МНОГОЦЕЛЕВОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ (ВАРИАНТЫ) Российский патент 2000 года по МПК B64C39/08 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкции и аэродинамической компоновке летательных аппаратов многоцелевого назначения.

Известна конструкция легкомоторного самолета общего назначения, содержащего несущий фюзеляж с толкающими соосными воздушными винтами с приводом от двигателей, передние консоли крыла с прямой стреловидностью и положительным углом поперечного V, задние консоли крыла обратной стреловидности с отрицательным углом поперечного V, соединенные по концевым сечениям, при этом воздушные винты снабжены кольцевым обтекателем, вписанным в хвостовую часть верхней поверхности фюзеляжа, корневые сечения консолей переднего крыла закреплены в верхней части бортовой поверхности фюзеляжа, а корневые сечения консолей заднего крыла закреплены на внешней поверхности кольцевого обтекателя воздушных винтов (патент СССР N 1790529, МКИ B 64 C 39/08, 1993).

Недостатком данного технического решения является закрепление корневых сечений консолей заднего крыла на внешней поверхности кольцевого обтекателя воздушных винтов, т.к. это создает теневые зоны в районе соединения крыла с кольцевым обтекателем, что ведет к ухудшению работы крыла.

Известна конструкция экранолета, содержащего фюзеляж, крыло, выполненное по схеме биплана, оперение и двигательную установку, причем верхнее крыло укреплено в направляющих с возможностью перемещения в горизонтальной плоскости, а величина этого смещения превышает хорду верхнего крыла (патент РФ N 2018465, МКИ B 64 C 39/08, 1994).

Недостатком данного изобретения является то, что расположение нижнего крыла в нижней части корпуса и оснащение его поплавками при взлете и посадке экраноплана может привести к возникновению аварийной ситуации вследствие задевания одним из поплавков поверхности воды и возникновению тормозного момента на плече крыла, что предъявляет жесткие требования к прочности крыла. Выполнение верхнего крыла с возможностью перемещения в горизонтальной плоскости усложняет конструкцию летательного аппарата, увеличивает его массу, а также усложняет системы аэродинамической и динамической центровки.

Наиболее близким техническим решением к предлагаемому изобретению по технической сущности и достигаемому результату является конструкция легкого многоцелевого самолета, содержащего по первому варианту высоко- и низкорасположенные крылья, сочлененные между собой по торцам пилонами, толкающий винт в кольце, установленный в хвостовой части фюзеляжа, переднее цельноповоротное горизонтальное оперение типа "утка", при этом высокорасположенное крыло имеет обратную стреловидность и установлено центропланной частью на верхней части кольца толкающего винта, причем пилоны выполнены стреловидными и снабжены рулями управления по курсу, сочлененные крылья образуют в плане ромб, а при виде спереди высоко- и низкорасположенные крылья имеют соответственно отрицательный и положительный угол поперечного V. Разнос хорд корневых и концевых сечений крыльев по высоте и длине определяют из соотношений:
по корневым сечениям - не менее корневой хорды крыла;
по концевым сечениям - соизмеримо с концевой хордой крыла.

Кроме того, высокорасположенное крыло снабжено рулями высоты.

По второму варианту легкий многоцелевой самолет содержит высоко- и низкорасположенные крылья, сочлененные между собой по торцам пилонами, толкающий винт в кольце, установленный в хвостовой части фюзеляжа, переднее цельноповоротное горизонтальное оперение и киль с рулями управления по курсу, при этом низкорасположенное крыло выполнено с прямой стреловидностью, а высокорасположенное крыло имеет обратную стреловидность и установлено центропланной частью на верхней части кольца толкающего винта совместно с килем, причем пилоны выполнены стреловидными, сочлененные крылья образуют в плане ромб, а при виде спереди высоко- и низкорасположенные крылья имеют соответственно отрицательный и положительный угол поперечного V. Пилоны снабжены рулями управления по курсу, а высокорасположенное крыло снабжено рулями высоты. Разнос хорд корневых и концевых сечений крыльев по высоте и длине определяется из таких же соотношений, как и по первому варианту (патент РФ N 200184S, МКИ B 64 C 39/08, 1993).

Недостатком прототипа является трапециевидность верхнего и нижнего крыльев с пилоном на виде спереди, т.к. при этом образуется трапеция с плохими характеристиками изгибной жесткости и большими концевыми прогибами, что приводит к низким эксплуатационно-техническим характеристикам: недостаточным устойчивости, управляемости, усталостной прочности узлов соединений пилона с крыльями, безопасности и удобства пилотирования. Кроме того, недостатком данного изобретения является низкое расположение толкающего винта, что делает невозможным его применение для посадки и взлета на воде. Данная конструкция самолета также непригодна для использования в качестве пассажирского или грузового транспортного средства в силу неустойчивой управляемости по схеме "утка" (переднее горизонтальное оперение).

