самолет с плоским хвостовым оперением

Формула изобретения

Самолет, содержащий фюзеляж, крыло, плоское хвостовое оперение, двигатели и шасси, отличающийся тем, что основание крыла расположено в зоне 30-50% длины фюзеляжа от его носовой части, причем нижняя поверхность фюзеляжа выполнена плоской, при этом крыло занимает положение высокоплана, а плоское хвостовое оперение - положение низкоплана, при этом удлинение крыла больше, а стреловидность меньше по сравнению с соответствующими геометрическими параметрами плоского хвостового оперения в 1,5-2,5 раза, двигатели при этом расположены впереди плоского хвостового оперения и выше его верхней поверхности.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к самолетостроению, в частности к компоновке планеров самолетов.

Известны самолеты, содержащие фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, двигатели и шасси (В.П.Морозов и др. "Энциклопедия современной авиации", Минск-Москва, Хорвет ACT, 2001, с.720). Данные самолеты не могут развивать достаточную подъемную силу, т.к. устройство и компоновка планеров не позволяет это сделать. Это объясняется тем, что на нее не работают хвостовая часть фюзеляжа и оперение.

Наиболее близким техническим решением является самолет с плоским хвостовым оперением, описанный в полезной модели 10677 от 16 августа 1999 г. РФ, содержащий фюзеляж, крылья, сдвоенные рули, выполненные с возможностью перемещения в вертикальной плоскости, силовую установку, шасси.

Недостатком данной конструкции является то, что у нее недостаточно используются возможности несущих способностей фюзеляжа и оперения.

Это объясняется тем, что фюзеляж в хвостовой части выполнен в виде симметричного сужения в виде миделевого сечения в центральной части и по этой причине не участвует в образовании подъемной силы.

Плоское хвостовое оперение оснащено двумя парами рулей, которые работают в спутных потоках воздуха после фюзеляжа и гондол двигателей, особенно при кабрировании, что отрицательно влияет на устойчивость полета самолета. Кроме того, отсутствие киля ослабляет поперечную устойчивость полета самолета, т. к. при этом движение выхлопных газов двигателей под плоским хвостовым оперением создает вихревое движение воздуха, что вызывает тряску на нижних поверхностях хвостового оперения и способствует его раскачке, снижая тем самым устойчивость полета самолета.

Техническая задача, решаемая предлагаемым изобретением, - улучшение летных характеристик самолета путем повышения его несущих способностей и обеспечение устойчивости полета.

Для решения поставленной задачи, в самолете, содержащем фюзеляж с сидением для летчика, крылья, плоское хвостовое оперение с двумя несущими поверхностями и двумя парами рулей, двигатель и шасси, основание крыла расположено в зоне 30-50% длины фюзеляжа от его носовой части. Нижняя поверхность фюзеляжа выполнена плоской. Крыло при этом занимает положение высокоплана, а плоское хвостовое оперение - положение низкоплана. По высоте между крылом и плоским оперением установлены двигатели, при этом двигатели расположены впереди хвостового оперения и выше его верхней поверхности. Удлинение крыла больше, а стреловидность меньше по сравнению с плоским хвостовым оперением.

Расположение основания крыла в зоне 30-50% длины фюзеляжа от его носовой части определяется тем, что при смещении меньшем 30% будут ущемлены условия работы летчика, приборов и рычагов управления полетом машины. Кроме этого, носовая часть фюзеляжа для удобообтекаемости заужается со всех сторон и строительная база соединения крыла и фюзеляжа становится ненадежной. Увеличение диапазона за пределы 50% длины фюзеляжа уменьшает несущую подфюзеляжную площадь, развивающую подъемную силу, уменьшает рычаг стабилизации полета машины хвостового оперения и достижение поставленной задачи будет невыполнимым. Совмещение крыла с фюзеляжем в зоне 30-50% его длины позволяет максимизировать высоту между крылом и хвостовым оперением и обеспечить положительные углы атаки всех трех узлов, и тем самым решить техническую задачу по приросту подъемной силы, т.к. они работают на развитие подъемной силы в плотных (не в спутных) слоях воздуха.

