получаемым от использования данного изобретения, можно отнести увеличение подъемной силы на переходных режимах и повышение маневренности самолета, а также повышение эффективности управления им на больших углах атаки.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что в маневренном самолете, содержащем крыло, состоящее из центроплана, выполненного в виде несущего диска в плане с передней и задней кромками по его образующей, и консолей, соединенных с несущим диском центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска по его образующей, фюзеляж, смещенный вдоль продольной оси самолета вперед относительно несущего диска, плавно сопряженный с ним и сходящий на нет за пределами центра несущего диска, не достигая его задней кромки, силовую установку, хвостовое горизонтальное и вертикальное оперение и трехопорное шасси, согласно изобретению каждая из консолей крыла выполнена поворотной, снабжена каждая своим приводом и установлена на несущем диске центроплана шарнирно так, что оси шарниров поворотных консолей крыла совпадают с поперечной осью самолета, проходящей через аэродинамический фокус каждой поворотной консоли и фокус самолета, поворотные консоли по всему своему размаху снабжены отклоняемыми носками, снабженными каждый своим суммирующим приводом, кормовые сегменты несущего диска центроплана, размещенные по обе стороны фюзеляжа, выполнены поворотными относительно поперечной оси фюзеляжа, расположенной за осью поворота консолей крыла по продольной оси самолета, и снабжены каждый своим приводом с возможностью дифференциального отклонения поворотных сегментов и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков, при этом самолет снабжен аэродинамическими уплотнениями, каждое из которых размещено между диском центроплана и поворотной консолью крыла, центральные оси которых совмещены с осями поворота консолей, и самолет дополнительно снабжен датчиками угла атаки самолета и угла поворота консолей крыла, причем каждый отклоняемый носок каждой поворотной консоли крыла соединен с выходом своего суммирующего привода, входы которых, в свою очередь, соединены с выходами датчиков угла атаки самолета и угла поворота консолей крыла.

Каждая из поворотных консолей крыла может быть выполнена составляющей 15-20% площади несущего диска.

Оси подвески отклоняемых носков каждой поворотной консоли могут быть размещены в пределах от 10-15% текущей хорды крыла.

Каждое аэродинамическое уплотнение может быть выполнено подвижным в виде набора пластин, размещенных в вертикальной плоскости веером, носовые и хвостовые части которых соединены между собой с возможностью образования вертикальных перегородок при отклонении поворотных консолей крыла.

В способе взлета маневренного самолета, заключающемся в отклонении управляющих поверхностей, выполняющих функции закрылков, на штатные углы режима взлета, выводе силовой установки на взлетный режим, разгоне самолета до скорости отрыва передней стойки шасси и отклонении стабилизатора на угол, соответствующий углу отрыва передней стойки шасси, согласно изобретению одновременно с отклонением стабилизатора на угол, соответствующий углу отрыва передней стойки шасси, отклоняют обе поворотные консоли на положительный угол атаки.

При этом поворотные консоли отклоняются на угол 35-40^o.

На фиг. 1 изображен маневренный самолет, вид сбоку; на фиг.2 - то же, вид в плане; на фиг. 3 - то же, вид спереди; на фиг. 4 - сечение А-А на фиг. 2; на фиг. 5 - сечение В-В на фиг.2; на фиг. 6 представлен расчетный график профиля полета маневренного самолета при вертикальном маневре с постоянным углом тангажа.

Маневренный самолет содержит крыло 1, состоящее из центроплана 2, выполненного в плане в виде несущего диска с передней 3 и задней 4 кромками по его образующей. Консоли 5 соединены с несущим диском центроплана 2 по его бокам с сохранением формы передней 3 и задней 4 кромок несущего диска по его образующей. Фюзеляж 6 смещен вдоль продольной оси самолета вперед относительно несущего диска центроплана 2, плавно сопряжен с ним и сходит на нет за пределами центра несущего диска центроплана 2, не достигая его задней кромки. Самолет имеет силовую установку 7, хвостовое горизонтальное оперение в виде стабилизатора 8, вертикальное оперение 9 и трехопорное шасси 10.

Каждая из консолей 5 крыла 1 выполнена поворотной, составляющей 15-20% площади несущего диска центроплана 2 и снабжена каждая своим приводом 11. Поворотные консоли 5 крыла 1 установлены на несущем диске центроплана 2 шарнирно так, что оси их шарниров совпадают с поперечной осью самолета 12, проходящей через аэродинамический фокус ХF каждой поворотной консоли 5 и фокус ХТ самолета. Поворотные консоли 5 по всему своему размаху снабжены отклоняемыми носками 13, снабженными каждый своим суммирующим приводом 14. Оси подвески отклоняемых носков 13 каждой поворотной консоли 5 размещены в пределах от 10-15% текущей хорды крыла 1. Кормовые сегменты 15 несущего диска центроплана 2, размещенные по обе стороны фюзеляжа 6, выполнены поворотными относительно поперечной оси 16 фюзеляжа, расположенной за осью поворота консолей крыла 1 по продольной оси самолета. Кормовые сегменты 15 снабжены каждый своим приводом 17 с возможностью дифференциального отклонения поворотных сегментов 15 и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков.

