САМОЛЕТ А.П.ДАНИЛИНА (САДАН) Российский патент 1996 года по МПК B64C3/40 B64C39/08 

Изобретение относится к области самолетостроения.

Наиболее близким к данному изобретению является экспериментальный самолет АД-I IIA (I), содержащий фюзеляж, хвостовое оперение, двигательную установку и крыло, асимметрично изменяющее стреловидность (КАИС) в пределах 0-60^o. КАИС в своем геометрическом центре укреплено шарнирно на фюзеляже. Самолет имеет достаточно высокие летно-технические показатели в широких пределах изменения стреловидности КАИС, крыло симметрично нагружено и в прочностном отношении не отличается от крыла неизменяемой геометрии, а шарнир воспринимает преимущественно вертикальные усилия, обеспечивая достаточно надежное крепление КАИС.

К недостаткам этого самолета относятся следующие обстоятельства. При больших углах стреловидности КАИС имеет существенную асимметрию лобового сопротивления, вызывающую паразитные разворачивающие моменты. Имеет место также увеличение толщин пограничного слоя почти вдвое, чем на консоли прямой стреловидности, опасное повышение вероятности срыва потока на ней и возникновением крена в ее сторону. Эти факторы возрастают с ростом скорости и стреловидности в наиболее вероятных и длительных режимах полетах вблизи крейсерских скоростей, требуя дополнительных средств стабилизации полета. Кроме того, взлетные и посадочные скорости этого самолета даже с использованием механизации крыла для взлета и посадки не ниже, чем у самолетов аналогичного класса без КАИС.

Сущность изобретения заключается в том, что самолет, содержащий два фюзеляжа и крылья неизменяемой геометрии, установленные тандемно, снабжен крылом изменяемой стреловидности, консоли которого шарнирно закреплены на фюзеляжах с возможностью изменения стреловидности в диапазоне около 0-90^o, при этом внутренние концы консолей крыла изменяемой стреловидности снабжены узлом жесткости.

При этом узел жесткости может быть выполнен разъемным в виде пары взаимно стыкующихся элементов, укрепленных на внутренних концах консолей крыла изменяемой стреловидности.

Кроме того, узел жесткости может быть выполнен в виде центроплана, укрепленного на фюзеляжах самолета и снабженного дугообразными направляющими, соединенными с подвижными опорами, укрепленными на внутренних концах консолей крыла изменяемой стреловидности.

Причем фюзеляжи самолета могут быть выполнены с управляемыми разъемами, а крыло изменяемой стреловидности установлено на передних отделяемых частях фюзеляжей.

Техническим результатом изобретения является то, что в режиме крейсерских скоростей и при стреловидности 90^o отсутствуют асимметрия лобового сопротивления и отрицательные влияния утолщения пограничного слоя.

На фиг. 1 представлен вид в плане самолета по изобретению.

На фиг. 2 представлен вид по А-А фиг. 1.

На фиг. 3 вид в плане самолета с центропланом узлом жесткости.

На фиг. 4 вид по Б-Б фиг. 3.

На фюзеляжах 1 (фиг.1) тандемно укреплены два несущих крыла: переднее крыло 2 и заднее крыло 3. В хвостовой части фюзеляжей 1 вблизи килей 4 установлены двигатели 5. Каждый фюзеляжа 1 имеет поверхность управляемого разъема 6 (перед крылом 3), которая делит самолет на два модуля: передний и задний. На фюзеляжах 1 с помощью шарниров 7 с вертикальными осями, размещенными вблизи поперечной оси самолета, установлены консоли 8 крыла изменяемой стреловидности. Вблизи шарнира 7 размещен привод 9 поворота крыла 8, связанный с последним кинематически. Перед разъемами 6 на передних модулях укреплено крыло 10 неизменяемой геометрии. Сопрягаемые "внутренние" части консолей крыльев 8 снабжены элементами, образующими вместе разъемный узел жесткости 11.

В варианте самолета по фиг. 3 фюзеляжи 1 несут на себе центроплан 12, укрепленный, во-первых, пилоном 13 на переднем крыле 2, во-вторых, своими передними концами 14 на фюзеляжах 1 и, в-третьих, задняя часть центроплана - на фюзеляжах 1 подкосами 15; возможно отсутствие переднего или заднего крепления, но с минимальным количеством точек крепления не менее трех.