Предлагаемое техническое решение устраняет вышеперечисленные недостатки прототипа и позволяет создать универсальную конструкцию летательного аппарата, в которой совмещаются преимущества экранолетов и самолетов, обладающую высокими эксплуатационно-техническими характеристиками. Это и является задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение.

При осуществлении данного изобретения может быть получен технический результат, выражающийся в повышении устойчивости, управляемости, усталостной прочности, безопасности, удобства пилотирования, возможности взлета и посадки на воде, уменьшении времени взлета и посадки за счет увеличения общей подъемной силы оперения центроплана. Кроме того, технический результат выражается в возможности использования летательного аппарата в качестве пассажирского или грузового транспортного средства большой грузоподъемности.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения по первому варианту достигается тем, что в известном многоцелевом летательном аппарате, содержащем фюзеляж, высоко- и низкорасположенные крылья, соединенные по своим концам пилонами, толкающий движитель, установленный в хвостовой части фюзеляжа, при этом низкорасположенное крыло выполнено с прямой стреловидностью и положительным углом поперечного V, а высокорасположенное крыло выполнено с обратной стреловидностью и отрицательным углом поперечного V и снабжено рулями высоты, разнос хорд корневых и концевых сечений крыльев по высоте и длине определяется из соотношений: по корневым сечениям - не менее корневой хорды крыла; по концевым сечениям - соизмеримо с концевой хордой крыла, согласно предлагаемому изобретению пилоны выполнены с аэродинамическим профилем и создающими растягивающее напряжение в продольном направлении консолей низко- и высокорасположенных крыльев, а высокорасположенные крылья соединены в корневом сечении между собой по центральной оси толкающего движителя. Кроме того, сужение низкорасположенного крыла может составлять не менее 2, а его удлинение - не более 3. Низкорасположенное крыло может быть снабжено рулями высоты. Дополнительно может быть установлен водометный движитель. Углы поперечного V соответственно низко- и высокорасположенных крыльев могут соотноситься как V₁ меньше или равно V₂. Пилоны могут иметь в поперечном сечении полукольцевую форму, а также могут быть выполнены из упругого композиционного материала, например углепластика или стеклопластика.

Технический результат по второму варианту достигается тем, что в известном многоцелевом летательном аппарате, содержащем фюзеляж, высоко- и низкорасположенные крылья, соединенные по своим концам пилонами, толкающий движитель, установленный в хвостовой части фюзеляжа, при этом низкорасположенное крыло выполнено с прямой стреловидностью и положительным углом поперечного V, а высокорасположенное крыло выполнено с обратной стреловидностью и отрицательным углом поперечного V и снабжено рулями высоты, разнос хорд корневых и концевых сечений крыльев по высоте и длине определяется из соотношений: по корневым сечениям - не менее корневой хорды крыла; по концевым сечениям - соизмеримо с концевой хордой крыла, согласно предлагаемому изобретению летательный аппарат выполнен широкофюзеляжным, пилоны - с аэродинамическим профилем и создающими растягивающее напряжение в продольном направлении консолей низко- и высокорасположенных крыльев, а высокорасположенные крылья соединены в корневом сечении между собой по центральной оси толкающего движителя. Кроме того, сужение низкорасположенного крыла может составлять не менее 2, а его удлинение - не более 3. Низкорасположенное крыло может быть снабжено рулями высоты. Дополнительно может быть установлен водометный движитель. В нижней части фюзеляжа и низкорасположенных крыльев могут быть установлены гидродинамические подводные крылья с возможностью их выдвижения. Углы поперечного V соответственно низко- и высокорасположенных крыльев могут соотноситься как V₁ меньше или равно V₂. Пилоны могут иметь в поперечном сечении полукольцевую форму, а также могут быть выполнены из упругого композиционного материала, например углепластика или стеклопластика.

Выполнение пилонов с аэродинамическим профилем, создающими растягивающее напряжение в продольном направлении консолей низко- и высокорасположенных крыльев, обеспечивает противодействие аэродинамическим нагрузкам, действующим на крылья в режиме полета.

