самолет-триплан

Формула изобретения

1. Самолет-триплан, включающий фюзеляж, крыло, вертикальное оперение, заднее горизонтальное оперение, переднее горизонтальное оперение, отличающийся тем, что переднее горизонтальное оперение выполнено шарнирно установленным вокруг оси, направленной вдоль размаха, и самоустанавливающимся на заданный угол атаки, а сам самолет выполнен сбалансированным по схеме "утка" для крейсерских режимов полета и статически устойчивым по "нормальной" схеме.

2. Самолет-триплан по п.1, oтличaющийся тем, что переднее горизонтальное оперение выполнено с S-образным профилем.

3. Самолет-триплан по п.1, отличающийся тем, что переднее горизонтальное оперение выполнено с управляемым серво-рулем.

4. Самолет-триплан по любому из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что переднее горизонтальное оперение снабжено ограничителями его вращения в пределах летных углов атаки.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиации, более конкретно к летательным аппаратам тяжелее воздуха, и может быть использовано в пассажирской, сельскохозяйственной и транспортной авиации для повышения ее экономичности и топливной эффективности. Известен самолет с тремя поверхностями, содержащий фюзеляж, крыло, переднее и заднее горизонтальные оперения (см. А.А. Бадягин и др. Проектирование самолетов. М. : Машиностроение, 1972 г., стр. 114, таблица 6.2) Переднее горизонтальное оперение (ПГО) работает только на одном режиме, обеспечивая требуемое положение фокуса самолета на сверхзвуке, а на дозвуковом полете оно либо убирается, либо выполняется плавающим и не влияет на устойчивость самолета. Балансировка самолета обеспечивается частично ПГО на сверхзвуке и задним горизонтальным оперением (ГО), которое создает аэродинамическую силу, направленную вниз, что приводит к ухудшению аэродинамического качества.

Известен самолет-триплан, включающий фюзеляж, крыло, силовую установку, вертикальное, переднее и заднее горизонтальные оперения. (См. AIAA-84-25О8, 1984 г., фиг.1 и 6). Здесь ПГО и ГО обеспечивают балансировку и устойчивость самолета в требуемом диапазоне центровок за счет создания положительной подъемной силы на ПГО и отрицательной - на ГО. Последнее также приводит к потерям аэродинамического качества. Кроме того, защемленное ПГО ухудшает эксплуатационные качества самолета за счет возникновения на ПГО срывов потока на больших углах атаки, приводящих к появлению так называемых "клевков", затрудняющих пилотирование и снижающих комфортность и безопасность полета самолета.

Кроме того, это приводит к неполному использованию возможностей крыла, что также ухудшает характеристики самолета.

Известен самолет, выполненный по схеме "бесхвостка" и снабженный в передней части флюгирующим (свободно плавающим) передним горизонтальным оперением, фиксируемым при переходе к сверхзвуковому полету. (См. например "Проектирование самолетов" под редакцией С.М. Егера, М.: Машиностроение 1983 г. , стр. 104-105). Используемое как дестабилизатор на основных режимах полета ПГО имеет незначительную площадь (до 10% от площади крыла) и его вклад в создание подъемной силы и балансировку самолета незначителен и только на взлетно-посадочном режиме. Сам же самолет остается сбалансированным и устойчивым по "нормальной" схеме за счет специальной геометрии крыла, создающей отрицательную подъемную силу в своей хвостовой части. Таким образом, самолет имеет значительные потери аэродинамического качества.

Известен летательный аппарат с тандемным расположением несущих аэродинамических элементов, (см. патент США 4598888, кл. 244-76R, 1986 г.). Летательный аппарат содержит основное крыло с закрылком и предкрылком, горизонтальное оперение (ГО) с регулируемым стабилизатором, переднее горизонтальное оперение (ПГО) с управляющей поверхностью, управляющее устройство для измерения параметров, характеризующих сопротивление, расход топлива и тягу. Управляющее устройство отклоняет управляющую поверхность ПГО так, чтобы углы атаки крыла, ГО и ПГО были бы оптимальными для данных условий. Задача улучшения аэродинамического качества решается в данном случае с помощью наличия сложнейшей системы контроля и управления, которая не может быть использована на небольших или недорогих самолетах. Кроме того, не исключаются срывы потока с ПГО с соответствующим ухудшением характеристик.

