летательный аппарат

Формула изобретения

1. Летательный аппарат, содержащий фюзеляж, консоли с органами управления, вертикальное оперение в хвостовой части фюзеляжа, отличающийся тем, что центр масс расположен в плоскости симметрии фюзеляжа между двумя вертикальными прямыми на ней, на которые проецируются центры давления двух раздвинутых по длине фюзеляжа консолей.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что нижняя поверхность фюзеляжа от проекции центра масс до хвостовой оконечности может быть профилирована.

3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что передняя консоль может быть прямой стреловидности с отрицательной круткой, а задняя консоль может быть обратной стреловидности с положительной круткой.

Описание изобретения к патенту

Изобретение может найти применение в самолетостроении, например, при конструировании планеров и самолетов.

Целью изобретения является исключение потерь на интерференцию между крыльями и повышение продольной устойчивости летательного аппарата путем ступенчатого расположения полукрыльев (консолей).

Известен одноместный планер тандем БА-1 конструкции А.А.Борина, О.К.Антонова, построенный в 1935 году (См. А.П.Красильщиков «Планеры СССР», Москва, Машиностроение, 1991 г.).

Признаки планера тандем БА-1:

a) биплан с тандемным расположением крыльев;

b) центр масс раположен в плоскости симметрии фюзеляжа, между двумя вертикальными прямыми на ней, на которые проецируются центры давления четырех, раздвинутых по длине фюзеляжа парами, консолей (совпадает с признаком изобретения, кроме количества консолей);

c) вертикальное оперение на концах заднего крыла.

Планер тандем БА-1 - это биплан в варианте, мало чувствительном к смещению центра масс.

Исключению потерь на интерференцию между крыльями планера тандем БА-1 препятствуют следующие обстоятельства. Установка заднего крыла планера БА-1 выше его переднего крыла ослабляет воздействие крыльев друг на друга, но не исключает его. Взаимодействие крыльев увеличивает общее сопротивление по сравнению с суммой сопротивлений аналогичных изолированных крыльев.

Потери на интерференцию между крыльями планера БА-1 остаются из-за тандемной схемы.

Известен самолет, изобретенный в России Бумаковым В.Д. (21) 97118157/28; (22) 30.10.97; (51) 6 В 64 С 39/08; (72) Бумаков В.Д.; (71) Бумаков В.Д.; (74) Грунина А.Е.; (98) 12.11.65; Москва, а/я 15, ООО «Юстис» (54) Самолет. Официальный бюллетень Российского агентства по патентам и товарным знакам. Изобретения (заявки и патенты) 1999 г. ФИПС Москва 20 (1 ч.).

Признаки самолета Бумакова В.Д.:

a) биплан с тандемным расположением крыльев;

b) центр масс расположен в плоскости симметрии фюзеляжа, между двумя вертикальными прямыми на ней, на которые проецируются центры давления четырех, раздвинутых по длине фюзеляжа парами, консолей (совпадает с признаком изобретения, кроме количества консолей);

c) вертикальное оперение на концах заднего крыла.

Самолет Бумакова В.Д. - это биплан в варианте, мало чувствительном к смещению центра масс. Но потери на интерференцию между крыльями этого самолета остаются из-за тандемной схемы.

Известен летательный аппарат с соединенными крыльями, изобретенный в Великобритании. Прототип изобретения. (51) МКИ 4 В 64 С 39/08; (11) Заявка N 2208112; (52) НКИ B 7 W; Публикация 890301 N 9; (53) УДК 629735; (54) Летательный аппарат с соединенными крыльями. Изобретения стран мира. Реферативная информация. Всесоюзный НИИ патентной информации. Выпуск 48 МКИ В 64 N 12, Москва, 1989 г. Воздухоплавание; авиация; космонавтика.

Признаки летательного аппарата с соединенными крыльями:

а) биплан с соединенными крыльями;

b) центр масс расположен в плоскости симметрии фюзеляжа, между двумя вертикальными прямыми на ней, на которые проецируются центры давления четырех полукрыльев (совпадает с признаком изобретения, кроме количества полукрыльев);

c) вертикальное оперение в хвостовой части фюзеляжа (совпадает с признаком изобретения).

Летательный аппарат с соединенными крыльями - это биплан в варианте, мало чувствительном к смещению центра масс. Но потери на интерференцию между крыльями этого самолета остаются из-за двукрылой схемы.

Известно, что бипланы как по подъемной силе, так и по скорости уступают монопланам с той же площадью крыла. Это объясняется взаимовлиянием крыльев биплана и дополнительным сопротивлением, создаваемым стойками и растяжками.

Поэтому заявлен моноплан в модификации, мало чувствительной к смещению центра масс и без взаимовлияния несущих и стабилизирующих плоскостей. Это летательный аппарат с вертикальным оперением в хвостовой части фюзеляжа и ступенчатым крылом. Его центр масс расположен в плоскости симметрии фюзеляжа, между двумя вертикальными прямыми на ней, на которые проецируются центры давления двух, раздвинутых по длине фюзеляжа, консолей.