Соединение высокорасположенных крыльев в корневом сечении между собой по центральной оси толкающего движителя позволяет с максимальной эффективностью использовать аэродинамические характеристики высокорасположенного крыла обратной стреловидности, т.к. сходящийся аэродинамический поток на крыльях максимально обтекает крыло, чем способствует увеличению подъемной силы и плотности потока, действующего на толкающий движитель, что способствует снижению общего индуктивного сопротивления летательного аппарата.

Величина сужения низкорасположенного крыла составляет не менее 2 исходя из того, что при этом образуется корневая хорда, плавно перетекающая в фюзеляж летательного аппарата. Таким образом, корневая хорда создает с нижней частью фюзеляжа лодочную часть летательного аппарата, обеспечивающую устойчивость фюзеляжа на водной поверхности и эффективную работу крыла при полете в околоэкранном пространстве.

При значении величины сужения низкорасположенного крыла менее 2 не удается достичь достаточной величины корневой хорды, плавно перетекающей в фюзеляж летательного аппарата, а средняя геометрическая хорда крыла не позволяет использовать экранный эффект.

Удлинение низкорасположенного крыла выбрано не более 3 в связи с тем, что это позволяет достичь высокие аэродинамические качества за счет снижения лобового сопротивления. Такое крыло позволяет летательному аппарату передвигаться по узким водоемам (первый вариант исполнения).

В случае значения этой величины более 3 образуется слишком длинное крыло и снижаются аэродинамические качества за счет увеличения лобового сопротивления. Кроме того, длинное крыло препятствует передвижению летательного аппарата по узким водоемам.

Низкорасположенное крыло снабжено рулями высоты, т.к. это позволяет так же, как и на высокорасположенном крыле, увеличить подъемную силу в режиме экранного полета при полете на больших углах атаки.

Водометный движитель, которым снабжен летательный аппарат, предназначен для ускорения взлета и посадки на водной поверхности и более эффективного и экономичного передвижения по ней.

Выполнение летательного аппарата широкофюзеляжным позволяет использовать многоцелевой летательный аппарат в качестве пассажирского или грузового транспортного средства большой грузоподъемности.

Гидродинамические подводные крылья, расположенные в нижней части фюзеляжа и низкорасположенных крыльев и установленные с возможностью выдвижения, предназначены для снижения гидродинамического сопротивления при взлете, посадке и движении на водной поверхности.

Соотношение углов поперечного V соответственно низко- и высокорасположенных крыльев V₁ меньше или равно V₂ выбрано исходя из того, что это позволяет повысить эффективность низкорасположенных крыльев в режиме экранного полета. А большие углы V₂ позволяют эффективно производить управление по курсу по элевонной схеме и способствуют повышению курсовой устойчивости. При значении V₁ больше V₂ указанный эффект не достигается, а для управления необходимо будет применять стандартную схему управления.

Выполнение пилонов в поперечном сечении полукольцевыми целесообразно с точки зрения отсутствия концентраторов напряжения.

Пилоны выполняются из упругого композиционного материала, например углепластика или стеклопластика, т.к. это позволяет демпфировать (гасить) возникающие на низко- и высокорасположенных крыльях автоколебания и колебания, вызванные переменой среды и нагрузок.

На фиг. 1 изображен общий вид первого варианта многоцелевого летательного аппарата (вид сбоку); на фиг. 2 - то же, вид сверху; на фиг. 3 - то же, вид снизу; на фиг. 4 - то же, вид спереди; на фиг. 5 - разрез А-А пилона; на фиг. 6 - вид сбоку в режиме взлета-посадки и околоэкранного полета; на фиг. 7 - вид сбоку с указанием сил, действующих на летательный аппарат в режиме полета; на фиг. 8 - вид сбоку в режиме посадки на воду и торможения; на фиг. 9 - вид сбоку в режиме движения на воде (схема действующих сил); на фиг. 10 - общий вид второго варианта многоцелевого летательного аппарата (вид сбоку); на фиг. 11 - то же, вид сверху; на фиг. 12 - то же, вид спереди.

