дельталет

Формула изобретения

Дельталет, содержащий гибкое крыло с рулевой трапецией, шарнирно закрепленное в точке подвески на пилоне мототележки, в корпусе которой установлены тандемно расположенные два кресла, силовую установку с толкающим воздушным винтом, установленным за задней кромкой крыла и выступающим над поверхностью последнего, отличающийся тем, что он дополнительно содержит жесткое крыло, центроплан которого установлен в нижней части мототележки под плоскостью вращения лопастей винта, и стабилизатор, установленный за воздушным винтом под отрицательным углом к продольной оси мототележки, не превышающим величину угла атаки начала срыва воздушного потока на нем, и прикрепленный при помощи двух килей к центроплану, при этом гибкое крыло и ось воздушного винта установлены в соответствии с формулой

Р Нр + Yk Xgk = 0,

где Р - сила тяги воздушного винта;

Нр - расстояние от оси воздушного винта до точки подвески гибкого крыла;

Yk - нормальная аэродинамическая сила жесткого крыла;

Хgk - расстояние от линии действия нормальной силы жесткого крыла до точки подвески гибкого крыла.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к легкому самолетостроению и может быть использовано при конструировании дельталетов.

Известен дельталет, содержащий крыло и мототележку, шарнирно соединенные между собой, винтомоторную группу, содержащую двигатель внутреннего сгорания, на которой смонтирован понижающий клиноременный редуктор и воздушный винт. Редуктор представляет собой устройство из большого и малого шкивов, при этом малый шкив установлен непосредственно на валу двигателя, а большой - на неподвижной оси, закрепленной на специальном кронштейне, смонтированном на картере двигателя. Непосредственно на шкиве закреплен воздушный винт. Крыло, шарнирно соединенное с мототележкой, находится в плоскости вращающегося винта и поэтому расположено выше него, а трапеция управления крылом находится на уровне груди пилота [1].

Недостатками данной конструкции являются

- высокое лобовое сопротивление;

- низкое аэродинамическое качество;

- ограниченные функциональные возможности пилота при управлении аппаратом.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является дельталет, содержащий гибкое крыло с рулевой трапецией, шарнирно закрепленное в точке подвески на пилоне мототележки, в корпусе которой установлены тандемно расположенные два кресла, силовую установку с толкающим воздушным винтом, установленным за задней кромкой крыла и выступающим над поверхностью последнего [2].

Недостатками известной конструкции являются

- неблагоприятная интерференция между входной струей воздушного винта и крылом дельталета, что снижает несущие свойства крыла;

- усложнение управления полетом за счет изменения знака и величины усилия на управляющей трапеции при отрыве дельталета от земли на взлете, а также при изменении тяги двигателя в полете;

- большая нагрузка на гибкое крыло при полете, что ухудшает аэроупругие характеристики дельталета;

- тенденция к самопроизвольному кренению дельталета вследствие отсутствия аэродинамической компенсации реактивного момента;

- отсутствие защиты воздушного винта от воздействия посторонних предметов со стороны поверхности земли на взлетно-посадочных режимах.

Задачей предлагаемого изобретения является улучшение взлетно-посадочных характеристик дельталета, упрощение управления полетом, повышение несущих свойств крыла, улучшение аэродинамических характеристик дельталета, повышение безопасности полета.

Данная задача решается таким образом, что дельталет, содержащий крыло с рулевой трапецией, шарнирно закрепленное в точке подвески на пилоне мототележки, в корпусе которой установлены тандемно расположенные два кресла, силовую установку с толкающим воздушным винтом, установленным за задней кромкой крыла и выступающим над поверхностью последнего, дополнительно содержит жесткое крыло, центроплан которого установлен на нижней части мототележки под плоскостью вращения лопастей винта, и стабилизатор, установленный за воздушным винтом под отрицательным углом к продольной оси мототележки, не превышающим величину угла атаки начала срыва воздушного потока на нем, и прикрепленный при помощи двух килей к центроплану, при этом гибкое крыло и ось воздушного винта установлены в соответствии с формулой РHp+YкXgk=0, где Р - сила тяги воздушного винта; Нр - расстояние от оси воздушного винта до точки подвески гибкого крыла; Yk - нормальная аэродинамическая сила жесткого крыла; Хgk - расстояние от линии действия нормальной силы жесткого крыла до точки подвески гибкого крыла.

На фиг.1 представлен предлагаемый дельталет (вид сбоку), на фиг.2 - вид сверху; на фиг.3 - вид спереди; на фиг.4 - графическое пояснение расчетной формулы.

Дельталет содержит гибкое крыло 1 с рулевой трапецией 2, шарнирно закрепленное в точке 3 подвески гибкого крыла 1 на пилоне 4 мототележки 5, в корпусе которой установлены тандемно расположенные два кресла 6 и 7, силовую установку 8 с толкающим воздушным винтом 9, жесткое крыло 10, центроплан 11 которого установлен на нижней части мототележки 5 под плоскостью вращения лопастей винта 9, и стабилизатор 12, установленный за воздушным винтом 9 и прикрепленный при помощи двух килей 13 и 14 к центроплану 11 (фиг.1-3).

