САМОЛЕТ Российский патент 1997 года по МПК B64C39/04 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в легких одномоторных многоцелевых самолетах.

Известен самолет схемы "утка", содержащий фюзеляж, переднюю и заднюю несущие поверхности, размещенные на носовой и кормовой частях фюзеляжа соответственно, и вертикальные кили на концах задней несущей поверхности. Обе несущие поверхности имеют управляющие поверхности, размещенные вдоль задней кромки [1]
Согласование отклонения управляющих поверхностей на режимах взлета, посадки и крейсерского полета достигнуто использованием индивидуальных приводов, управляемых бортовой ЭВМ.

Известен также самолет, содержащий фюзеляж, вдоль которого установлено несколько несущих поверхностей с управляющими поверхностями вдоль задних кромок. Самолет имеет два вертикальных киля, между которыми установлена еще одна несущая поверхность без механизации, на которой закреплены двигатели [2]
В данной схеме имеется проблема согласованного управления механизацией несущих поверхностей.

Известен самолет, содержащий фюзеляж и три последовательно установленные несущие поверхности с управляющими поверхностями вдоль их задних кромок. Все три несущие поверхности разнесены по высоте, причем передняя несущая поверхность установлена над кабиной, задняя по схеме низкоплана за фюзеляжем, а средняя между ними [3]
Все три управляющие поверхности кинематически связаны между собой общей жесткой тягой и соединены с одной ручкой управления. Согласование углов отклонения управляющих поверхностей достигается подбором плеч качалок, соединенных с управляющими поверхностями. При этом, по мнению авторов изобретения удается обеспечить изменение подъемной силы на каждой несущей поверхности обратно пропорционально смещению несущей поверхности относительно центра масс самолета. Самолет имеет два вертикальных киля, расположенных с двух сторон задней несущей поверхности, и силовую установку с толкающим винтом в хвостовой части фюзеляжа, причем задняя несущая поверхность размещена за плоскостью вращения толкающего винта и ниже его. Все несущие поверхности установлены под одним углом к продольной оси самолета, а конфигурация несущих поверхностей и размещение их относительно друг друга на самолете приспособлено для обеспечения вертикального взлета или взлета с укороченным пробегом.

Недостатком известного самолета является сложность управления им особенно на режимах взлета и посадки. Это связано с тем, что при перемещении ручки управления движутся все три управляющие поверхности. При этом их углы отклонения жестко скорректированы относительно друг друга и не зависят от режима полета самолета. В итоге необходимо приобретать самостоятельный навык для каждого режима полета, что требует высокого профессионального уровня летчика. Кроме того, установка всех несущих поверхностей под углом атаки не является оптимальной, так как не учитывает особенностей взаимовлияния работы крыльев в зависимости от их расположения на самолете относительно друг друга.

Наиболее близким к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков является самолет ЯК-58, разработанный в ОКБ им. Яковлева [4] Этот самолет содержит фюзеляж, крыло с элевонами и закрылками, установленное по схеме "низкоплан" на хвостовой части фюзеляжа, два вертикальных киля, соединенных продольными балками с центропланом крыла, заднее горизонтальное оперение с рулем высоты, закрепленное на верхних кромках вертикальных килей, силовую установку с толкающим винтом, плоскость вращения которого расположена за задней кромкой крыла, органы продольного и поперечного управления, при этом винт в своей верхней точке опущен ниже заднего горизонтального оперения.

Управление самолетом осуществляется отклонением подвижных аэродинамических поверхностей и регулированием тяги двигателя, при этом изменение центровки при изменении загрузки и компенсация пикирующего момента от двигателя обеспечиваются отклонением рулей высоты.

Недостатком прототипа является существенная зависимость продольной центровки от его загрузки из-за переднего расположения салона самолета и резкое изменение момента тангажа при изменении тяги двигателя, что усложняет его пилотирование.