Многоцелевой летательный аппарат по первому варианту конструктивного решения содержит фюзеляж 1 с кабиной 2, крыло 3 низкорасположенное прямой стреловидности и c положительным углом поперечного V, крыло 4 высокорасположенное обратной стреловидности и отрицательным углом поперечного V. Крылья 3 и 4 по своим концам соединены пилонами 5 с аэродинамическим профилем. В хвостовой части фюзеляжа 1 расположен стабилизатор 6 с рулем направления 7 и кольцевым обтекателем 8 толкающего движителя 9, приводимого в движение двигателем 10. Крылья 3 и 4 имеют рули высоты (элероны) 11, закрылки 12 и предкрылки 13. Нижняя часть фюзеляжа 14, имеющая общую поверхность с нижней частью крыла 3, вместе с ребрами устойчивости 15 образуeт лодочную часть летательного аппарата, обеспечивающую посадку, движение и взлет последнего с водной поверхности. Для передвижения и торможения летательного аппарата на водной поверхности имеется водометный движитель, состоящий из двигателя 16, заборного канала 17, сопла с винтом 18 и заслонки 19. Для снижения гидродинамического сопротивления при взлете и посадке на водной поверхности в нижней части фюзеляжа 1 и низкорасположенных крыльев 3 установлены выдвигающиеся гидродинамические подводные крылья 20 (для второго варианта).

Конструктивное решение по второму варианту многоцелевого летательного аппарата предполагает выполнение фюзеляжа 1 в виде широкофюзеляжного аэробуса.

Работа многоцелевого летательного аппарата осуществляется следующим образом.

В режиме взлета и посадки летательного аппарата (фиг. 6) за счет рулей высоты 11 низкорасположенного 3 и высокорасположенного 4 крыльев, а также закрылков 12 и предкрылков 13 обеспечиваются максимальная подъемная сила на крыльях 3 и 4 и устойчивый полет в экранном режиме полета. В установившемся полете (фиг. 7) на летательный аппарат действуют следующие силы:
G_y1 - подъемная сила низкорасположенного крыла;
G_y2 - подъемная сила высокорасположенного крыла;
P_o - сила тяжести летательного аппарата;
G_F - результирующая подъемная сила, приложенная в центре F летательного аппарата;
L_o - расстояние между центрами фокусов низко- и высокорасположенных крыльев;
ΔX_F - величина смещения фокуса летательного аппарата.

Известно, что, чем больше расстояние между центром масс и фокусом самолета, тем больше потери на балансировку. Для снижения таких потерь при одновременном увеличении подъемной силы характеристики подъемной силы низко- и высокорасположенных крыльев выбираются таким образом, чтобы потери на балансировку были минимальными.

α₁ и α₂ - углы между корневыми хордами соответственно низко- и высокорасположенных крыльев относительно оси летательного аппарата;
β - угол между продольной осью летательного аппарата и продольной осью толкающего движителя.

При посадке на водную поверхность (фиг. 8) летательный аппарат своей лодочной частью соприкасается с водной поверхностью, причем вначале задней частью в районе заборного канала 17. При этом для сокращения времени посадки и торможения заслонка 19 закрывается таким образом, что струи воды направляются в боковые стороны, производя дополнительные торможения летательного аппарата. Одновременно с этим запускается водометный движитель и увеличивается реакция торможения.

Для передвижения по водной поверхности заслонка 19 поднимается, и реактивная струя воды T₂ (фиг. 9) с силой P₂ движет летательный аппарат по воде. При этом она создает момент R₂ относительно центра тяжести ЦТ, направленный вверх и способствующий поднятию передней части летательного аппарата и снижению гидродинамического сопротивления.

Для сравнения: при использовании толкающего движителя 9 для передвижения по воде его сила тяги T₁ создает реакцию R₁, которая создает момент относительно центра тяжести ЦТ, направленный вниз, что создает дополнительное сопротивление и низкую скорость передвижения на воде.

Положительный угол поперечного V низкорасположенных крыльев обеспечивает поперечную устойчивость летательного аппарата на воде и препятствует его кренам.

При взлете и посадке на водной поверхности из фюзеляжа 1 выдвигаются гидродинамические подводные крылья 20, снижающие гидродинамическое сопротивление.

Летательный аппарат по первому варианту рассчитан на перевозку 5-8 пассажиров на маршрутах протяженностью до 1500 км с использованием грунтовых взлетно-посадочных полос длиной около 200 м, а также водной поверхности, в том числе и узких водоемов.

По второму варианту исполнения многоцелевой летательный аппарат может быть использован как пассажирское транспортное средство, рассчитанное на перевозку до 300 человек или в качестве грузового транспортного средства большой грузоподъемности. Данный вариант конструктивного решения летательного аппарата также предназначен для взлета и посадки как с использованием взлетно-посадочных полос с твердым покрытием длиной около 1000 м, так и водной поверхности.

Таким образом предлагаемое техническое решение позволяет создать универсальную конструкцию летательного аппарата, в которой совмещаются преимущества экранолетов и самолетов, обладающую высокими эксплуатационно-техническими характеристиками.

