интегральный самолет

Формула изобретения

Самолет интегральной схемы, содержащий узел «крыло-фюзеляж», кабину экипажа, вертикальное и горизонтальное оперение, рули, силовую установку, шасси, самолетные и двигательные системы, оборудование и приборы, отличающийся тем, что хвостовая часть интегрального самолета образована из трех подвижных поверхностей, установленных таким образом, чтобы в исходном положении все поверхности формировали необходимую геометрию хвостовой части, а в рабочем положении две поверхности образуют прямое крыло с удлинением не менее >4 и имеющее симметричные профили с относительно большой толщиной С=11-13%, а третья поверхность, которая выполнена из профилей с отрицательной вогнутостью, выходит на расстояние, приблизительно равное максимальной хорде этой поверхности, при этом все поверхности связаны через кинематические связи с единым пневматическим приводом, который включается вручную или автоматически при достижении недопустимого угла атаки и может быть выключен после перехода на нормальный режим полета.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования интегральных конструкций самолетов разного типа и назначения.

Известны схемы интегральных самолетов, в которых применена единая конструкция фюзеляжа и крыла, которая всеми элементами воспринимает основные нагрузки. На практике интегральная конструкция применяется на самолетах, выполненных по схеме «летающее крыло» или для многорежимных боевых самолетов: отечественного Ту-160 или американского В-1, которые выбраны в качестве прототипа предлагаемого решения (см. энциклопедию «Авиация» (под редакцией Г.П.Свищева, издательство «Российские энциклопедии». М., 1988 г.); В.Г.Ригмант «Самолеты ОКБ А.Н.Туполева». - М.: Русавиа, 2001 г., стр.244-249). Часто применяются также самолеты с некруглым, обычно эллиптическим, фюзеляжем (International Patent Classification Number PCT/US97/07636, publication number WO 97/43176, 13 мая 1996 г.).

Основной конструктивной особенностью таких схем является то, что в компоновках (для интеграции крыла и фюзеляжа или стыковки с большим фюзеляжем) приходится применять большие наплывы очень большой стреловидности, с помощью которых переходят на базовое (трапециевидное) крыло. Большие размеры корневых хорд самолета приводят к заметным особенностям поведения самолета на больших углах атаки. При появлении отрыва на наплыве резко возрастает продольный момент на кабрирование, что может привести к выходу на большие углы атаки и последующему сваливанию в плоский штопор. В этот момент требуется изменить характер протекания продольного момента m_z и создать резко пикирующий момент, который позволит уйти с опасных режимов.

Для достижения этой цели хвостовая часть интегрального самолета образована из трех подвижных поверхностей, установленных таким образом, чтобы в исходном положении все поверхности формировали необходимую геометрию хвостовой части, а в рабочем положении две поверхности образуют прямое крыло с удлинением не менее >4 и имеющее симметричные профили с относительно большой толщиной С=11-13%, а третья поверхность, которая выполнена из профилей с отрицательной вогнутостью, выходит на расстояние, приблизительно равное максимальной хорде этой поверхности, при этом все поверхности связаны через кинематические связи с единым пневматическим приводом, который включается вручную или автоматически при достижении недопустимого угла атаки и может быть выключен после перехода на нормальный режим полета.

Суть предложения поясняется иллюстрациями.

На фиг.1 показана схема интегрального самолета. На фиг.2 - схема предлагаемого устройства в исходном (нормальном) положении. На фиг.3 - схема предлагаемого устройства в рабочем положении. На фиг.4 - результаты оценки характеристик самолета по результатам продувок модели в аэродинамической трубе.

Самолет интегральной схемы 1 (фиг.1) состоит из интегрального узла 2, состоящего из фюзеляжа 3 и крыла 4, объединенных с передней частью с кабиной экипажа 5 наплывами 6 и консолями 7. Самолет имеет вертикальное 8 и горизонтальное 9 оперения с рулями 10 и 11. Силовая установка состоит из двигателей 12. На самолете установлены устройство 13, шасси 14, самолетные и двигательные системы, оборудование и приборы, которые условно не показаны.

Устройство 13, расположенное в хвостовой части самолета (фиг.2), образуется поверхностями 15, 16 и 17, которые крепятся к конструкции фюзеляжа 3. Поверхности 15, 16, 17 тягами 18,19, 20 соединены со штоком 21 поршня 23 цилиндра 24. Внутри цилиндра установлена возвратная пружина 22. Воздушная полость цилиндра 24 соединена трубопроводом через кран 25 с баллоном 26. Управление краном 25 и предохранительным клапаном 27 осуществляется блоком 28, который электрически связан с кабиной экипажа. Блок 28 может включаться как вручную экипажем, так и автоматически по сигналам от автоматической системы управления при превышении допустимого угла атаки.

При срабатывании блока управления (вручную или автоматически) (фиг.3) сжатый воздух из баллона 26 подается в цилиндр 24. Поршень 23 перемещается в крайне правое положение и через шток 21 выпускает поверхности 15 и 17, которые образуют прямое крыло с удлинением не менее >4, и имеющее симметричные профили с относительно большой толщиной С=11-13%. Одновременно выходит поверхность 16 на расстояние, примерно равное максимальной хорде этой поверхности.

Таким образом, на хвостовой части самолета образуется система поверхностей, которые создают большой пикирующий момент, заставляющий самолет изменить направление опасного движения самолета.

Размеры поверхностей обычно выбираются после проведения аэродинамических испытаний моделей в аэродинамической трубе.

На фиг.4 показано возможное изменение характеристик m_z для одной из моделей интегрального самолета.

Традиционное горизонтальное оперение на углах атаки до «критического», (в рассматриваемом случае 8-9°) компенсирует эти явления, но после некоторого угла атаки этой компенсации становится недостаточно. Момент m _z меняет знак. Образуется т.н. «ложка» и все характеристики показывают, что самолет становится неустойчивым (кривая «2» фиг.4).

Хорошо видно, что выпуск предлагаемого устройства увеличивает пикирующий момент не менее чем на 15% и дает дополнительный запас по углу атаки до четырех градусов (!) (кривая «3» фиг.4).

Расчеты также показывают, что в ряде новых аэродинамических схем предлагаемое устройство может быть использовано как противоштопорное для проведения испытаний на больших углах атаки и даже при штатной эксплуатации. Но в этих случаях в качестве критерия должны выбираться все опасные признаки поведения самолета на больших углах атаки, включая и устойчивость двигателей.

По результатам испытаний большой модели (1:20) в аэродинамической трубе установлено, что поставленная задача решена полностью и эффективно без значительных массовых затрат и применения сложных автоматических систем.