МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ ИСТРЕБИТЕЛЬ (МФИ) Российский патент 2001 года по МПК B64C39/00 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании маневренных самолетов - истребителей, учебно-тренировочных самолетов, самолетов, к которым предъявляются определенные требования по маневренным характеристикам.

Из существующего уровня техники известен самолет американской фирмы McDonnell Douglas, созданный по программе AFTI (Advanced Fighter Technology Integration), содержащий крыло, состоящее из центроплана и консолей, соединенных с центропланом по его бокам. Консоли выполнены цельно поворотными с возможностью однонаправленного и дифференцированного отклонения. Поворотные консоли имеют предкрылки, отклоняемые на больших углах атаки. Фюзеляж самолета смещен вдоль продольной оси относительно центроплана и плавно сопряжен с ним. Самолет имеет хвостовое горизонтальное и вертикальное оперение и трехопорное шасси с носовой опорой (см. Итоги науки и техники. Авиастроение, Том 2, Струков Ю.П., "Современные самолеты США и стран Западной Европы", Часть II, ВИНИТИ, 1976 г., с. 169-171, рис. 234, 235).

Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является многофункциональный маневренный самолет, содержащий крыло, состоящее из центроплана, выполненного в плане в виде несущего диска с передней и задней кромками по его образующей, и консолей, соединенных с несущим диском центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска по его образующей. Каждая из консолей выполнена поворотной, снабжена приводом и установлена на несущем диске центроплана шарнирно. Каждая поворотная консоль снабжена отклоняемыми носками. Кормовые сегменты несущего диска центроплана, размещенные по обе стороны фюзеляжа, выполнены поворотными относительно поперечной оси фюзеляжа, расположенной за осью поворота консолей крыла по продольной оси самолета, с возможностью дифференциального отклонения поворотных сегментов и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков. Фюзеляж самолета смещен вдоль продольной оси вперед относительно несущего диска, не достигая его задней кромки. Самолет имеет аэродинамические уплотнения между диском центроплана и поворотной консолью крыла, центральные оси которых совмещены с осями поворота консолей. Самолет также снабжен силовой установкой, хвостовым горизонтальным и вертикальным оперением и трехопорным шасси с носовой опорой (см. РФ, патент N 2115593, МПК⁶ B 64 C 39/00, 1997 г.).

Достижению требуемого технического результата в прототипе препятствует отсутствие какой бы то ни было механизации по передней образующей кромке на передней части профиля центроплана в виде несущего диска.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является создание маневренного самолета, обладающего высокими аэродинамическими характеристиками на всех режимах полета и обеспечивающего за счет своей аэродинамической компоновки перемещение в вертикальной плоскости без изменения пространственной ориентации, без изменения продольного момента самолета.

К техническим результатам, достигаемым при использовании данного изобретения, можно отнести увеличение подъемной силы на переходных режимах и повышение маневренности самолета, а также повышение эффективности управления им на больших углах атаки.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что в многофункциональном истребителе, содержащем крыло, состоящее из центроплана, выполненного в плане в виде профилированного несущего диска с передней и задней кромками по его образующей, консолей, соединенных с несущим диском центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска то его образующей, каждая из которых выполнена поворотной, снабжена приводом, отклоняемыми носками и установлена на несущем диске центроплана шарнирно, кормовые сегменты несущего диска центроплана, размещенные по обе стороны фюзеляжа, выполненные поворотными относительно поперечной оси фюзеляжа, расположенной за осью поворота консолей крыла по продольной оси самолета, с возможностью дифференциального отклонения поворотных сегментов и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков, фюзеляж, смещенный вдоль продольной оси самолета вперед относительно несущего диска, не достигая его задней кромки, аэродинамические уплотнения между диском центроплана и поворотной консолью крыла, центральные оси которых совмещены с осями поворота консолей, силовую установку, хвостовое горизонтальное и вертикальное оперение и трехопорное шасси, согласно изобретению на профилированном несущем диске центроплана выполнены управляющие аэродинамические поверхности в виде носовых сегментов несущего диска центроплана с передней кромкой по образующей окружности несущего диска, размещенные по обе стороны фюзеляжа, причем носовые сегменты выполнены поворотными каждый относительно своей оси, совпадающей в своем продолжении в плане с передней кромкой прилегающей поворотной консоли, а ось поворота отклоняемого носка каждой поворотной консоли и ось поворота прилегающего к ней носового сегмента несущего диска центроплана параллельны между собой в плане, при этом точка приложения приращения суммарной положительной или отрицательной подъемной силы самолета ± Δ Y при отклонении поворотных консолей максимально приближена к точке аэродинамического фокуса самолета с возможностью обеспечения управления истребителем без изменения его продольного момента в системе непосредственного управления подъемной силой.