Низкая чувствительность к смещению центра масс повышает продольную устойчивость летательного аппарата.

Также исключаются потери на интерферению между консолями, расположенными по разные стороны фюзеляжа.

При этом решались следующие противоречия.

1. В результате удаления консолей друг от друга (в пределах длины фюзеляжа) моменты вращения вокруг центра масс увеличиваются. Это ведет к ухудшению управляемости и увеличению массы прочного фюзеляжа, несущего скручивающую нагрузку.

2. Ступенчатое расположение прямых трапецеидальных консолей при наличии угла поперечного V и скорости вертикального снижения вызывает самовращение летательного аппарата вокруг центра масс в горизонтальной плоскости.

3. Вынос передней консоли в носовую оконечность ограничивает поле зрения пилота.

По поводу решения первого противоречия. Оценка расстояний от центра масс до каждого центра давления консолей для двух вариантов компоновки (летательный аппарат со ступенчатым крылом и классический планер моноплан) показывает их малое отличие. Это отличие в пределах 10% при размахе крыла 15 метров и расстоянии 3 метра между проекциями на плоскости симметрии фюзеляжа центров давления ступенчатого крыла.

Значит и моменты вращения вокруг центра масс летательного аппарата со ступенчатым крылом для этого случая будут мало отличатся по величине от моментов вращения вокруг центра масс классического моноплана.

Поэтому размеры и форма аэродинамических органов управления для летательного аппарата со ступенчатым крылом могут быть рассчитаны по методам, известным для классического моноплана.

По поводу решения второго противоречия. Исключение самовращения в горизонтальной плоскости летательного аппарата со ступенчатым крылом может быть обеспечено двояко. В одном варианте передняя консоль может быть прямой стреловидности с отрицательной круткой, а задняя консоль может быть обратной стреловидности с положительной круткой. В другом варианте (консоли без стреловидности) профилируют нижнюю поверхность фюзеляжа от проекции центра масс до хвостовой оконечности так, чтобы в полете возникал аэродинамический момент противовращения.

Суммарный аэродинамический момент вращения вокруг центра масс в горизонтальной плоскости в обоих вариантах должен быть равен нулю.

По поводу решения третьего противоречия. Вынос левой консоли в переднюю оконечность летательного аппарата ограничивает поле зрения пилота. Поле зрения пилота в этом случае может быть расширено с помощью технических средств. В кабину пилота устанавливают экран поля зрения видеокамеры, вынесенной и установленной перед/под передней консолью.

Технический результат

Летательный аппарат со ступенчатым крылом - это новая схема компоновки планера (самолета) с повышенной продольной устойчивостью и без интерференционных помех.

На фиг.1 Летательный аппарат с правоступенчатым крылом, вид спереди.

На фиг.2 То же, вид сверху.

На фиг.3 То же, вид слева.

Вид спереди летательного аппарата с левоступенчатым крылом - это зеркально отображенная фиг.1.

Вид сверху летательного аппарата с левоступенчатым крылом - это зеркально отображенная фиг.2.

Вид справа летательного аппарата с левоступенчатым крылом - это зеркально отображенная фиг.3.

Фюзеляж 1 с кабиной пилота 2 и вертикальным оперением 3. Передняя, низкорасположенная в носовой части фюзеляжа, консоль 4.

Задняя, высокорасположенная в средней части фюзеляжа, консоль 5.

Кабина пилота 2 закрыта обтекаемым прозрачным съемным колпаком 6. На вертикальном оперении 3 установлен руль направления 7. Нижняя поверхность фюзеляжа имеет профилированную поверхность 8 от проекции центра масс летательного аппарата до хвостовой оконечности. Консоли 4 и 5 имеют органы управления 9 и 10. При полете нагрузка равномерно распределяется на переднюю консоль 4 и заднюю консоль 5.

Встречный поток воздуха, обтекая консоли 4, 5 и вертикальное оперение 3, создает силы, стабилизирующие продольную и путевую устойчивость летательного аппарата.

Управление полетом осуществляется посредством органов управления 7, 9, 10.

В полете летательный аппарат со ступенчатым крылом разовьет большую подъемную силу и большую скорость, чем летательный аппарат с тандемным расположением крыльев и равной удельной нагрузкой.

Летательный аппарат со ступенчатым крылом может быть использован для обучения методом вывоза и для планерного (самолетного) спорта. Все время существования летательных аппаратов конструкторы совершенствуют их с использованием передовых для своего времени материалов и технологий. Так, рекордный планер СССР ЛАК-15 был изготовлен с использованием композитных материалов (см. А.П.Красильщиков. «Планеры СССР». Москва. Машиностроение, 1991 г.).

В конструкции летательного аппарата со ступенчатым крылом особого внимания потребуют пилотская кабина и часть фюзеляжа между консолями, постоянно несущая скручивающую нагрузку.