самолет с колеблющимися предкрылками

Формула изобретения

1. Самолет с колеблющимися предкрылками, содержащий фюзеляж, крыло, подвижный щелевой предкрылок в качестве движителя, установленный впереди и выше носка крыла и приводимый в колебательное движение вверх и вниз относительно носка крыла поворотом на угол вокруг оси, соединенной кинематической цепью с двигателем привода, создающим во взаимодействии с аэродинамической поверхностью крыла аэродинамическую подъемную силу и продольную тягу, и вертикальное оперение с рулем направления полета, отличающийся тем, что на самолете по тандемной схеме дополнительно установлено второе крыло с колеблющимся предкрылком, связанным кинематической цепью с двигателем привода, аналогичное ранее упомянутому крылу, при этом одно из крыльев установлено впереди, а другое - позади центра тяжести самолета.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что крылья выполнены в виде пар консолей с колеблющимися предкрылками на каждой консоли, установленных на обеих сторонах фюзеляжа, а двигатели привода предкрылков расположены внутри фюзеляжа.

3. Самолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что вертикальное оперение с рулем направления полета установлено на каждой консоли крыльев со стороны их задней кромки.

4. Самолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что двигатели приводов предкрылков установлены попарно, каждый из которых имеет кинематическую связь с колеблющимся предкрылком соответствующей консоли крыла.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиации, в частности к специальным самолетам, имеющим несколько крыльев.

Известен самолет короткого взлета-посадки, содержащий фюзеляж, движитель, комбинацию из двух крыльев, одно из которых установлено впереди, а другое - позади центра тяжести самолета так, что аэродинамический фокус изолированной комбинации крыльев совпадает с центром тяжести самолета, горизонтальное и вертикальное хвостовое оперение. Переднее крыло имеет сдвижные закрылки по всему размаху консолей, а заднее крыло - сдвижные закрылки и щелевые элероны. Горизонтальное оперение имеет руль высоты, вертикальное оперение - руль направления (Патент RU № 2102287 C1. Самолет. - МПК⁶: B64C 39/08. - 20.01.1998). Недостатком известного самолета является значительное изменение продольной балансировки при отрыве потока воздуха на одном из крыльев, вызывающее потребность большой длины взлетно-посадочной полосы, равной 550 метров, а также малая маневренность в полете.

Известно крыло с подвижным предкрылком, последний будучи приведен в колеблющееся движение и благодаря наличию в предкрылке эластичной гибкой задней кромки будет совершать ей волнообразные колебания, аналогичные работе хвоста рыбы. Поток воздуха, засасываемый щелью между крылом и предкрылком, прогоняется за крыло с добавочной скоростью, благодаря чему создается поступательное движение аппарата (Авторское свидетельство СССР № 54789. Разрезное крыло с подвижным предкрылком. - Класс 62b, 15₀₂. - Опубл. 30 апреля 1939 г.).

Известен самолет с колеблющимся предкрылком, выполненный по «классической» аэродинамической схеме, содержащий фюзеляж, крыло, подвижный щелевой предкрылок в качестве движителя, установленный впереди и выше носка крыла, приводимый в быстрое колебательное движение вверх и вниз вокруг оси, связанной кинематической цепью через редуктор и кривошипный механизм с установленным под крылом двигателем, создающими аэродинамическую подъемную силу и тягу, хвостовую балку, шасси с хвостовой опорой и хвостовое оперение с рулями высоты и направления (1. Работы А.И. Болдырева /Кн. Макаров Ю.В. Летательные аппараты МАИ. 1994. - с.48-50, рис.36 и 37). Данный самолет принят за прототип.

Основным недостатком известного самолета с колеблющимся предкрылком, принятого за прототип, является потеря эффективности рулей высоты и направления при полете на углах атаки, близких к 40°, из-за срыва потока воздуха на горизонтальном оперении. Следствием этого является нарушение продольной балансировки и невозможность эффективно управлять самолетом по тангажу и курсу при малых скоростях полета, соответствующих большим углам атаки, что снижает его маневренность.

