САМОЛЕТ ИНТЕГРАЛЬНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ Российский патент 1999 года по МПК B64C5/06 B64C30/00 

Изобретение относится к многорежимным самолетам, способным к эксплуатации как при до-, так и при сверхзвуковых скоростях полета. Преимущественной областью применения изобретения являются маневренные самолеты.

Для обеспечения маневренных характеристик, боковой устойчивости и управляемости на больших углах атаки используется двухкилевое вертикальное оперение. Применение двухкилевой схемы ведет к увеличению нагрузок на кили по сравнению с однокилевой схемой, так как к основным параметрам нагружения, обусловленным углом скольжения β и углом отклонения рулей направления δ_рн, добавляются симметричные нагрузки, направленные к оси симметрии фюзеляжа, обусловленные углом атаки α и скосом потока за головной частью фюзеляжа. Поэтому двухкилевая схема оперения имеет более высокий уровень нагружения килей и хвостовой части фюзеляжа, что приводит к дополнительным затратам по весу при обеспечении прочности конструкции. На самолетах, подобных самолетам по патентам США NN 4354646 и 4538779, эта проблема решается усилением килей и узлов их стыковки с фюзеляжем.

В основу изобретения положено решение задачи снижения симметричных нагрузок на вертикальное оперение высокоманевренных самолетов двухкилевой схемы.

Для решения задачи в самолете с интегральной аэродинамической компоновкой, содержащем единый несущий корпус, в котором средняя часть фюзеляжа плавно сопряжена со стреловидными консолями крыла, головной частью фюзеляжа и его хвостовой частью, несущей левый и правый разнесенные кили с рулями направления, согласно изобретению кили или их рули направления в нейтральном положении установлены с образованием между ними острого угла с вершиной, обращенной назад относительно головной части фюзеляжа.

На поверхностях каждого из килей возникает дополнительная сила, направленная в сторону, противоположную действию сил, зависящих от скоростного напора и угла атаки α, что приводит к снижению уровня нагружения килей.

В большинстве случаев целесообразно, чтобы рули направления были установлены под равными углами, составляющими 1,5 - 2,5^o.

При этом возникают силы на поверхности киля и руля направления с центром давления в районе оси вращения руля.

В дальнейшем изобретение поясняется конкретными примерами его выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи и графики, на которых изображены:
фиг. 1 - схема самолета с нагружением двухкилевого вертикального оперения от угла атаки, без отклонения рулей направления;
фиг.2 - схема самолета с нагружением двухкилевого вертикального оперения от угла атаки, с отклоненными симметрично рулями направления;
фиг. 3 - зависимость нагружения килей вертикального оперения в зависимости от числа М полета с отклоненными рулями направления и без них.

Самолет интегральной аэродинамической компоновки содержит единый несущий корпус, в котором средняя часть 1 фюзеляжа плавно сопряжена со стреловидными консолями 2 крыла, головной частью 3 фюзеляжа и его хвостовой частью 4. Хвостовая часть фюзеляжа несет левый 5 и правый 6 кили с рулями направления 7 и 8. Каждый из килей или каждый из рулей направления в нейтральном положении установлены с образованием между ними острого угла с вершиной, обращенной назад относительно головной части фюзеляжа. В описываемом примере реализации изобретения повернуты рули 7 и 8 на углы 1,5 - 2,5^o.

При обтекании без скольжения вплоть до угла атаки α ≈ 20^° на правый 6 и левый 5 кили вертикального оперения действуют силы, направленные в направлении другого киля. Зависимость боковых сил от угла атаки обусловлена влиянием вихрей, сходящих с корневых наплывов 9 и 10. До углов атаки α ≤ 20^° вихри располагаются близко к корневым частям килей вертикального оперения. Поэтому создаваемые ими скосы потока порождают боковые силы, направленные навстречу друг другу.

Двухкилевая схема вертикального оперения имеет следующие особенности обтекания, а следовательно, и нагружения:
- воздействие скоса потока за крылом и фюзеляжем, зависящее от режимов полета и, главным образом, от угла атаки α;
- влияние поверхностей вертикального оперения друг на друга, образующее как бы стенки канала, при обтекании которого набегающим потоком внутри образуется зона пониженного давления.

В результате описанных выше явлений нагрузки на вертикальное оперение в симметричных маневрах направлены в основном внутрь и достигают значительных величин.

Поворот рулей направления на указанный угол с вершиной, обращенной назад относительно головной части фюзеляжа, приводит к появлению силы, направленной в противоположном направлении действию сил от угла атаки в соответствии с зависимостью
ΔP_во= Cδрнzво

При этом снижаются, как показано на фиг. 3, нагрузки на кили вертикального оперения при симметричном обтекании.

Изобретение относится к авиации. Средняя часть фюзеляжа самолета плавно сопряжена со стреловидными консолями крыла, головной и хвостовой частями фюзеляжа. Хвостовая часть фюзеляжа несет левый и правый кили с рулями направления. Каждый из килей или каждый из рулей направления в нейтральном положении установлены под острым углом. Вершина угла обращена назад относительно головной части фюзеляжа. Угол установки каждого из рулей составляет 1,5 - 2,5^o. Указанное расположение вертикального оперения снижает нагрузки, действующие на кили. 1 з.п.ф-лы, 3 ил.

1. Самолет интегральной аэродинамической компоновки, содержащий единый несущий корпус, в котором средняя часть фюзеляжа плавно сопряжена со стреловидными консолями крыла, головной частью фюзеляжа и его хвостовой частью, несущей левый и правый кили с рулями направления, отличающийся тем, что кили или их рули направления в нейтральном положении установлены с образованием между ними острого угла с вершиной, обращенной назад относительно головной части фюзеляжа. 2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что рули направления установлены под равными углами, составляющими 1,5 - 2,5^o.