МАНЕВРЕННЫЙ УЧЕБНО-ТРЕНИРОВОЧНЫЙ И МНОГОЦЕЛЕВОЙ САМОЛЕТ "ЯК-130" Российский патент 2000 года по МПК B64C3/14 

Описание патента на изобретение RU2144885C1

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к аэродинамической компоновке самолета, повышающей его маневренные свойства, и может быть использовано при создании многоцелевых самолетов, к которым предъявляются повышенные требования по маневренным характеристикам на больших углах атаки не менее 40o, в том числе при создании учебно-тренировочных самолетов.

Повышение характеристик маневренности современных самолетов достигается соответствующим выбором геометрических параметров при обеспечении минимально возможного веса самолета.

Из существующего уровня техники известен учебно-тренировочный самолет "Hawk" английской фирмы "British Aerospace" (см. Jane s "All the World' s aircraft", 1994-1995, p. 435-438), содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части и боковыми воздухозаборниками, шасси, силовую установку в виде турбореактивного двигателя, однокилевое вертикальное и горизонтальное оперения.

Недостатком конструкции известного самолета является возможность его эксплуатации на углах атаки не более 25o и как следствие этого ограничение его маневренных свойств на повышенных углах атаки.

Наиболее близким техническим решением как по конструкции, так и по выполняемым задачам, выбранным в качестве прототипа, является маневренный тренировочный самолет "Boeing F/A - 18 F" американской фирмы "Boeing/Northrop Crumman" (см. Flight International, 20-26 January 1999, p. 38-49), содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части и боковыми воздухозаборниками, шасси, силовую установку в виде двух турбореактивных двигателей, размещенных в фюзеляже, стреловидное крыло с передним корневым наплывом оживальной формы, механизацией и отклоняемыми носками с уступами передней кромки, двухкилевое вертикальное и горизонтальное оперения.

Основным недостатком известного самолета, выбранного в качестве прототипа, является сравнительно низкое весовое совершенство его конструкции, а именно:
- наличие двухкилевого вертикального оперения увеличивает его относительную площадь, что повышает лобовое сопротивление самолета и относительную массу вертикального оперения;
- применение корневого наплыва повышенного размаха и площади для обеспечения путевой и поперечной устойчивости самолета с двухкилевым вертикальным оперением на повышенных углах атаки, что повышает относительную массу крыла;
- вынос сопел двигателей за горизонтальное оперение для исключения попадания реактивной струи на конструкцию самолета увеличивает относительную массу фюзеляжа, кроме того, в силу сравнительно малого удлинения крыла, прототип обладает невысоким аэродинамическим качеством.

Низкая весовая отдача конструкции и невысокий уровень аэродинамического качества отрицательно влияет на летно-технические характеристики известного самолета.

Задачей изобретения является создание маневренного самолета, обладающего высокими аэродинамическими характеристиками на всех режимах полета и обеспечивающего за счет своей аэродинамической компоновки высокие маневренные характеристики на повышенных углах атаки не менее 40o при максимально возможном весовом совершенстве.

К техническим результатам, получаемым от использования данного изобретения, можно отнести обеспечение продольной, путевой и поперечной устойчивости самолета во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки не менее 40o с повышенным уровнем аэродинамического качества при снижении его массы.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что в маневренном самолете, содержащем фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, тормозным щитком в его верхней части и боковыми воздухозаборниками, шасси, силовую установку в виде двух турбореактивных двигателей, размещенных в фюзеляже, стреловидное крыло с передним корневым наплывом оживальной формы, механизацией и отклоняемыми носками с уступами передней кромки, вертикальное и горизонтальное оперение, согласно изобретению, корневой наплыв крыла выполнен с размахом не менее 0,15 и не более 0,18 размаха консоли крыла от основания наплыва и с хордой не менее 0,4 и не более 0,5 величины местной хорды крыла, а уступ передней кромки отклоняемого носка крыла выполнен на расстоянии 0,55 - 0,65 величины размаха консоли крыла от основания наплыва и с хордой не менее 0,075 величины местной хорды крыла без учета уступа, кроме этого вертикальное оперение выполнено однокилевым, а горизонтальное оперение снабжено уступом по передней кромке на расстоянии 0,25 - 0,35 размаха консоли горизонтального оперения.