Самолет снабжен аэродинамическими уплотнениями 18, каждое из которых размещено между диском центроплана 2 и поворотной консолью 5 крыла 1. Центральные оси 19 уплотнений 18 совмещены с осями поворота консолей 5. Самолет снабжен датчиками угла атаки 20 самолета и угла поворота 21 консолей 5 крыла 1. Каждый отклоняемый носок 13 каждой поворотной консоли 5 крыла 1 соединен с выходом своего суммирующего привода 14, входы которых, в свою очередь, соединены с выходами датчиков угла атаки 20 самолета и датчиков угла поворота 21 консолей 5 крыла 1.

Каждое аэродинамическое уплотнение 18 выполнено подвижным в виде набора пластин 22, размещенных в вертикальной плоскости веером, носовые 23 и хвостовые 24 части которых соединены между собой с возможностью образования вертикальных перегородок 25 при отклонении поворотных консолей 5 крыла 1.

Маневренный самолет функционирует следующим образом, а заявленный способ иллюстрируется следующим примером.

Перед взлетом с использованием приводов 17 кормовые сегменты 15 устанавливаются на угол = 15 - 20^o. После вывода силовой установки 7 на взлетный режим производится разбег самолета и разгон его до скорости отрыва передней стойки шасси 10. По достижении скорости отрыва передней стойки шасси 10 производят отклонение стабилизатора 8 на угол, соответствующий углу отрыва передней стойки шасси 10, и одновременно с этим, посредством приводом 11, отклоняют поворотные консоли 5 на угол = 35 - 40^o. При этом самолет выходит на угол атаки, соответствующий углу атаки отрыва, что приводит к формированию на крыле 1 необходимой для взлета подъемной силы. Самолет взлетает.

При достаточной подготовленности пилота к переносимости перегрузок характер взлета может носить вид вертикального отрыва без изменения угла атаки всего самолета ("подскок"), когда момент m_z не меняется даже при приращении С_y.

Разбег самолета при неотклоненных консолях 5, основных его аэродинамических поверхностей, уменьшает лобовое сопротивление самолета, что, безусловно, позволяет сократить длину разбега.

В полете, при увеличении угла атаки и отклонении консолей 5 крыла 1, датчики 20 и 21 выдают управляющие сигналы на суммирующий привод 14, который производит отклонение носков 13 на угол, обеспечивающий безотрывное обтекание консолей 5 и крыла 1 в целом. При достижении предельного угла установки носков 13, равного примерно = 25 - 30^o, происходит отключение суммирующего привода 14.

Результаты испытаний модели заявленного самолета в аэродинамической трубе показали, что при отклонении консолей 5 на угол = 30^o происходит приращение С_y = 0,4 при С_x = 0,03 - 0,05.

В горизонтальном полете, при отклонении консолей 5 на заданный угол, происходит приращение подъемной силы пропорционально углу отклонения консолей 5, при этом приращение подъемной силы происходит вблизи или же непосредственно в фокусе ХТ самолета, что позволяет совершать быстрые маневры без изменения угла атаки самолета, т.е. осуществлять непосредственное управление подъемной силой (см.фиг.6).

При выходе самолета на большие углы атаки по команде датчика угла атаки 20 приводы 14 отклоняют поворотные носки 13 консолей 5 крыла 1, что позволяет затянуть срыв потока на возможно большие углы атаки.

Осуществляя дифференциальное отклонение консолей 5 в полете с помощью приводов 11, можно обеспечить возможность управления самолетом по крену в широком диапазоне углов атаки, что также улучшает его маневренные характеристики.

Для предотвращения перетекания потока при отклонении консолей 5 происходит "выдвижение" в вертикальной плоскости аэродинамических уплотнений 18 в виде набора пластин 22, размещенных в вертикальной плоскости веером, образуя вертикальную перегородку 25. Центральные оси 19 аэродинамических уплотнений 18 совмещены с осями поворота консолей 5.

При пробеге самолета после приземления производят отклонение поворотных консолей 5 на отрицательные углы атаки, обеспечивая эффективное торможение самолета как за счет аэродинамического прижатия его к поверхности посадочной полосы, так и за счет увеличения лобового сопротивления, что позволяет сократить длину пробега.

Таким образом, заявленный самолет обладает высокими взлетно-посадочными характеристиками и высокими характеристиками маневренности. Ы,