Придание крылу положения высокоплана, а хвостовому оперению положения низкоплана позволяет обеспечить благоприятные условия набегания несущих поверхностей на спокойные слои воздуха, что обеспечивает значительный прирост подъемной силы.

Размещение двигателей между крылом и плоским хвостовым оперением в боковой части фюзеляжа обеспечивает движение выхлопных газов двигателей над верхними поверхностями консолей хвостового оперения и верхней поверхностью хвостовой части фюзеляжа. Это способствует вторичному приросту подъемной силы в хвостовой части самолета.

В предлагаемом самолете крыло и хвостовое оперение - несущие, т.е. их можно рассматривать как два последовательно работающих крыла. Известно, что для крыла с удлинением 8 критический угол атаки 12^o, а для крыла с удлинением 2,5 - 18^o. Если стреловидность уменьшить до 30^o, то критический угол атаки его увеличится до 20^o. В предлагаемом самолете его планер в составе крыла плоского фюзеляжа и хвостового оперения, что можно использовать для устойчивого продольного полета и автоматического восстановления его в момент случайного выхода крыла на сверхкритические углы атаки, т.к. при срыве воздушных струй на крыле хвостового оперения еще будет устойчиво развиваться подъемная сила, которая восстановит нормальный угол атаки самолета. Это условие необходимо для любого планера.

Предлагаемый самолет с хвостовым оперением поясняется чертежами.

На фиг.1 показан вид сбоку; на фиг.2 - вид самолета в плане; на фиг.3 - вид спереди; на фиг.4 - сечение АА фиг.2; на фиг.5 - сечение ББ фиг.2; на фиг.6 - положение рулей хвостового оперения на пикирование самолета; на фиг. 7 - положение рулей на кабрирование полета самолета; на фиг.8 - положение рулей на крен самолета слева направо; на фиг.9 - положение рулей на крен самолета справа налево; на фиг.10 - положение рулей на разворот полета самолета слева направо; на фиг.11 - положение рулей на разворот самолета справа налево; на фиг.12 - раскрытие всех четырех рулей при торможении полета самолета или повышении устойчивости его полета в экстремальных условиях.

Предлагаемый самолет содержит фюзеляж 1, к которому сверху подсоединены две консоли крыла-высокоплана 2, при этом по задней кромке крыла выполнены по всему размаху закрылки 3 с возможностью отклонения вниз.

В хвостовой части фюзеляжа в его нижней концевой поверхности вмонтированы две консоли плоского горизонтального оперения. При этом под задними кромками консолей выполнены две пары рулей 5 со свободой отклонения вверх и вниз.

Турбореактивные двигатели (двигатели) 6 расположены в пространстве по высоте между крылом и консолями оперения и крепятся на пилонах к боковинам фюзеляжа 1, к которым также посредством шарниров крепятся две главные стойки шасси 7, а спереди снизу фюзеляжа 1 таким же образом фиксируется передняя стойка шасси 8.

Вверху носовой части фюзеляжа 1 и впереди крыла 2 расположены фонарь с рабочим местом 9 летчика. Сзади фонаря и на верхней поверхности фюзеляжа 1 предусмотрены две шарнирные крышки 10, при открытии которых появляется возможность механизированной подачи грузов во внутреннее пространство фюзеляжа 1 сверху вниз.

В поперечном сечении фюзеляж выполняется с приближением к четырехграннику, выполненному с закруглениями по углам. Причем закругления в нижних углах незначительны, а в верхних - повышенного радиуса. В плане фюзеляж - остроносый, спереди - с плавным расширением, а во второй после крыльевой части - с незначительным сужением.