Изобретение относится к авиационной технике. Летательный аппарат содержит фюзеляж, высоко- и низкорасположенные крылья, соединенные по своим концам пилонами, толкающий движитель, установленный в хвостовой части фюзеляжа. Низкорасположенное крыло имеет прямую стреловидность и положительный угол поперечного V. Высокорасположенное крыло выполнено с обратной стреловидностью и отрицательным углом поперечного V и снабжено рулями высоты. Разнос хорд корневых и концевых сечений крыльев по высоте и длине определяется из соотношений: по корневым сечениям - не менее корневой хорды крыла; по концевым сечениям - соизмеримо с концевой хордой крыла. Пилоны выполнены с аэродинамическим профилем, создающим растягивающее напряжение в продольном направлении консолей низко- и высокорасположенных крыльев. Высокорасположенные крылья соединены в корневом сечении между собой по центральной оси толкающего движителя. Летательный аппарат может быть выполнен широкофюзеляжным. Технический результат при использовании изобретения выражается в повышении устойчивости, управляемости, усталостной прочности, безопасности, удобства пилотирования и др. 2 с. и 13 з.п.ф-лы, 12 ил.

1. Многоцелевой летательный аппарат, содержащий фюзеляж, высоко- и низкорасположенные крылья, соединенные по своим концам пилонами, толкающий движитель, установленный в хвостовой части фюзеляжа, при этом низкорасположенное крыло выполнено с прямой стреловидностью и положительным углом поперечного V, а высокорасположенное крыло выполнено с обратной стреловидностью и отрицательным углом поперечного V и снабжено рулями высоты, разнос хорд корневых и концевых сечений крыльев по высоте и длине определяется из соотношений: по корневым сечениям - не менее корневой хорды крыла, по концевым сечениям - соизмеримо с концевой хордой крыла, отличающийся тем, что пилоны выполнены с аэродинамическим профилем, создающим растягивающее напряжение в продольном направлении консолей низко - и высокорасположенных крыльев, а высокорасположенные крылья соединены в корневом сечении между собой по центральной оси толкающего движителя. 2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что сужение низкорасположенного крыла составляет не менее 2, а его удлинение - не более 3. 3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что низкорасположенное крыло снабжено рулями высоты. 4. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что он дополнительно снабжен водометным движителем. 5. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что углы поперечного V соответственно низко- и высокорасположенных крыльев соотносятся как V₁ ≤ V₂. 6. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что пилоны выполнены полукольцевыми. 7. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что пилоны выполнены из упругого композиционного материала, например, углепластика или стеклопластика. 8. Многоцелевой летательный аппарат, содержащий фюзеляж, высоко- и низкорасположенные крылья, соединенные по своим концам пилонами, толкающий движитель, установленный в хвостовой части фюзеляжа, при этом низкорасположенное крыло выполнено с прямой стреловидностью и положительным углом поперечного V, а высокорасположенное крыло выполнено с обратной стреловидностью и отрицательным углом поперечного V и снабжено рулями высоты, разнос хорд корневых и концевых сечений крыльев по высоте и длине определяется из соотношений: по корневым сечениям - не менее корневой хорды крыла, по концевым сечениям - соизмеримо с концевой хордой крыла, отличающийся тем, что летательный аппарат выполнен широкофюзеляжным, пилоны - с аэродинамическим профилем, создающим растягивающее напряжение в продольном направлении консолей низко- и высокорасположенных крыльев, а высокорасположенные крылья соединены в корневом сечении между собой по центральной оси толкающего движителя. 9. Летательный аппарат по п.8, отличающийся тем, что сужение низкорасположенного крыла составляет не менее 2, а его удлинение - не более 3. 10. Летательный аппарат по п.8, отличающийся тем, что низкорасположенное крыло снабжено рулями высоты. 11. Летательный аппарат по п.8, отличающийся тем, что он дополнительно снабжен водометным движителем. 12. Летательный аппарат по п.8, отличающийся тем, что он снабжен гидродинамическими подводными крыльями, установленными в нижней части фюзеляжа и низкорасположенных крыльев с возможностью их выдвижения. 13. Летательный аппарат по п.8, отличающийся тем, что углы поперечного V соответственно низко- и высокорасположенных крыльев соотносятся как V₁ ≤ V₂. 14. Летательный аппарат по п.8, отличающийся тем, что пилоны выполнены полукольцевыми. 15. Летательный аппарат по п.8, отличающийся тем, что пилоны выполнены из упругого композиционного материала, например, углепластика или стеклопластика.