Центроплан 12 в своей задней части имеет две дугообразные направляющие 16, на которых с продольной вдоль них свободой перемещения расположены подвижные опоры 17 консолей крыльев 8. Центроплан 12, направляющие 16 и подвижные опоры 17 в месте образуют узел жесткости обеих консолей при любых углах стреловидности в диапазоне около 0-90^o.

Переднее 2 и заднее 3 крылья имеют горизонтальные рули 18. Заднее крыло 3 снабжено элеронами 19. Консоли крыла 8 на своих концах снабжены сдвоенными элеронами 20. Консоли крыла 8 для варианта по фиг. 1 в точках совмещения с фюзеляжами 1 при стреловидности 90^o могут быть снабжены фиксаторами положения 21, фиксирующими консоли крыла 8 относительно фюзеляжа 1 в режиме максимальных скоростей.

В варианте самолета по фиг. 3 подвижные опоры 17, связанные кинематически с направляющими 16, фиксируют консоли 8, во-первых, от вертикальных смещений относительно направляющих 16 и, во-вторых, крепят консоли 8 от поворота вокруг их осей при любой стреловидности крыла 8, включая крайние и любые промежуточные положения.

Самолет снабжен убирающимися шасси 22 и кабинами экипажа 23.

Все или некоторые крылья самолета могут быть снабжены механизацией для взлета и посадки. Топливные баки могут быть размещены в крыльях 3, 8, 10. Грузовые отсеки и пассажирские салоны размещены в переднем модуле самолета.

Для крыла 8 применяется низкоскоростной профиль, имеющий высокую относительную толщину в пределах 12-15% и более.

Действие самолета состоит в следующем. Положение консолей крыла 8 при взлете и посадке соответствует основному изображению на фиг. 1 и 3 - стреловидность близка 0^o. После разгона на взлете и отрыва от земли включением приводов 9 с одновременным набором скорости консоли крыла 8 поворачиваются в пределе до совмещения в плане линии размаха крыла 8 с осевыми линиями фюзеляжей стреловидность около 90^o (изображено штрихпунктиром) и фиксируется фиксаторами 21. В этом положении осуществляется дальнейший полет на скоростях, близких к крейсерским. При необходимости варьировать скорости полета между максимальной и минимальной изменяют стреловидность от 90^o до 0^o. Включение взлетно-посадочной механизации крыльев требуется только при взлете и посадке при скоростях, близких к посадочным.

В полете самолета крыло 8 при стреловидности 90^o создает дополнительную подъемную силу, соизмеримую с суммой подъемных сил крыльев 2, 3 и 10 и нарастающую быстрее, чем последняя из-за относительно толстого профиля крыла 8.

В режиме полета при стреловидности около 90^o консоли крыла 8 совмещаются с фюзеляжами 1, и аэродинамическое сопротивление крыла вместе с фюзеляжем по величине становится соизмеримым с сопротивлением фюзеляжа прототипа аналогично миделя, что способствует развитию скорости полета, близкой к скорости самолета обычной схемы. При этом снижение подъемной силы крыла 8 компенсируется увеличением суммы подъемных сил основных крыльев неизменяемой геометрии.

В случае аварии, требующей спасения пассажиров и экипажа, крылья 8 приводятся в положение максимума их подъемной силы стреловидность около 0^o и осуществляется рассоединение управляемых разъемов 6. После разделения образуются: спасаемый комплекс (передний модуль), содержащий передние части фюзеляжа вместе с крыльями 2, 8 и 10 по фиг. 1 или вместе с крыльями 2 и 8 по фиг. 3, и отбрасываемый комплекс (задний модуль), содержащий задние части фюзеляжей 1 с крылом 3 по фиг. 1 или с крыльями 3 и 10 по фиг. 3. При этом вероятность посадки так называемой "мягкой" спасаемого комплекса не меньше, чем у самолета в целом, так как спасаемый комплекс продолжает автономный планирующий полет вплоть до посадки. Управление самолетом при этом осуществляется передним горизонтальным рулем 18 и дифференцированным действием сдвоенных щитков 20. Задний модуль автопилотом переводится в режим автономного планирования.