Двигатели размещены в средней части фюзеляжа таким образом, что их сопла находятся перед горизонтальным оперением, а хорда уступа передней кромки горизонтального оперения составляет не менее 0,2 величины местной хорды с учетом уступа.

Крыло снабжено концевыми аэродинамическими поверхностями, выполненными площадью не менее 0,03 от площади базовой трапеции крыла и установленными под углом не более 20o к вертикальной плоскости, причем хорды их оснований повернуты наружу относительно концевых хорд крыла на 2-5o, а аэродинамическая крутка также составляет 2-5o.

На фиг. 1 изображен маневренный самолет с пояснением геометрических параметров, совмещенный вид сверху и снизу; на фиг. 2 - то же, вид сбоку; на фиг. 3 - то же, вид спереди; на фиг. 4 представлена зависимость коэффициента динамической боковой устойчивости самолета на углах атаки до 40o от параметров корневого наплыва крыла; на фиг. 5 - экспериментальные результаты визуализации потока крыла без уступа и с уступом; на фиг. 6 - влияние местоположения уступа передней кромки отклоняемого носка крыла на продольную устойчивость самолета; на фиг. 7 - влияние размеров уступа передней кромки носка на продольную устойчивость; на фиг. 8 - влияние местоположения уступа горизонтального оперения на продольную устойчивость; на фиг. 9 - влияние параметров наплыва крыла при рациональных параметрах уступов на степень продольной устойчивости по перегрузке на углах атаки до 40o; на фиг. 10 - результаты летных испытаний, подтверждающих обеспечение продольной и поперечно-путевой устойчивости самолета на углах атаки до 40o; на фиг. 11 - характер обтекания реактивных струй двигателей хвостовой части самолета; на фиг. 12-15 - экспериментальные зависимости влияния параметров концевых аэродинамических поверхностей (КАП) на относительное аэродинамическое качество самолета; на фиг. 16 - результаты летных испытаний по влиянию концевых аэродинамических поверхностей на километровый расход топлива.

Маневренный самолет содержит фюзеляж 1 с кабиной экипажа 2 и боковыми воздухозаборниками 3, трехстоечное шасси с носовым колесом 4 и основными опорами 5, силовую установку в виде двух турбореактивных двигателей 6, размещенных в фюзеляже 1, и тормозной щиток 7, установленный на фюзеляже 1. Самолет имеет стреловидное крыло 8 с передним корневым наплывом 9 оживальной формы и механизацией, выполненной в виде закрылков 10 и отклоняемых носков 11 с уступами 12 передней кромки. Самолет содержит однокилевое вертикальное оперение 13 с рулем поворота 14 и горизонтальное оперение 15 с уступом 16 на передней кромке. Двигатели 6 размещены в средней части фюзеляжа 1 таким образом, что их сопла находятся перед горизонтальным оперением 15. Крыло 8 снабжено концевыми аэродинамическими поверхностями 17 (фиг. 1).

Корневой наплыв 9 выполнен с размахом lн не менее 0,15 и не более 0,18 размаха lкр консоли крыла 8 от основания наплыва 9 и с хордой bн не менее 0,4 и не более 0,5 величины местной хорды bкр1 базовой трапеции крыла 8 без учета уступа 12 его передней кромки.

Уступ 12 выполнен на расстоянии (lуст)кр = 0,55 - 0,65 величины размаха крыла 8 от основания наплыва 9 и с хордой (bуст)кр не менее 0,075 величины местной хорды bкр2 базовой трапеции крыла 8 без учета уступа 12 его передней кромки.

Уступ 16 горизонтального оперения 15 выполнен на расстоянии (lуст)г.о = 0,25 - 035 от размаха lг.о консоли горизонтального оперения 15, а величина хорды составляет не менее 0,2 величины местной хорды bг.о горизонтального оперения 15 с учетом уступа 16.

Концевые аэродинамические поверхности 17 выполнены площадью не менее 0,03 от площади базовой трапеции крыла 8 и установлены под углом не более γ = 20° к вертикальной плоскости, причем хорды их оснований повернуты наружу относительно концевых хорд крыла на угол ϕo= 2-5°,, а аэродинамическая крутка составляет также угол ϕo= 2-5°..