Задачей изобретения является создание самолета-триплана, обладающего повышенным аэродинамическим качеством и улучшенными эксплуатационными характеристиками. Кроме того, самолет должен быть максимально простым по конструкции и в эксплуатации.

Поставленная цель достигается тем, что в самолете-триплане, включающем фюзеляж, крыло, вертикальное оперение (ВО), заднее горизонтальное оперение (ГО), переднее горизонтальное оперение (ПГО), ПГО выполнено шарнирно установленным на оси, направленной вдоль размаха, и самоустанавливающимся на заданный угол атаки, при этом самолет выполнен сбалансированным по схеме "утка" и статически устойчивым по "нормальной" схеме.

Возможно выполнение ПГО с S-образным профилем или с управляемым серворулем.

Кроме того, целесообразно выполнить ПГО с ограничителями его вращения в пределах летных углов атаки.

Перечень фигур на чертежах.

Фиг.1 показывает схему балансировки и обеспечения устойчивости самолета, выполненого в соответствии с изобретением, на которой;

1 - фюзеляж;

2 - крыло;

3 - переднее горизонтальное оперение-ПГО;

4 - заднее горизонтальное оперение-ГО;

5 - центр давления крыла;

6 - центр тяжести самолета;

7 - угол установки ПГО;

8 - направление набегающего потока;

9 - шарнир подвески ПГО, направленный вдоль размаха;

10 - серворуль ПГО;

11 - ограничитель перемещения ПГО;

Y_кр - подъемная сила крыла;

Y_кр - приращение подъемной силы крыла при изменении угла атаки;

Y_пго - подъемная сила ПГО;

Y_го - приращение подъемной силы ГО;

G_с - сила веса самолета;

Y_кр + Y_пго - подъемная сила самолета;

Y_кр + Y_го - изменение подъемной силы самолета при изменении угла атаки;

L_пго - плечо ПГО;

L_го - плечо ГО;

X_т - координата центра тяжести самолета;

X_д - координата центра давления крыла;

X_f - координата фокуса самолета.

СВЕДЕНИЯ, ПОДТВЕРЖДАЮЩИЕ ВОЗМОЖНОСТЬ ДОСТИЖЕНИЯ ПОЛОЖИТЕЛЬНОГО РЕЗУЛЬТАТА

Самолет в соответствии с изобретением содержит основную несущую поверхность - крыло 2, переднее горизонтальное оперение (ПГО) - 3, снабженное серворулем - 10, заднее (хвостовое) оперение (ГО) - 4, содержащее стабилизатор и руль высоты, установленные на фюзеляже - 1.

ПГО выполнено установленным шарнирно подвижным на оси 9, закрепленной на фюзеляже вдоль размаха оперения с помощью подшипниковых узлов, закрепленных на силовых лонжеронах правой и левой половинок ПГО в области его центра давления. Обе половины ПГО снабжены на своих задних кромках серворулями 10. Серворуль 10 в простейшем случае может быть выполнен переставным на земле для установки ПГО в полете под воздействием набегающего потока 8 на заданный угол атаки 7, выбранный для конкретного режима полета.

Серворули 10 предпочтительнее выполнять управляемыми дистанционно из кабины летчика для установки в полете на требуемый оптимальный угол атаки для данного режима полета.

Для небольших самолетов (с малым взлетным весом) целесообразно выполнять ПГО с S-образным аэродинамическим профилем, создающим продольный момент на кабрирование. В этом случае сам профиль и углы его установки в полете выбираются для предпочтительного режима полета.

Для обеспечения надежного функционирования ПГО снабжено ограничителями 11 его вращения вокруг оси 9. Ограничители 11 могут быть выполнены в виде упоров, установленных на фюзеляже, взаимодействующих с конструкцией половин ПГО и обеспечивающих вращение ПГО в пределах необходимых летных углов атаки. Упоры ограничителей 11 могут быть жестко установлены на фюзеляже. Однако возможно выполнение упоров подвижными и управляемыми дистанционно для изменения пределов перемещения ПГО вокруг оси или для установки требуемого угла атак и в случае возникновения повышенного трения в оси 9.

Заднее горизонтальное оперение (ГО) - 4 целесообразно выполнять содержащим переставной стабилизатор и руль высоты. Для небольших самолетов это может быть управляемый цельноповоротный стабилизатор.