Основной задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является создание нового типа самолета с возможностью взлета и посадки при низких взлетной и посадочной скоростях, а также с повышенной маневренностью и управляемостью во всем диапазоне скоростей полета.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявленного изобретения, является возможность короткого взлета и посадки самолета за счет низких взлетной и посадочной скоростей, а также высокая маневренность и управляемость во всем диапазоне скоростей полета самолета.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном самолете с колеблющимися предкрылками, содержащем фюзеляж, крыло, подвижный щелевой предкрылок в качестве движителя, установленный впереди и выше носка крыла и приводимый в колебательное движение вверх и вниз относительно носка крыла поворотом на угол вокруг оси, соединенной кинематической цепью с двигателем привода, создающим во взаимодействии с аэродинамической поверхностью крыла подъемную силу и продольную тягу, и вертикальное оперение с рулем направления полета, согласно предложенному техническому решению,

на самолете по тандемной схеме дополнительно установлено второе крыло с колеблющимся предкрылком, связанным кинематической цепью с двигателем привода, аналогичное ранее упомянутому крылу, при этом одно из крыльев установлено впереди, а другое - позади центра тяжести самолета;

крылья выполнены в виде пар консолей с колеблющимися предкрылками на каждой консоли, установленных на обеих сторонах фюзеляжа, а двигатели привода предкрылков расположены внутри фюзеляжа;

вертикальное оперение с рулем направления полета установлено на каждой консоли крыльев со стороны их задней кромки;

двигатели приводов предкрылков установлены попарно, каждый из которых имеет кинематическую связь с колеблющимся предкрылком соответствующей консоли крыла;

приводы предкрылков и рулей направления полета управляются бортовым пилотажно-навигационным комплексом самолета;

площадь несущей поверхности переднего крыла меньше площади несущей поверхности заднего крыла.

Проведенный заявителем анализ уровня техники позволил установить, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественными всем признакам заявленного летательного аппарата, отсутствуют. Следовательно, заявляемое техническое решение соответствует условию патентоспособности «новизна».

Результаты поиска известных решений в данной области техники с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипа признаками заявляемого технического решения, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники. Из определенного заявителем уровня техники не выявлена известность влияния предусматриваемых существенными признаками заявляемого технического решения преобразований на достижение указанного технического результата. Следовательно, заявляемое техническое решение соответствуют условию патентоспособности «изобретательский уровень».

На фиг.1 показана схема самолета с колеблющимися предкрылками; на фиг.2 - профиль крыла с колеблющимся предкрылком; на фиг.3 - схема действия сил несущей системы самолета; на фиг.4 - маневр поворота; на фиг.5 - маневр скольжения.

Предлагаемый самолет с колеблющимися предкрылками представляет собой аэродинамическую двукрылую тандемную схему короткого взлета и посадки. Самолет имеет фюзеляж 1, переднее крыло 2 и заднее крыло 3, состоящие из двух консолей каждое, установленные на боковых сторонах фюзеляжа спереди и сзади центра 0 тяжести самолета, подвижные щелевые предкрылки 4 в качестве движителя, установленные по всему размаху консолей впереди и выше носка крыльев 2 и 3 (Фиг.1). Предкрылки 4 приводятся в колебательное движение поворотом вокруг осей 5 через кинематические цепи двигателями 6, размещенными внутри фюзеляжа 1. На задних кромках консолей переднего 2 и заднего 3 крыльев установлены вертикальные оперения 7 с рулем направления полета. Самолет установлен на шасси 8. Двигатели 6 установлены для каждого крыла попарно, не связанные между собой, каждый из которых имеет кинематическую связь с колеблющимся предкрылком соответствующей консоли крыла. Предкрылки 4 установлены впереди и выше носка крыльев 2 и 3 с возможностью поворота на угол ₀ вокруг оси 5 вверх и вниз относительно носка крыла, последнее хордой профиля установлено под углом к направлению вектора скорости V набегающего потока воздуха (Фиг.2). Колебательные движения предкрылков 4 на угол ₀ вокруг оси 5 создают аэродинамическую продольную тягу ,

где i - число колеблющихся предкрылков, а взаимодействие созданных колеблющимися предкрылками 4 потоков воздуха U_i с аэродинамической поверхностью крыльев 2 и 3 создает аэродинамическую подъемную силу (Фиг.3). Управление двигателями 6 привода предкрылков 4 в колебательное движение и рулями 7 направления полета осуществляется бортовым пилотажно-навигационным комплексом самолета (условно не показан).