Данная конструкция дельталета обеспечивает уменьшение расстояния между гибким крылом 1 и мототележкой 5 и смещение плоскости вращения воздушного винта 9 назад за заднюю кромку крыла 1, что в результате устраняет возможную неблагоприятную интерференцию между крылом 1 и входной струей воздушного винта 9, характерную для дельталетов с традиционной компоновкой, где входная струя вместе с эжектируемым ею потоком создает под нижней поверхностью крыла дополнительное разрежение и уменьшает подъемную силу. Вынос плоскости вращения воздушного винта 9 за заднюю кромку крыла 1 ослабляет в целом влияние входной струи воздушного винта 9 на крыло 1, а на режимах взлета и посадки, когда струя воздушного винта 9 наиболее интенсивна, а угол установки крыла 1 увеличивается (его задняя кромка опускается), входная струя дополнительно разгоняет поток как на нижней, так и на верхней поверхностях крыла 1, вследствие чего несколько повышаются несущие свойства крыла в центральных его сечениях. Уменьшенное расстояние между крылом 1 и мототележкой 6 приводит также к тому, что вектор тяги двигателя силовой установки 8 проходит вблизи точки 3 подвески, в результате чего при изменении тяги двигателя в полете не происходит изменения знака и величины усилия на рулевой трапеции 2, что существенно упрощает управление дельталетом. Расстояние между крылом 1 и мототележкой 5 выбирается из того расчета, чтобы не изменялась нагрузка на рулевой трапеции 2 вследствие изменения подъемной силы на жестком крыле 10, вызванного изменением режима работы двигателя силовой установки 8. Момент относительно точки крепления крыла 1, создаваемый тягой двигателя Р на плече Нр, должен уравновешивать момент от нормальной аэродинамической силы Yk жесткого крыла 10, действующей на плече Хgk (фиг.4), и поясняется расчетной формулой. Применение дополнительного жесткого крыла 10 разгружает в полете гибкое крыло 1, что способствует улучшению аэроупругих характеристик последнего. Кроме того, крыло 10 улучшает также взлетно-посадочные характеристики, так как оно размещено в нижней части мототележки 6 и вблизи поверхности земли испытывает экранный эффект (его аэродинамическое качество увеличивается). Размещение воздушного винта 9 над центропланом 11 приводит при вращении винта 9 к созданию cуперциркуляции на центроплане 11 (входная струя разгоняет поток и создает дополнительное разрежение над поверхностью центроплана 11) и увеличению подъемной силы на дополнительном жестком крыле 10 в целом. Этот эффект усиливается наличием килей 13 и 14 и наиболее ощутим на взлете, когда двигатель работает на максимальных оборотах. Кроме того, центроплан 11 и кили 13 и 14 защищают воздушный винт от попадания на него посторонних предметов при разбеге и пробеге дельталета.

В то же время для дельталетов с известной традиционной компоновкой на взлете характерен эффект так называемой "прокачки", когда при отрыве аппарата от земли исчезает сопротивление качения колес, происходит разбалансировка моментов относительно точки подвески и под действием неуравновешенного момента от тяги двигателя мототележка стремится изменить свое положение относительно крыла. Пилот ощущает это в виде значительно возросшего в момент отрыва от земли толкающего усилия на управляющей трапеции и при несопротивлении этому усилию - в приближении трапеции к груди. Такое явление создает неудобство в управлении аппаратом. По сравнению с известными дельталетами в предлагаемой конструкции за счет уменьшения расстояния между крылом и тележкой уменьшено плечо вектора тяги Hp относительно точки 3 подвески крыла, и эффект прокачки практически не проявляется.

Кроме того, на современных дельталетах с повышенной мощностью двигателя на режимах с максимальной тягой становится существенным реактивный момент, возникающий на валу двигателя. Это приводит к тому, что возникает самопроизвольное кренение мототележки. В предлагаемом дельталете по сравнению с прототипом за плоскостью воздушного винта 9 установлен стабилизатор 12, взаимодействующий с закрученной выходной струей винта 9 таким образом, что на одной его половине создается дополнительная положительная аэродинамическая нагрузка, а на другой - отрицательная. В результате на стабилизаторе 12 создается момент крена, действующий в сторону, противоположную реактивному моменту. Кроме того, стабилизатор установлен под отрицательным углом к продольной оси мототележки, не превышающим величину угла атаки начала срыва воздушного потока на нем, например под углом около 10^o, что повышает запас продольной статической устойчивости дельталета.

Источники информации

1. Авт. св. СССР 1779641, кл. В 64 С 31/02, 03.01.1991.

2. Авиация общего назначения. Изд-во "Научно-технический центр авиации общего назначения", 1997, 9, стр. 8 (прототип).