Вариант самолета по фиг. 3 имеет широкий диапазон изменения скоростей полета при сохранении высокой устойчивости и управляемости на всех режимах полета.

Самолет может быть применен в качестве гидросамолета по схеме "катамаран". При этом фюзеляжи 1 снабжаются глиссерными днищами.

Самолет в динамике не имеет асимметрии лобового сопротивления, т.к. когсоли крыла 8 в эволюциях всегда симметричны относительно оси самолета. Однако, при необходимости, например, при взлете и посадке при боковом ветре, можно, управляя приводами 9, преднамеренно ввести некоторую асимметрию стреловидности и, следовательно, лобового сопротивления, которая скомпенсирует боковое внешнее воздействие воздушного потока.

Соотношение сумм площадей крыльев 2, 3, 10 и крыла 8 выбирается таким, чтобы, во-первых, обеспечить надежные взлет и посадку на малых скоростях (около 80-100 км/ч), и, во-вторых, крейсерский режим со скоростями 600-850 км/ч соответственно выбранному типу самолета.

Взлетная и посадочная скорости самолета и соответственно разбег и пробег в 2-2,5 раза меньше, чем у самолетов сходного класса, а неаварийные траектории подъема и снижения более круты, чем у прототипа. Это облегчает пилотирование и повышает безопасность и маневренность на взлете и посадка, что особенно важно в условиях стесненных границ аэродрома.

В любой фазе полета возможно плавное изменение и длительное выдерживание любой скорости полета в пределах от взлетной до максимальной. При этом экономичность полета близка к оптимальной в более широком диапазоне скоростей, чем у прототипа.

При авариях и отказах двигателей или систем управления в любой фазе полета, включая взлет и посадку, гарантировано безопасное приземление всех пассажиров и экипажа с вероятностью около 100% случаи отказа спасения могут быть обусловлены лишь грубыми субъективными ошибками экипажа при неавтоматическом управлении крылом 8 и разъемами 6.

Режимы полета преимущественно дозвуковые со скоростями в пределах от 80 до 850 км/ч. На взлете из-за меньшей скорости отрыва не требуется максимальной мощности двигателей. Поэтому имеет место запас располагаемой (требуемой для максимальной скорости) мощности порядка 25-30% что повышает надежность взлета и дает больше возможностей для маневрирования по высоте. Взлет и посадка возможны на грунтовые ВПП, длина которых в 2-2,5 раза короче обычных. Ожидаемая посадочная скорость спасаемого комплекса после его отделения при наличии дополнительной механизации крыла 8 60-90 км/ч.

Наиболее полно достоинства самолета реализуются в варианте гидросамолета, например, спасателя на водах.

Планер самолета выполняется по общеизвестным технологиям. Могут быть применены известные двигатели любого типа. ЫЫЫ2

Самолет содержит два фюзеляжа, вертикальное оперение, двигательную установку и крылья неизменяемой геометрии, установленные тандемно, а также крыло изменяемой стреловидности, состоящее из двух консолей, укрепленных шарнирно на фюзеляжах со свободой поворота вокруг вертикальных осей, на угол в пределах 90^o. Внутренние концы консолей снабжены узлами жесткости, фиксирующими консоли в положении минимальной стреловидности. Изобретение включает вариант выполнения узла жесткости. 3 з.п. ф-лы. 4 ил.

1. Самолет, содержащий два фюзеляжа и крылья неизменяемой геометрии, установленные тандемно, отличающийся тем, что он снабжен крылом изменяемой стреловидности, консоли которого шарнирно закреплены на фюзеляжах с возможностью изменения стреловидности в диапазоне около 0 90°, при этом внутренние концы консолей крыла изменяемой стреловидности снабжены узлом жесткости. 2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что узел жесткости выполнен разъемным в виде пары взаимно стыкующихся элементов, укрепленных на внутренних концах консолей крыла изменяемой стреловидности. 3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что узел жесткости выполнен в виде центроплана, укрепленного на фюзеляжах самолета и снабженного дугообразными направляющими, соединенными с подвижными опорами, укрепленными на внутренних концах консолей крыла изменяемой стреловидности. 4. Самолет по п.1, отличающийся тем, что фюзеляжи самолета выполнены с управляемыми разъемами, при этом крыло изменяемой стреловидности установлено на передних отделяемых частях фюзеляжей.