На фиг. 1 изображен маневренный самолет, вид сбоку;
на фиг. 2 - то же, вид в плане;
на фиг. 3 - то же, вид спереди.

Многофункциональный истребитель содержит крыло 1, состоящее из центроплана 2, выполненного в виде профилированного несущего диска в плане с передней 3 и задней 4 кромками по его образующей. Консоли 5 соединены с несущим диском центроплана 2 по его бокам с сохранением формы передней 3 и задней 4 кромок несущего диска по его образующей. Каждая из консолей 5 выполнена поворотной, снабжена приводом (не показано) и установлена на несущем диске центроплана 2 шарнирно.

Консоли 5 снабжены отклоняемыми носками 6. Несущий диск центроплана 2 имеет кормовые сегменты 7, размещенные по обе стороны фюзеляжа 8. Кормовые сегменты 7 выполнены поворотными относительно поперечной оси фюзеляжа 8, расположенной за осью поворота OO консолей 5 крыла 1 по продольной оси самолета, с возможностью дифференциального их отклонения и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков.

Фюзеляж 8 смещен вдоль продольной оси самолета вперед относительно несущего диска центроплана 2, не достигая его задней кромки. Аэродинамические уплотнения 9 установлены между диском центроплана 2 и каждой поворотной консолью 5 крыла 1.

Самолет имеет силовую установку 10, хвостовое горизонтальное 11 и вертикальное 12 оперение и трехопорное шасси 13.

На профилированном несущем диске центроплана 2 выполнены управляющие аэродинамические поверхности в виде носовых сегментов 14 несущего диска центроплана 2 с передней кромкой 3 по образующей окружности несущего диска. Носовые сегменты 14 размещены по обе стороны фюзеляжа 8 и выполнены поворотными каждый относительно своей оси 15, совпадающей в своем продолжении в плане с передней кромкой прилегающей поворотной консоли 5. Ось поворота 16 отклоняемого носка 6 каждой поворотной консоли 5 и ось поворота 15 прилегающего к ней носового сегмента 14 несущего диска центроплана 2 параллельны между собой в плане.

Многофункциональный истребитель функционирует следующим образом.

Несущий диск центроплана 2 установлен конструктивно под положительным углом атаки α = 2^o - 4^o относительно строительной горизонтальной оси фюзеляжа 8, расположенной по полету. Перед взлетом поворотные консоли 5 отклоняют на положительный угол атаки β = 2^o = 6^o, а кормовые сегменты 7 несущего диска в режиме закрылков отклоняют на взлетный угол δ = 15^o - 20^o. При этом носовые сегменты 14 отклоняют вниз на отрицательный угол Φ = 5^o - 10^o относительно оси 15, совпадающей в своем продолжении в плане с передней кромкой прилегающей поворотной консоли 5.

После вывода силовой установки 10 на взлетный режим происходит разгон самолета до скорости отрыва передней стойки шасси 13. Одновременно с этим отклоняют стабилизатор горизонтального оперения 11 на угол, соответствующий углу отрыва передней стойки шасси и, отклоняют поворотные консоли 5 на угол β = 15^o - 20^o и отклоняют носки 6 поворотных консолей 5 относительно осей 16 на угол λ = 5^o - 10^o. Самолет при этом выходит на угол атаки, соответствующий углу атаки отрыва, что приводит к формированию на крыле 1 необходимой для отрыва подъемной силы.

В полете во время маневрирования в вертикальной и горизонтальной плоскостях при отклонении поворотных консолей 5 на заданный угол при одновременном отклонении носовых сегментов 14 и носков 6 консолей 5, оси 15 и 16 поворота которых параллельны между собой в плане, происходит приращение подъемной силы, пропорционально углам отклонения упомянутых управляющих аэродинамических поверхностей. Приращение подъемной силы происходит вблизи центра тяжести самолета, что позволяет совершать пространственные маневры без изменения угла атаки, т.е. осуществлять непосредственное управление подъемной силой.