Маневренный самолет функционируется следующим образом.

Взлет и посадка происходит аналогично самолету-прототипу. В полете, при увеличении угла атаки, благодаря рациональным для однокилевого вертикального оперения 13 параметрам корневого наплыва 9 крыла 8 обеспечивается поперечно-путевая устойчивость самолета до углов атаки не менее 40o, что объясняется положительным взаимодействием вихревых структур корневого наплыва 9 с вертикальным оперением 13. Результаты испытаний (фиг. 4) модели заявленного маневренного самолета в аэродинамической трубе показали, что выбранные размеры корневого наплыва 9 обеспечивают требуемый для эксплуатации уровень динамической боковой устойчивости самолета, а именно:

где σβ - коэффициент боковой динамической устойчивости самолета;
mβy

- производная коэффициента путевого момента по углу скольжения;
α - угол атаки;
Jy - момент инерции относительной вертикальной оси самолета;
Jx - момент инерции относительно горизонтальной оси самолета;
mβx
- производная коэффициента поперечного момента по углу скольжения.

Благодаря выполненному уступу 12 на передней кромке отклоняемого носка 11, зона отрыва воздушного потока (фиг. 5) смещается с концевой части крыла 8 в его корневую часть, что исключает появление кабрирующего момента и повышает продольную устойчивость заявленного самолета. Аналогичный эффект обеспечивает уступ 16 передней кромки горизонтального оперения 15.

В соответствии с результатами экспериментальных исследований (фиг. 6-8) рациональные параметры уступов 12 и 16 обеспечивают наибольшее улучшение продольной устойчивости самолета. Влияние корневого наплыва 9 крыла 8 на продольную устойчивость самолета объясняется взаимодействием вихревых структур корневого наплыва 9 и крыла 8. Рациональный выбор параметров наплыва 9 приводит к такому смещению центра давления крыла 8, которое при выбранных параметрах уступов 12 и 16 обеспечивает требуемый для эксплуатации уровень степени продольной устойчивости.

Результаты экспериментальных испытаний (фиг. 9) показали оптимальность выбранных параметров корневого наплыва 9, обеспечивающих выполнение требований по уровню продольной устойчивости по перегрузке во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки, а именно:

где σn - степень продольной устойчивости самолета по перегрузке;
mzСу - степень статической продольной устойчивости самолета;
коэффициент продольного демпфирования самолета;
ρ - плотность воздуха;
S - площадь крыла;
b - средняя аэродинамическая хорда крыла;
m - масса самолета.

Летные испытания (фиг. 10) подтвердили обеспечение продольной и поперечно-путевой устойчивости заявленного самолета во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки до угла атаки не менее 40.

При этом поверхность горизонтального оперения 15 при любом угле отклонения вплоть до максимального благодаря его конфигурации, а именно наличию уступа 16 передней кромки с рациональными размерами, находится вне реактивных струй двигателей, размещенных с целью снижения веса перед горизонтальным оперением 15 (фиг. 11).

Установленные концевые аэродинамические поверхности 17 уменьшают скос воздушного потока на крыле 8, индуцируемый концевым вихрем, а также создают дополнительную подсасывающую силу на их передних кромках, что приводит к уменьшению индуктивного сопротивления крыла 8 и к увеличению аэродинамического качества самолета.

Экспериментальные исследования подтвердили оптимальность выбора параметров концевых аэродинамических поверхностей 17 крыла 8, обеспечивающих наибольшее относительное аэродинамическое качество (фиг. 12-15).

Кроме того, результаты летных испытаний (фиг. 16) подтверждают положительное влияние концевых аэродинамических поверхностей 17 на километровый расход топлива qкн, т.е. на его аэродинамическое качество.

Предложенная конструкция маневренного самолета обладает высокими аэродинамическими характеристиками на всех режимах полета, обеспечивает за счет своей аэродинамической компоновки улучшенные маневренные характеристики на повышенных углах атаки не менее 40 и имеет повышенный уровень аэродинамического качества при максимально возможном весовом совершенстве, а именно по сравнению с известным самолетом-прототипом уменьшены на 25-30% относительная площадь вертикального оперения и не менее чем на 20% его относительная масса. Кроме того, снижены площадь и относительная масса корневого наплыва крыла не менее чем на 30% и уменьшена масса хвостовой части фюзеляжа не менее чем на 10% общей массы фюзеляжа.