На режиме малых скоростей полета (взлет, посадка) постоянно возникает необходимость в управлении величиной тяги. В связи с тем, что вектор тяги двигателя создаваемый винтом, проходит выше центра тяжести самолета, то при резком увеличении тяги возникает пикирующий момент, а при резком уменьшении
кабрирующий момент, что создает значительные трудности в управлении самолетом и снижает безопасность полета, так как при этом отвлекается внимание летчика на компенсирование этих моментов. Это особенно опасно на малых высотах и малых скоростях полета. Необходимость компенсирования указанных моментов с помощью аэродинамических рулей или путем разворота оси тяги двигателя на центр масс приводит к потерям подъемной силы и ухудшение летных характеристик самолета.

Задачами, на решение которых направлено заявляемое изобретение, являются снижение зависимости продольной устойчивости и управляемости самолета от его центровки, улучшение аэродинамических характеристик и упрощение его пилотирования.

Сущность изобретения заключается в том, что самолет содержащий фюзеляж, крыло с закрылками, установленное по схеме "низкоплан" на хвостовой части фюзеляжа, два вертикальных киля, соединенных продольными балками с центропланом крыла, заднее горизонтальное оперение, закрепленное на верхних кромках вертикальных килей, силовую установку с толкающим винтом, плоскость вращения которого расположена за задней кромкой крыла, органы продольного и поперечного управления, согласно изобретению снабжен передним горизонтальным оперением с закрылками, установленным на носовой части фюзеляжа выше крыла, при этом закрылки переднего горизонтального оперения и закрылки крыла кинематически связаны между собой и имеют общий привод, а проекция заднего пересекает площадь, ометаемую указанным винтом.

Кроме того, переднее горизонтальное оперение установлено под большим углом атаки, чем основное крыло.

Наличие трех несущих поверхностей позволяет сместить аэродинамический фокус самолета вперед относительно основного крыла, что соответственно позволяет сместить центр тяжести самолета ближе к середине грузо-пассажирского салона и, тем самым, уменьшить эксплуатационный диапазон изменения центровки, обеспечить меньшее ее влияние на характеристики устойчивости и управляемости; упростить пилотирование.

Таким образом, предлагаемый самолет выполнен по комбинированной схеме "триплан", объединяет преимущества нормальной схемы и схемы "утка", при этом заднее горизонтальное оперение расположено в потоке от винта, что позволяет повысить эффективность стабилизатора и руля высоты при их обдувке на всех возможных углах атаки и автоматически компенсировать пикирующий момент при изменении тяги двигателя самолета.

Наличие переднего горизонтального оперения и общего привода для закрылков переднего горизонтального оперения и закрылков крыла позволяет эксплуатировать самолет во всех диапазонах эксплуатационных центровок с минимальным отклонением руля высоты для балансировки, улучшает летные характеристики самолета и упрощает его пилотирование.

Установка переднего горизонтального оперения под углом, превышающим угол установки основного крыла, приводит к более раннему по углу атаки срыву потока, чем на крыле, уменьшению на переднем оперении подъемной силы и появлению момента тангажа на пикирование, что не допускает выход самолета на критические углы атаки по крылу.

Это позволяет автоматически предотвратить выход самолета на закритические углы атаки, что обычно ведет к сваливанию в штопор и, как следствие, к аварии, особенно на режимах взлета и посадки. Так как центр тяжести триплана лежит впереди крыла, то демпфирующие моменты тангажа от основного крыла и переднего и заднего оперений суммируются, что обеспечивает хорошую управляемость и повышенную комфортабельность при полете в турбулентной атмосфере.

На фиг.1 изображен самолет при виде сбоку.

На фиг.2 вид сверху.

На фиг.3 фронтальный вид.

Самолет содержит фюзеляж 1, крыло 2, установленное по схеме ме "низкоплан" под углом атаки 1,5^o на хвостовой части фюзеляжа, два вертикальных киля 3, соединенных балками 4 с крылом 2, переднее горизонтальное оперение 5, установленное в носовой части фюзеляжа 1 выше крыла 2 и под большим углом атаки (2,5-3,5 градуса), чем крыло 2, заднее горизонтальное оперение 6, закрепленное на верхних кромках вертикальных килей 3, силовую установку с двигателем 7, установленным в хвостовой части фюзеляжа с толкающим винтом 8, плоскость вращения которого расположена за задней кромкой крыла 2, трехточечное неубирающееся шасси с обтекателями, состоящее из носовой стойки 9 и двух неуправляемых стоек 10. Крыло 2 состоит из центроплана и консольных частей. Вдоль задней кромки расположены закрылки 11 и 12, элероны 13. На центроплане установлены балки 4 и основное шасси.