При виде сбоку фюзеляж выполнен по профилю крыла с положительным прогибом таким образом, чтобы в хвостовой части нижняя поверхность имела угол атаки примерно 50^o, осевая часть до 90^o, а верхняя поверхность крыла до конца фюзеляжа от 0 до 20^o и более. В целом при таких параметрах продольное сечение крыла получается по средней линии с изгибом с выпуклостью вверх, что в состоянии развивать подъемную силу.

Крыло-высокоплан 2 применяется для повышения поперечной устойчивости, для чего оно может быть выполнено под V-образным поперечным углом и дополнительно соединено с фюзеляжем по схеме "чайка". Для путевой устойчивости крыло выполняется стреловидным. Удлинение крыла следует принимать по среднему значению - 7-8. По всей задней кромке крыла выполняются закрылки 3 или другие виды механизации, необходимые для управления подъемной силой (традиционных элеронов нет).

Хвостовое оперение соединено с фюзеляжем по схеме низкоплана. В состав оперения входят только две плоские консоли 4, которые так же, как и нижняя поверхность фюзеляжа, в хвостовой части, выполнены относительно крыла с положительным углом атаки 5-7^o. Для поперечной устойчивости полета консоли оперения смонтированы с поперечной V-образностью (в составе хвостового оперения традиционный киль отсутствует). По задней кромке каждой консоли выполнены сдвоенные рули, которые имеют свободу секторных перемещений вверх и вниз. Причем передние кромки консолей и плоскости рулей занимают стреловидность, например, кромки - 40^o; оси плоскостей рулей - 35^o. Удлинение оперения должно быть меньше удлинения крыла.

Учитывая геометрические характеристики хвостового оперения и крыла и их угловое положение относительно друг друга, срыв потока воздуха на крыле будет при углах атаки до 14^o, а на оперении - после 20^o. Таким образом, геометрические параметры хвостового оперения подобраны так, чтобы при срыве потоков воздуха на крыле и его аэродинамические силы, как несущие, так и управляющие, сохранились. Это условие необходимо для продольной устойчивости полета машины. Для поперечной и путевой устойчивости полета рули в плане попарно слегка приоткрыты вверх и вниз.

Рулями хвостового оперения обеспечивается полное управление полетом машины. Для этого к шарнирам четырех рулей со стороны фюзеляжа подведены рычаги и тяги системы механизмов по дифференциальному отклонению рулей вверх и вниз (на чертеже не показано).

Взлет и посадка самолетов данного принципа осуществляются по общепринятой схеме широко известных самолетов с трехстоечным шасси и хвостовым оперением с килем.

При полете и маневрировании по высоте на кабрирование (фиг.6) через систему управления летчик выводит все четыре руля вверх. Для пикирования машины рули опускаются вниз (фиг.7). При повороте влево раскрываются рули левой консоли хвостового оперения, а при повороте вправо раскрываются рули правой консоли (фиг.8, 9). Вращение самолета влево и вправо осуществляется перемещением рулей по диагональным сторонам, соответственно, левый вниз, правый вниз, и наоборот (фиг.10, 11).

В предлагаемой конструкции самолета его составные части - крыло и оперение могут быть удалены друг от друга по высоте за счет положительного прогиба фюзеляжа. Этим обеспечивается одновременное наведение крыла и плоского хвостового оперения на спокойные слои воздуха, что способствует приросту их подъемных сил.

У фюзеляжа нижняя поверхность, имея угол атаки на спокойные слои воздуха, формирует давление, а верхняя поверхность по причине изгиба вниз формирует разрежение воздуха. Таким образом, фюзеляж обеспечивает прирост подъемной силы.

Так как нижняя поверхность хвостового оперения омывается спокойными слоями воздушной атмосферы, то рули в этой зоне работают с высокой чувствительностью, без тряски при достаточно эффективном приращении подъемной силы. Одновременно, когда верхние поверхности затенены от набегающего спокойного атмосферного воздуха, прирост скорости воздушных струй обеспечивается выхлопными газами двигателей. Поэтому работа рулей протекает с высокой аэродинамической силой, что гарантирует балансировку полета самолета и эффективную его управляемость.