УЧЕБНО-ТРЕНИРОВОЧНЫЙ САМОЛЕТ Российский патент 1997 года по МПК B64C1/00 B64D27/14 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к компоновке аэродинамической схемы летательного аппарата.

Известны схемы летательных аппаратов с фюзеляжем круглого сечения, в котором размещен двигатель, с низко расположенным крылом, горизонтальным оперением, с некоторым превышением расположенным над крылом, одним вертикальным оперением с рулем направления (Самолеты "Хоук", МВ-226, АСА-101. Техническая информация ЦАГИ, 1977, 6, с. 10, 13, 19, 24 и 25). В этой схеме, изображенной на фиг. 5 при достижении больших углов атаки на верхней поверхности крыла 1, происходит отрыв потока. Быстрое расширение спутного следа 2 (фиг. 5) приводит к резкому падению скоростного напора, в зону которого попадает горизонтальное оперение 5 и частично вертикальное оперение 4, что приводит к уменьшению эффективности органов управления и стабилизации.

При дальнейшем увеличении угла атаки (например, в штопоре) вертикальное оперение 4 и руль 3 направления попадают дополнительно в слитный след 6 от горизонтального оперения 5. Налицо случай, когда одни органы стабилизации полностью или частично затеняют другие. Так как геометрия поперечных сечений хвостовой части фюзеляжа определяется двигателем, т.е. имеет круглую форму, хвостовая часть фюзеляжа обладает слабыми демпфирующими свойствами (ТИ, 1978, 19-20, фиг. 6 с. 3), что затягивает время выхода УТС на режим установившегося штопора и, соответственно, увеличивает время вывода из штопора.

Наиболее близким конструктивно к изобретению является учебно-тренировочный самолет АТ-3 фиг. 8-10 (Jane's за 1985-86, с. 211-212), содержащий уплощенную хвостовую часть фюзеляжа 2, переходящую в вертикальное оперение 3 с находящимся на ней цельноповоротным горизонтальным оперением 4. Отличительной особенностью этой схемы является нахождение части руля направления 5 в спутной струе от горизонтального оперения 7, невозможность избежать влияния реактивной струи 8 на горизонтальное оперение и нижнюю часть руля направления, отсутствие тормозных щитков на уплощенной нижней хвостовой части фюзеляжа и отсутствие излома по передней кромке крыла.

Цель изобретения повышение безопасности и упрощение пилотирования, обеспечиваемое
на режимах сваливания и штопора за счет увеличения пикирующего момента и повышения боковой устойчивости и управляемости;
в диапазоне полетных углов атаки из-за более плавного протекания характеристики продольного момента;
на этапе взлета-посадки минимальными потерями подъемной силы на балансировку и устойчивостью при движении вблизи экрана;
при полете на больших числах М-профилем крыла и формой крыла в плане.

Поставленная цель достигается тем, что учебно-тренировочный самолет содержит трапециевидное крыло с изломом по передней кромке по 0,4, фюзеляж, трапециевидное горизонтальное оперение с рулем высоты, вертикальное оперение с двухсекционным рулем направления, тормозные щитки в хвостовой части фюзеляжа. Поперечное сечение хвостовой части фюзеляжа выполнено в виде овала с большей осью в вертикальной плоскости и плавно переходит сверху в вертикальное оперение, на котором консольно закреплено горизонтальное оперение на расстоянии 0,65-0,75bгоo

от передней кромки вертикального оперения до начала центральной хорды горизонтального оперения и на 2,2-3,0кндc выше оси струи двигателя. Тормозные щитки расположены на расстоянии 3,5-4,5кндc от среза сопла и образованы расщепляющейся хвостовой частью фюзеляжа под нижней секцией руля направления. В раскрытом положении тормозные щитки частично находятся в струе от двигателей.

На фиг. 1-3 изображен предлагаемый самолет; на фиг. 4 изображены зависимости протекания коэффициента продольного момента в зависимости от угла атаки; на фиг. 5-7 схема самолета-аналога; на фиг. 8-10 схема самолета-прототипа.

На фиг. 1 и 2 даны
bгоo

центральная хорда горизонтального оперения;
bo центральная хорда крыла;
относительная координата вдоль размаха, равная Z/(l/2), где l/2 - полуразмах крыла;
Z расстояние от плоскости симметрии самолета до точки излома;
Dкндc диаметр сопла контура низкого давления двигателя.

На фиг. 4 даны
m_za коэффициент продольного момента;
α угол атаки.

Предлагаемый двухдвигательный самолет фиг. 1 имеет низкорасположенное крыло 1. Хвостовая часть фюзеляжа 2 в поперечном сечении представляет собой овал с большей осью в вертикальной плоскости плавно переходящий сверху в вертикальное оперение 3, на котором консольно закреплено горизонтальное оперение 4 с рулем высоты 10, вынесенным из зоны руля направления. Руль направления двухсекционный 5 и 6, хвостовая часть фюзеляжа под нижней секцией руля направления 6 выполнена расщепляющейся, образуя безмоментные тормозные щитки 9.

Сбоку к фюзеляжу 2 примыкают мотогондолы 11, заканчивающиеся соплами 12, и боковые воздухозаборники 13. Сопла 12 развернуты наружу для исключения воздействия на нижнюю секцию руля направления 6 и уменьшения разворачивающего момента при отказе одного из двигателей.

Работа схемы происходит следующим образом.

Консольное закрепление горизонтального оперения 4 на расстоянии 0,65-0,75bгоo

от передней кромки вертикального оперения 3 до начала центральной хорды горизонтального оперения и вынос руля высоты 10 из зоны руля направления 5 и 6 исключают взаимовлияние горизонтального оперения 4 и руля высоты 10 на вертикальное оперение 3 и руль направления 5 и 6 во всем диапазоне углов атаки (7 граница спутного следа горизонтального оперения, 8 граница спутного следа руля высоты).