Технические результаты, полученные от использования данного изобретения, подтверждены летными испытаниями самолета ЯК-130.

Похожие патенты RU2144885C1

название год авторы номер документа
ЛЕГКИЙ СВЕРХЗВУКОВОЙ МНОГОЦЕЛЕВОЙ САМОЛЕТ 2004
  • Демченко Олег Федорович
  • Долженков Николай Николаевич
  • Матвеев Андрей Иванович
  • Попович Константин Федорович
  • Гуртовой Аркадий Иосифович
  • Школин Владимир Петрович
  • Кодола Валерий Григорьевич
RU2271305C1
ЛЕГКИЙ МНОГОЦЕЛЕВОЙ САМОЛЕТ 2002
  • Ефанов А.Г.
  • Демченко О.Ф.
  • Матвеев А.И.
  • Попович К.Ф.
  • Школин В.П.
  • Нарышкин В.Ю.
  • Кодола В.Г.
RU2210522C1
СВЕРХЗВУКОВОЙ МНОГОЦЕЛЕВОЙ САМОЛЕТ 2004
  • Демченко Олег Федорович
  • Долженков Николай Николаевич
  • Матвеев Андрей Иванович
  • Попович Константин Федорович
  • Гуртовой Аркадий Иосифович
  • Агапов Сергей Степанович
  • Школин Владимир Петрович
  • Кодола Валерий Григорьевич
RU2268846C1
УЧЕБНО-ТРЕНИРОВОЧНЫЙ ПИЛОТАЖНЫЙ САМОЛЕТ ЯК-54 2001
  • Дондуков А.Н.
  • Демченко О.Ф.
  • Долженков Н.Н.
  • Драч Д.К.
  • Ефанов А.Г.
  • Горяинов Ю.А.
  • Матвеев А.И.
  • Попков В.М.
  • Фесенко В.Н.
RU2177895C1
ДОЗВУКОВОЙ ПАССАЖИРСКИЙ САМОЛЕТ 2012
  • Демченко Олег Федорович
  • Матвеев Андрей Иванович
  • Попович Константин Фёдорович
  • Нарышкин Виталий Юрьевич
  • Джамгаров Степан Григорьевич
  • Подобедов Владимир Александрович
  • Школин Владимир Петрович
RU2529309C2
СВЕРХЗВУКОВОЙ МАНЕВРЕННЫЙ САМОЛЕТ 2000
  • Кузнецов А.И.
RU2180309C2
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ И ПЛАНЕР ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 2017
  • Низов Сергей Николаевич
RU2667410C1
Сверхзвуковой самолет 2020
  • Башкиров Игорь Геннадьевич
  • Гилязев Дмитрий Ильсурович
  • Горбовской Владлен Сергеевич
  • Дементьев Александр Александрович
  • Иванюшкин Анатолий Кириллович
  • Кажан Андрей Вячеславович
  • Кажан Вячеслав Геннадьевич
  • Карпов Евгений Владимирович
  • Новогородцев Егор Валентинович
  • Шаныгин Александр Николаевич
  • Шенкин Андрей Владимирович
  • Фомин Данил Юрьевич
  • Чернышев Сергей Леонидович
RU2753443C1
ЛЕГКИЙ МНОГОЦЕЛЕВОЙ САМОЛЕТ С ПОВЫШЕННЫМИ МАНЕВРЕННЫМИ ВОЗМОЖНОСТЯМИ 2004
  • Демченко О.Ф.
  • Долженков Н.Н.
  • Попович К.Ф.
  • Матвеев А.И.
  • Школин В.П.
  • Калугин В.Г.
  • Кодола В.Г.
  • Парамонов П.П.
  • Копорский Н.С.
  • Виноградов Ю.Н.
  • Сабо Ю.И.
RU2252899C1
САМОЛЁТ 2002
  • Марбашев К.Х.
  • Клягин А.С.
  • Чернов Л.Г.
  • Антонов В.И.
RU2212359C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 144 885 C1

Реферат патента 2000 года МАНЕВРЕННЫЙ УЧЕБНО-ТРЕНИРОВОЧНЫЙ И МНОГОЦЕЛЕВОЙ САМОЛЕТ "ЯК-130"