Работа аэродинамической схемы предлагаемого самолета происходит следующим образом.

Включаются приводы двигателей 6, которые независимо друг от друга через кинематические цепи приводят в колебательные движения щелевые предкрылки 4, установленные по всему размаху консолей впереди и выше носка крыльев 2 и 3, используемые на самолете в качестве движителя. Колебательные движения предкрылков 4 осуществляются поворотом их вокруг оси 5 на угол ₀=±(12,5÷15)° вверх с возвратом вниз относительно носка крыльев, которые создают продольную силу тяги Р_х и передают ее крыльям 2 и 3 несущей системы самолета. Колебательными движениями предкрылки 4 вызываются потоки воздуха U, которые, взаимодействуя с аэродинамической поверхностью крыльев 2 и 3, создают аэродинамическую подъемную силу P_у. Под воздействием суммарной продольной силы тяги самолет на шасси 8 начинает свой разбег по взлетной полосе в направлении силы тяги Р_x. С увеличением скорости разбега самолета возникает набегающий поток воздуха со скоростью V, который прогоняется под крыльями 2 и 3, дополнительно увеличивая подъемную силу каждой консоли на величину Р_у. Таким образом, взаимодействие колеблющихся предкрылков 4 с аэродинамической поверхностью крыльев 2 и 3 создает суммарную аэродинамическую подъемную силу . Управление двигателями 6 привода прекрылков 4 в колебательное движение и рулями 7 направления полета осуществляется бортовым пилотажно-навигационным комплексом самолета. С изменением частоты колебаний предкрылков 4 на консолях крыльев 2 и 3 путем изменения режима работы приводов будут изменяться величины подъемной силы Р_y и продольной тяги Р_x.

Изменение траектории полета самолета в плоскости XOY без изменения угла тангажа обеспечивается синхронным изменением режима работы приводов всех колеблющихся предкрылков 4. В этом случае происходит изменение подъемной силы Р_y при условии, что М _x=0 и M_z=0.

Изменение угла тангажа обеспечивается синхронным изменением режима работы приводов предкрылков 4 переднего крыла 2 или заднего крыла 3 путем изменения подъемной силы Р_y консолей переднего крыла 2 или консолей заднего крыла 3, создающих момент M_z 0 при условии, что M_x=0. Таким же образом обеспечивается продольная балансировка самолета во всем диапазоне углов атаки.

Изменение угла крена обеспечивается синхронным изменением режима работы двух приводов предкрылков правых или левых консолей крыльев несущей системы путем изменения подъемной силы P_y и силы тяги P_x правых или левых консолей несущей системы самолета. Это приводит к появлению моментов M_x 0 и M_y 0 при условии M_z=0, при которых самолет выполняет разворот с креном. Для выполнения крена без разворота самолета, когда M_x 0, M_y=0 и M_z=0, необходимо отклонение рулей 7 направления полета вертикального оперения на соответствующий угол.

Управление самолетом по курсу осуществляется рулями 7 направления полетом вертикального оперения. Изменение траектории полета в плоскости XOZ за счет поворота вокруг оси OY, проходящей через центр 0 тяжести самолета, осуществляется совместным отклонением на угол рулей 7 направления полета вертикального оперения передней пары консолей крыла 2 в одном направлении и рулей 7 направления полета вертикального оперения задней пары консолей крыла 3 в противоположном направлении (Фиг.4). При этом на вертикальных оперениях возникают аэродинамические силы Р_zj, где j - число рулей направления, создающих разворачивающий момент M_y.

Изменение траектории полета самолета в плоскости XOZ без изменения угла рыскания осуществляется синхронным отклонением на угол рулей 7 направления полетом вертикальных оперений на консолях переднего крыла 2 и заднего крыла 3 в одном направлении (Фиг.5). При этом на вертикальных оперениях консолей возникают аэродинамические силы P_zj, под воздействием которых с усилием происходит смещение самолета в плоскости XOZ вдоль оси OZ. Углы отклонения передних и задних рулей 7 направления полета определяются из условия М_y=0.

Предложенная конструкция самолета с колеблющимися предкрылками в качестве движителя позволит повысить маневренность самолета и значительно сократить потребную длину взлетно-посадочной полосы.