Превышение горизонтального оперения 4 над крылом 1, фюзеляжем 2, мотогондолами 13 и место излома 0,4 выбраны таким образом, что с ростом угла атаки при затенении горизонтального оперения мотогондолами и фюзеляжем, концевые сечения горизонтального оперения продолжают эффективно работать. Этим исключается резкий уход фокуса вперед (появление ложки). При достижении срывных режимов за счет фиксации начала срыва по месту излома, а не по борту мотогондол, обеспечивается дальнейшая эффективная работа частей 14 горизонтального оперения, находящихся вне зон срыва фюзеляжа, мотогондол и крыла по мере роста угла атаки и распространения срыва на крыле по размаху от места излома. При дальнейшем росте угла атаки горизонтальное оперение выходит из зоны спутных струй крыла и мотогондол, что позволяет увеличить момент на пикирование на режимах штопора (результаты продувок фиг. 4, кривая А).

При выпуске закрылка, за счет излома по передней кромке, средняя аэродинамическая хорда обслуживаемой механизацией площади лежит впереди средней аэродинамической хорды самолета. Этим достигается уменьшение пикирующего момента и снижение потерь подъемной силы на балансировку. Кроме того, излом включает в работу подфюзеляжную часть (фиг. 4 кривая В).

При подходе к экрану за счет большей средней аэродинамической хорды центральной части крыла из-за излома и поднятого горизонтального оперения обеспечивается более переднее положение фокуса по высоте над экраном, чем фокуса по углу атаки, а следовательно, обеспечивается устойчивость при движении вблизи экрана.

Нахождение стабилизирующих и рулевых поверхностей вне зоны влияния реактивной струи двигателей (сопла 12 развернуты наружу, превышение горизонтального оперения относительно оси 15 реактивной струи 2,2-3,0Dкндc

) также упрощает процесс пилотирования. Тормозные щитки 9, образованные расщепляющейся хвостовой частью фюзеляжа, находятся на расстоянии 3,5-4,5Dкндc от среза сопла. Расположение тормозных щитков 9 на расстоянии менее 3,5Dкндc привело бы к снижению их аэродинамической эффективности из-за затенения щитков мотогондолами, а размещение их на расстоянии более 4,5Dкндc от среза сопла не позволило бы достичь потребного коэффициента реверсирования тяги. Кроме того, предложенное размещение в случае отказа одного из двигателей и раскрытия тормозных щитков обеспечивает создание разворачивающего момента в сторону работающего двигателя из-за больших нагрузок на щиток, находящийся в реактивной струе, и расположение тормозных щитков по линии центра масс исключает перебалансировку при их выпуске в случае нормальной работы двигателей.

Обеспечение начала срыва на крыле по месту излома 0,4 улучшает поперечную управляемость. Форма крыла в плане обеспечивает раннее возникновение волнового кризиса в сечениях крыла по ≥0,4, имеющих отрицательную стреловидность по линии 50% хорд сечений, при сохранении дозвукового обтекания вынесенных вперед частей крыла с изломом. Этим исключается резкое нарастание пикирующего момента при увеличении числа М полета, а применение суперкритических профилей позволяет увеличить скорость начала затягивания в пикирование.

Таким образом, предлагаемая аэродинамическая схема самолета полностью реализует поставленную цель.

Применение: учебно-тренировочный самолет. Сущность изобретения: учебно-тренировочный самолет содержит трапециевидное крыло, фюзеляж, трапециевидное горизонтальное оперение с рулем высоты, вертикальное оперение с рулем направления, тормозные щитки в хвостовой части фюзеляжа. Согласно изобретению крыло имеет излом по передней кромке по z=0,4, а поперечное сечение хвостовой части фюзеляжа выполнено в виде овала с большой осью в вертикальной плоскости и плавно переходит сверху в вертикальное оперение, на котором консольно закреплено горизонтальное оперение на определенном расстоянии от передней кромки вертикального оперения и выше оси струи двигателя таким образом, что вертикальное оперение, а также верхняя и нижняя части руля направления находятся вне пределов спутного следа от горизонтального оперения и руля высоты. 10 ил.

Учебно-тренировочный самолет, содержащий трапециевидное крыло, фюзеляж, трапециевидное горизонтальное оперение с рулем высоты, вертикальное оперение с рулем направления, тормозные щитки в хвостовой части фюзеляжа, отличающийся тем, что крыло имеет излом по передней кромке по а поперечное сечение хвостовой части фюзеляжа выполнено в виде овала с большой осью в вертикальной плоскости и плавно переходит сверху в вертикальное оперение, на котором консольно закреплено горизонтальное оперение на расстоянии 0,65 0,75 bгоo

от передней кромки вертикального оперения до начала центральной хорды горизонтального оперения и на 2,2 3,0 Dкндc выше оси струи двигателя таким образом, что вертикальное оперение, а также верхняя и нижняя части руля направления находятся вне пределов спутного следа от горизонтального оперения и руля высоты, причем тормозные щитки, расположенные на расстоянии 3,5 4,5 Dкндc от среза сопла и образованные расщепляющейся хвостовой частью фюзеляжа под нижней секцией руля направления, частично находятся в струе от двигателей в раскрытом положении, где bгоo - центральная хорда горизонтального оперения, относительная координата вдоль размаха крыла, равная Z / l/2, где l/2 полуразмах крыла, Z расстояние от плоскости симметрии самолета до точки излома, Dкндc - диаметр сопла контура низкого давления двигателя.