Важно акцентировать внимание на том, что точка приложения приращения суммарной положительной или отрицательной подъемной силы самолета ± Δ Y при отклонении поворотных консолей 5 максимально приближена к точке аэродинамического фокуса самолета с возможностью обеспечения управления истребителем без изменения его продольного момента в системе непосредственного управления подъемной силой.

Приращение суммарной подъемной силы самолета ± Δ Y_снупс в данном случае может достигать до 50% суммарной подъемной силы всего самолета.

При выходе самолета на большие и критические углы атаки по команде датчика угла атаки (не показано) отклоняют носовые сегменты 14 и носки 6 консолей 5, что позволяет затянуть срыв потока на еще большие углы атаки.

При осуществлении дифференциального отклонения поворотных консолей 5 с одновременным отклонением носовых сегментов 14 диска центроплана 2 и носков 6 консолей 5, оси 15 и 16 поворота которых параллельны между собой в плане, управляют многофункциональным истребителем по крену в широком диапазоне углов атаки, что позволяет улучшить его маневренные характеристики.

При снижении во время полета по глиссаде отклоняют носовые сегменты 14 и носки 6 консолей 5 с одновременным отклонением кормовых сегментов 7 в режиме закрылков, что уменьшает дистанцию снижения самолета. Во время пробега при посадке самолета после касания шасси 13 поверхности ВПП отклоняют поворотные консоли 5 на отрицательные углы, что обеспечивает эффективное торможение самолета как за счет прижимания его к ВПП, так и за счет увеличения лобового сопротивления, что позволяет сократить длину пробега.

Изобретение относится к авиации. Центроплан истребителя выполнен в плане в виде профилированного несущего диска с передней и задней кромками по его образующей. На несущем диске выполнены управляющие аэродинамические поверхности в виде носовых сегментов несущего диска центроплана с передней кромкой по образующей окружности несущего диска, размещенные по обе стороны фюзеляжа. Носовые сегменты выполнены поворотными каждый относительно своей оси, совпадающей в своем продолжении в плане с передней кромкой прилегающей поворотной консоли. Ось поворота отклоняемого носка каждой поворотной консоли и ось поворота прилегающего к ней носового сегмента несущего диска центроплана параллельны между собой в плане. Точка приложения приращения суммарной положительной или отрицательной подъемной силы самолета при отклонении поворотных консолей максимально приближена к точке аэродинамического фокуса самолета с возможностью обеспечения управления истребителем без изменения его продольного момента в системе непосредственного управления подъемной силой. Предложенная схема самолета позволит улучшить его маневренные характеристики, сократить длину пробега. 3 ил.

Многофункциональный истребитель, содержащий крыло, состоящее из центроплана, выполненного в плане в виде профилированного несущего диска с передней и задней кромками по его образующей, консолей, соединенных с несущим диском центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска по его образующей, каждая из которых выполнена поворотной, снабжена приводом, отклоняемыми носками и установлена на несущем диске центроплана шарнирно, кормовые сегменты несущего диска центроплана, размещенные по обе стороны фюзеляжа, выполненные поворотными относительно поперечной оси фюзеляжа, расположенной за осью поворота консолей крыла по продольной оси самолета, с возможностью дифференциального отклонения поворотных сегментов и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков, фюзеляж, смещенный вдоль продольной оси самолета вперед относительно несущего диска, не достигая его задней кромки, аэродинамические уплотнения между диском центроплана и поворотной консолью крыла, центральные оси которых совмещены с осями поворота консолей, силовую установку, хвостовое горизонтальное и вертикальное оперение и трехопорное шасси, отличающийся тем, что на профилированном несущем диске центроплана выполнены управляющие аэродинамические поверхности в виде носовых сегментов несущего диска центроплана с передней кромкой по образующей окружности несущего диска, размещенные по обе стороны фюзеляжа, причем носовые сегменты выполнены поворотными каждый относительно своей оси, совпадающей в своем продолжении в плане с передней кромкой прилегающей поворотной консоли, а ось поворота отклоняемого носка каждой поворотной консоли и ось поворота прилегающего к ней носового сегмента несущего диска центроплана параллельны между собой в плане, при этом точка приложения приращения суммарной положительной или отрицательной подъемной силы самолета ±ΔY при отклонении поворотных консолей максимально приближена к точке аэродинамического фокуса самолета с возможностью обеспечения управления истребителем без изменения его продольного момента в системе непосредственного управления подъемной силой.