На задней кромке переднего горизонтального оперения 5 расположены закрылки 14. Вдоль задней кромки заднего горизонтального оперения 6 расположен руль высоты 15. На задней кромке вертикальных килей 3 расположены рули направления 16.

Закрылки 14 переднего горизонтального оперения 5 и закрылки 11 и 12 крыла 2 имеют общий привод, включающий электромеханизм, и кинематически связаны между собой с помощью системы тяг и качалок.

Заднее горизонтальное оперение 6 расположено относительно винта 8 так, что проекция оперения 6 на плоскость вращения винта 8 пересекает площадь, ометаемую винтом 8.

Управление самолетом производится следующим образом.

На режимах малых скоростей полета самолета постоянно возникает необходимость в управлении тягой, то есть ее уменьшением или увеличением. В связи с тем, что вектор тяги двигателя 7 создаваемый винтом 8, проходит выше центра тяжести самолета, то при увеличении тяги возникает пикирующий момент. Для автоматического компенсирования этого момента заднее горизонтальное оперение 6 расположено таким образом, что его проекция на плоскость вращения толкающего винта 8 пересекает площадь, ометаемую указанным винтом, поэтому при работе двигателя 7 на горизонтальное оперение 6 с отклоненным вверх рулем высоты 15, обладающее отрицательной подъемной силой, набегает истекающий от винта 8 поток воздуха с увеличенным скоростным напором, который увеличивает по абсолютной величине отрицательную подъемную силу и приводит к появлению дополнительного момента тангажа на кабрирование. При этом угол отклонения руля высоты 15 подбирается таким образом, чтобы произведение вектора тяги двигателя 7 на плечо до центра тяжести самолета было равно произведению приращения подъемной силы заднего горизонтального оперения 6 на плечо до центра тяжести самолета. Т.К. тяга двигателя 7 зависит от скорости потока воздуха, создаваемого винтом 8, и подъемная сила заднего горизонтального оперения 6, расположенного в потоке воздуха, создаваемого винтом 8, также зависит от скорости потока, то пикирующий момент от двигателя 7 автоматически компенсируется кабрирующим моментом от заднего горизонтального оперения 6. В этом случае практически постоянна компенсация момента от двигателя 7 отклонением руля высоты, что значительно улучшает аэродинамические характеристики самолета и упрощает пилотирование. Управление закрылками 11 и 12 основного крыла 2 и закрылками 14 переднего горизонтального оперения 5 производят с помощью общего привода.

Использование: в авиационной технике, а именно, при проектировании легких одномоторных многоцелевых самолетов. Технический результат: снижение зависимости продольной устойчивости управляемости самолета от его центровки, улучшение динамических характеристик и упрощение его пилотирования. Сущность изобретения: самолет содержит крыло с закрылками, заднее и переднее горизонтальное оперение, силовую установку с толкающим винтом. Переднее горизонтальное оперение установлено выше крыла и имеет закрылки, управляемые общим приводом с закрылками крыла. Проекция заднего горизонтального оперения на плоскость вращения толкающего винта пересекает площадь, ометаемую указанным винтом. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Самолет, содержащий фюзеляж, крыло с закрылками, установленное по схеме "низкоплан" на хвостовой части фюзеляжа, два вертикальных киля, соединенных продольными балками с центропланом крыла, заднее горизонтальное оперение, закрепленное на верхних кромках вертикальных килей, силовую установку с толкающим винтом, плоскость вращения которого расположена за задней кромкой крыла, органы продольного и поперечного управления, отличающийся тем, что он снабжен передним горизонтальным оперением с закрылками, установленным на носовой части фюзеляжа выше крыла, при этом закрылки переднего горизонтального оперения и закрылки крыла кинематически связаны между собой и имеют общий привод, а проекция заднего горизонтального оперения на плоскость вращения толкающего винта пересекает площадь, ометаемую указанным винтом. 2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что в нем переднее горизонтальное оперение установлено под большим углом атаки, чем основное крыло.