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к аэродинамической компоновке самолета. Самолет содержит фюзеляж с тормозным щитком в верхней части, шасси, два турбореактивных двигателя, стреловидное крыло с передним корневым наплывом оживальной формы, вертикальное и горизонтальное оперения. Корневой наплыв (9) выполнен с размахом 0,15 - 0,18 размаха консоли крыла (8) и с хордой 0,4 - 0,5 величины местной хорды. Уступ (12) носка выполнен на расстоянии 0,55-0,65 величины полуразмаха и с хордой не менее 0,075 величины местной хорды крыла (8). Уступ (16) выполнен на расстоянии 0,25-0,35 размаха консоли горизонтального оперения (15), а величина его хорды составляет не менее 0,2 величины местной хорды с учетом уступа (16). Изобретение позволяет улучшить маневренные характеристики самолета на повышенных углах атаки при высокой весовой отдаче. 2 з.п.ф-лы, 16 ил.

Формула изобретения RU 2 144 885 C1

1. Маневренный самолет, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, тормозным щитком в его верхней части и боковыми воздухозаборниками, шасси, силовую установку в виде двух турбореактивных двигателей, размещенных в фюзеляже, стреловидное крыло с передним корневым наплывом оживальной формы, механизацией и отклоняемыми носками с уступами передней кромки, вертикальное и горизонтальное оперения, отличающийся тем, что корневой наплыв крыла выполнен с размахом не менее 0,15 и не более 0,18 размаха консоли крыла от основания наплыва и с хордой не менее 0,4 и не более 0,5 величины местной хорды крыла, а уступ передней кромки отклоняемого носка крыла расположен на расстоянии 0,55 - 0,65 величины размаха консоли крыла от основания наплыва и с хордой не менее 0,075 величины местной хорды крыла без учета уступа, вертикальное оперение выполнено однокилевым, а горизонтальное оперение снабжено уступом по передней кромке на расстоянии 0,25 - 0,35 размаха консоли горизонтального оперения. 2. Маневренный самолет по п.1, отличающийся тем, что двигатели установлены в средней части фюзеляжа таким образом, что их сопла размещены перед горизонтальным оперением, а хорда уступа передней кромки горизонтального оперения составляет не менее 0,2 величины местной хорды с учетом уступа. 3. Маневренный самолет по пп.1 и 2, отличающийся тем, что крыло снабжено концевыми аэродинамическими поверхностями, выполненными площадью не менее 0,03 от площади базовой трапеции крыла и установленными под углом не более 20o к вертикальной плоскости, причем хорды их оснований повернуты наружу относительно концевых хорд крыла на 2 - 5o, а их аэродинамическая крутка также составляет 2 - 5o.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2000 года RU2144885C1

Flight International
Прибор для промывания газов 1922
  • Блаженнов И.В.
SU20A1
Способ сужения чугунных изделий 1922
  • Парфенов Н.Н.
SU38A1
СВЕРХЗВУКОВОЙ САМОЛЕТ 1995
  • Кажан Вячеслав Геннадьевич[Ru]
  • Дунаевский Андрей Игоревич[Ru]
RU2100253C1
СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО 1987
  • Бюшгенс Г.С.
  • Воробьев Ю.В.
  • Жукова Р.А.
  • Кощеев А.Б.
  • Махоткин Г.В.
  • Некрасова М.Н.
  • Павловец Г.А.
  • Свищев Г.П.
  • Скоморохов С.И.
  • Туполев А.А.
  • Черемухин Г.А.
  • Юдин Г.А.
  • Разбегаева Л.В.
SU1580737A1
Торфодобывающая машина с вращающимся измельчающим орудием 1922
  • Рогов И.А.
SU87A1
Измеритель амплитудно-частотных характеристик пьезопреобразователей 1974
  • Милюс Пранас-Бернардас Прано
  • Кажис Римантас-Ионас Юозо
SU505133A1
US 3625459 A 7.12.1971.

RU 2 144 885 C1

Авторы

Дондуков А.Н.

Демченко О.Ф.

Долженков Н.Н.

Матвеев А.И.

Попович К.Ф.

Школин В.П.

Фесенко В.Н.

Даты

2000-01-27Публикация

1999-07-20Подача