В остальном самолет должен быть оборудован известными системами и оборудованием, обеспечивающими его безопасное и эффективное функционирование.

Балансировка и обеспечение устойчивости заявляемого самолета производится следующим образом.

На фиг. 1 представлен один из предельных случаев балансировки, когда ГО не создает вертикальной силы. В этом случае момент, создаваемый подъемной силой крыла Y_кр, уравновешивается подъемной силой Y_пго, т.е. по балансировке предложенный самолет подобен самолету типа "утка", что может быть выражено соотношением

M_z=M_zпго-M_zкр=Y_пгоL_пго-Y_кр(X_д-X_т)=0

где M_z - продольный момент вокруг центра тяжести самолета 6;

M_zпго - момент, создаваемый ПГО;

M_zкр - момент, создаваемый крылом.

Переднее ГО - 3 благодаря наличию отклоненного серворуля 10 в полете устанавливается под воздействием набегающего потока 8 на определенный угол атаки - 7. Угол атаки ПГО выбирается с учетом непревышения им допустимого максимального угла атаки во избежание срыва потока. Для заданного диапазона центровок самолета подбором параметров ПГО - площади и L_го можно обеспечить балансировку на требуемых режимах полета. Площадь ПГО целесообразно выбирать равной (0,1-0,35) S_кр, где S_кр - площадь крыла. При площади ПГО меньшей указанного диапазона при умеренных L_пго не удастся получить необходимую балансировку, что приведет к дополнительным балансировочным потерям аэродинамического качества. При площади ПГО больше указанной также последует ухудшение аэродинамического качества из-за худших несущих свойств оперения, невозможности работы на максимальных углах атаки, конструктивных сложностей обеспечения шарнирной подвески оперения, увеличения веса конструкции.

Это не означает того, что ГО не создает вертикальных сил и не участвует вообще в балансировке. На некоторых режимах, при переходе с одного режима полета на другой, при воздействии случайных нагрузок, при изменении центровки путем отклонения ГО или руля высоты обеспечивается создание на ГО дополнительных вертикальных сил для компенсации возникающих дополнительных моментов, воздействующих на самолет. Однако решающую, основную роль в балансировке имеет ПГО. Так например, выбранные параметры ПГО из условия балансировки самолета на взлете с мощной механизацией крыла создадут значительный кабрирующий момент на крейсерском режиме полета. В этом случае потребуется отклонение стабилизатора ГО для создания подъемной силы, компенсирующей кабрирующий момент ПГО.

Такое положение, когда ПГО имеет решающую роль в балансировке, не исключая участия ГО, мы будем относить к "балансировке по схеме "утка".

Статическая устойчивость самолета обеспечивается известным способом как для самолета "нормальной" схемы, содержащего в качестве несущих поверхностей крыло и ГО. ПГО в предлагаемом самолете закреплено шарнирно и устанавливается при изменении угла атаки на тот же самый заданный угол 7, и таким образом не создает дополнительного дестабилизирующего момента, как это происходит у самолетов "утка " и трипланов с жестким закреплением ПГО. т.е. производная подъемной силы по углу атаки - C_у = 0, и ПГО в предложенном самолете не влияет на характеристики продольной устойчивости.

Обеспечение статической устойчивости самолета производится путем подбора геометрических параметров ГО и его размещения с крылом относительно центра тяжести таким образом, чтобы фокус самолета находился бы позади центра тяжести, т.е. необходимо чтобы соблюдалось условие, определяемое выражением



где X_т и X_f - относительные координаты соответственно центра тяжести и фокуса самолета соответственно. Тогда при изменении угла атаки возникающие силы на крыле и оперении Y_кр и Y_го автоматически обеспечивают возврат самолета в прежнее положение. При этом для упрощения не рассматриваются силы и моменты от других составных частей самолета, которые должны также быть учтены при определении положения аэродинамического фокуса. Однако принцип обеспечения статической устойчивости при этом не изменяется.

Таким образом, предложенный самолет совмещает преимущества "утки" (исключение балансировочного сопротивления) с простотой и надежностью обеспечения статической устойчивости самолета "нормальной" схемы.

Вследствие чего предложенный самолет имеет повышенное аэродинамическое качество, что приводит к повышению его транспортной эффективности.

Более того, самолет имеет лучшие эксплуатационные характеристики, обеспечивает повышение безопасности полетов.