АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СХЕМА САМОЛЕТА Российский патент 1997 года по МПК B64C3/40 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при проектировании скоростного сверхзвукового самолета.

Известна аэродинамическая схема самолета с антисимметричным крылом, которое в полете способно целиком поворачиваться относительно фюзеляжа и сочетает в себе свойства крыльев прямой, обратной и изменяемой в полете стреловидности /см. книгу: Аэродинамическая компоновка и характеристики летательных аппаратов. Под общей редакцией М.И. Ништа. М. Машиностроение, 1991, с. 154/. Установлено, что самолет с антисимметричным крылом при оптимальном для каждого числа M угле стреловидности имеет большее аэродинамическое качество, чем с обычным стреловидным крылом. Установлено также, что при повороте крыла продольная балансировка практически не нарушается, так как поворот одной половины крыла назад, а другой вперед практически не изменяет положение фокуса. Указанное устройство принято автором за прототип.

Однако управление аэродинамическими силами и их составляющими /или перегрузками/ в схеме прототипа, также как и в других реализованных на практике аэродинамических схемах, летчик осуществляет косвенно через управление ориентацией /угловым положением/ самолета. Это приводит к некоторому увеличению лобового сопротивления самолета с увеличением угла атаки с одной стороны и падению скорости самолета в полете с другой.

Целью изобретения является дальнейшее улучшение ТТК /тактико-технических характеристик/ скоростного сверхзвукового самолета.

Поставленная цель достигается тем, что в известном устройстве цельноповоротное крыло вне пределов фюзеляжа образовано двумя поворотными относительно продольной оси крыла консолями, отклонение которых как вместе /синхронно/, так и отдельно друг от друга /порознь/ осуществляется на угол атаки α, изменяющийся в пределах от минус 90^o до a_кр, соответствующего максимальной подъемной силе.

На фиг. 1 приведена аэродинамическая схема самолета в плане; на фиг. 2 вид спереди; на фиг. 3 вид сбоку.

Основным объектом управления в предлагаемой аэродинамической схеме является цельноповоротное крыло 1. Крыло 1 выполнено из трех частей: двух поворотных консолей 2 и 3 и центроплана 4, в котором размещен механизм управления консолями крыла 5. Крыло 1 способно вращаться вокруг нормальной оси OY в связанной системе координат OXY. Консоли 2 и 3 способны поворачиваться вокруг продольной оси A-A крыла как вместе /синхронно/, так и отдельно друг от друга /порознь/, на угол атаки α, изменяющийся в пределах от минус 90^o до a_кр
Предлагаемое изобретение работает следующим образом.

Взлет. Во время разбега самолета по ВПП крыло 1 занимает положение с минимальным углом стреловидности χ, а поворотные консоли 2 и 3 положение, соответствующее углу атаки, при котором обеспечивается минимум выражения В момент достижения скорости отрыва консоли 2 и 3 крыла 1 синхронно отклоняются на угол атаки α_отр соответствующий отрыву. Самолет взлетает корпусом параллельно земле. В процессе набора высоты за счет отклонения консолей 2 и 3 и горизонтального оперения самолет приводится в положение, соответствующее набору высоты с минимальным лобовым сопротивлением. Такая схема взлета способствует, во-первых, уменьшению площади горизонтального оперения ввиду отсутствия необходимости отрывать переднюю стойку шасси самолета от ВПП для увеличения угла атаки, что является обязательным элементом в управлении самолетом "классической схемы"; во-вторых, клиренс шасси уменьшен до минимально необходимой величины по той же причине, о которой сказано выше, последнее приводит к уменьшению веса элементов шасси вследствие уменьшения строительных высот.

Посадка. В момент касания ВПП всеми стойками шасси консоли крыла 2 и 3 синхронно отклоняются на угол минус 90^o к набегающему потоку, резко возрастает лобовое сопротивление самолета, что приводит к усиленному торможению во время пробега по ВПП. Это способствует следующему: во-первых, отсутствует необходимость в реверсе двигателей, отсюда упрощение конструкции двигательной установки, а вместе с этим и снижение веса; во-вторых, исключена усиленная тормозная система колес шасси, что приводит к упрощению последних и снижению их веса; в-третьих, нет необходимости в усложнении конструкции крыла тормозными щитками на верхней или нижней поверхности крыла.

Крейсерские режимы полета. При выполнении крейсерских режимов полета крыло 1 повернуто относительно нормальной оси OY самолета и занимает положение с углом стреловидности χ оптимальным для соответствующего числа M полета. На этих режимах полета может быть осуществлено также и раздельное управление поворотными консолями 2 и 3, это способствует совершению таких же манеров, которые в "классической схеме" реализуются с помощью отклонения элеронов. Таким образом, отсутствует необходимость установки в крыле элеронов, что также приводит к упрощению конструкции крыла и снижению ее веса. Кроме того, возможен устойчивый полет с отрицательным углом атаки, что позволяет в случае необходимости резко изменять траекторию полета самолета.

Предлагаемая аэродинамическая схема самолета обладает следующими преимуществами перед прототипом:
1) снижение взлетной и посадочной дистанции самолета;
2) упрощение конструкции опор шасси;
3) упрощение конструкции крыла;
4) уменьшение площади горизонтального оперения;
5) увеличение маневренности самолета.

Использование: проектирование скоростного сверхзвукового самолета. Сущность: цельноповоротное крыло 1 вне пределов фюзеляжа образовано двумя поворотными относительно продольной оси крыла консолями 2 и 3, отклонение которых как вместе /синхронно/, так и отдельно друг от друга /порознь/ осуществляется на угол атаки α , изменяющийся в пределах от минус 90^o до α_кр, соответствующего максимальной подъемной силе Y_мах. 3 ил.

Аэродинамическая схема самолета с цельноповоротным относительно нормальной оси OY крылом трапециевидной формы в плане, отличающаяся тем, что цельноповоротное крыло вне пределов фюзеляжа образовано двумя поворотными относительно продольной оси крыла консолями, отклонение которых как вместе, так и отдельно одна от другой осуществляется на угол атаки α, сменяющийся от -90^o до α_кр, соответствующего максимальной подъемной силе Y_мах.