Изобретение относится к авиационной технике и касается создания двухмоторного многоцелевого самолета с укороченным и вертикальным взлетом и посадкой, предназначенного для эксплуатации в различных географических и климатических зонах, в том числе в районах Дальнего Востока, Сибири, Крайнего Севера России и Азиатско-Тихоокеанском регионе.
Известен двухмоторный многоцелевой самолет наземного и водного базирования, содержащий фюзеляж, крыло, вертикальное оперение и двигательную установку (журнал IANTS 1987-1988 г., лист 92, самолет Dornier Seaster CD-2).
Однако известный самолет обладает низкими эксплуатационными качествами.
Технический результат от реализации данного изобретения заключается в повышении летных и эксплуатационные качеств самолета, сокращении взлетно-посадочных дистанций, включая выполнение вертикального взлета и посадки, повышении маневренности и мореходности, использовании для полетов в отдельные труднодоступные места, не имеющие аэродромов с возможностью взлета и посадки с земли и воды, приближении базирования самолета к жилым районам.
Этот технический результат достигается тем, что двухмоторный многоцелевой самолет наземного и водного базирования, содержащий фюзеляж, крыло, горизонтальное оперение, вертикальное оперение, двигательную установку, выполнен по схеме моноплана со свободнонесущим высокорасположенным крылом, при этом фюзеляж в нижней части имеет жесткое килеватое днище, выполненное по типу гидролодки с одним косым реданом, а нижняя часть фюзеляжа, расположенная за реданом, поднята на угол 8o относительно горизонтали и выполняет роль второго редана, при этом фюзеляж имеет гидродинамическое удлинение приблизительно 6,2 и коэффициент совершенства формы 0,021 для обеспечения самолету устойчивого глиссирования на воде при предвзлетных скоростях с углами дифферента 8,5-9o при оптимальном сочетании аэродинамического качества и мореходности, при этом конструкция нижней части фюзеляжа представляет собой герметичный кессон объемом приблизительно 2,2 м3, разделенный внутри герметичными перегородками, служащий непотопляемым отсеком, снабженный килевой балкой. Крыло самолета, состоящее из центроплана и двух консолей, оборудовано элеронами, выдвижными закрылками и предкрылками. С левой и с правой стороны от фюзеляжа на некоторой длине по размаху крыло имеет носовые части, отделенные от плоскости крыла, установленные на продольные оси вращения, относительно которых носовые части крыла могут быть повернуты в вертикальной плоскости на углы от нуля до более 90o относительно хорды крыла, при этом на носовые части крыла могут быть установлены турбовинтовые двигатели мощностью 1250-1400 л.с. с тянущими реверсивными винтами, которые при повороте носовых частей крыла могут быть вместе с ними повернуты в вертикальной плоскости на те же самые углы на всех режимах полета и на всех углах атаки крыла на углы более 90o независимо от плоскости крыла.
При этом основой конструкции поворотных носков крыла являются металлические силовые балки, вписанные в контур носков крыла, снабженные полуосями вращения, при помощи которых каждая силовая рама присоединяется к двум втулкам, снабженным шарикоподшипниками, одна из которых установлена на бортовой нервюре крыла, а другая - на силовой нервюре центроплана, при этом силовые балки снабжены управляемыми замками, при помощи которых силовые рамы в горизонтальном положении присоединяются к крылу, а на полуоси вращения силовых рам, расположенных со стороны фюзеляжа, установлены рычаги управления поворотными носками крыла, присоединенные к гидроприводам, а также тормозные муфты, фиксирующие поворотные носки крыла при двигателях, повернутых в вертикальное положение и на промежуточных углах поворота на всех летных режимах, а сами двигатели присоединяются к силовым рамам посредством подмоторных рам, которые крепятся жестко к силовым рамам болтами, при этом каждая подмоторная pама в конце конструкции снабжена силовым управляемым замком, при помощи которого каждая подмоторная рама двигателей присоединяется к ответной части замка, ушку замка, установленного на нижней части крыла, в зоне заднего лонжерона, при этом внутри силовых рам, а также в подмоторных рамах двигателей смонтированы расходные топливные баки, масляные баки, блоки управления двигателями, электрожгуты и трубопроводы топливной системы, связывающие расходные топливные баки с основными топливными баками самолета, расположенными, например, в крыле или в фюзеляже, при этом, в целях исключения кручений трубопроводов при повороте двигателей, трубопроводы, подводящие топливо к расходным топливным бакам, проведены внутри полуоси силовой рамы, которая имеет полую конструкцию, поворот носовых частей крыла может производиться, например, гидроприводами, работающими от бортовой гидросистемы, установленными в фюзеляже.
С внешней стороны силовые балки закрываются обтекателями, имеющими контур носков крыла, при этом в горизонтальном положении хорды поворотных носков крыла совмещаются с хордой крыла.
Самолет снабжен крылом, состоящим из центроплана и двух консолей, оборудованных элеронами, выдвижными закрылками и предкрылками, консоли имеют складывающуюся конструкцию, в сложенном состоянии консоли полностью укладываются в фюзеляж, при сложенных консолях размах крыла составляет 5,5 м, а на концах крыла установлены два поплавка, имеющих цилиндрическую форму, при этом концы крыла снабжены шарнирами и механизмами поворота и служат одновременно пилонами, которые перед посадкой самолета на воду поворачиваются из горизонтального положения в вертикальное, фюзеляж самолета имеет плавные внешние обводы, носовая часть фюзеляжа имеет удлиненную обтекаемую форму и оснащена иллюминатором широкого пространственного обзора с птицестойким тонированным стеклом, снабженным обогревательным устройством, внутри носовой части размещена кабина экипажа, в которой с левой стороны установлено кресло летчика с постом управления самолетом, а с правой стороны - кресло первого пассажира, которое при необходимости может быть заменено на кресло второго летчика с установкой в кабине экипажа второго поста управления, а за кабиной экипажа находится пассажирский салон, имеющий объем 23 куб.м., высоту 1,7 м и ширину около 1,5 м, оборудованный пассажирскими креслами, при этом пассажирский салон разделен средним отсеком на два купе: переднее и заднее. В переднем купе размещены четыре пассажирских кресла, повернутые попарно друг к другу, между которыми размещаются столики и широкие бортовые панели для укладки легких предметов. Во втором, заднем, купе размещаются два пассажирских кресла, повернутых друг к другу, между которыми установлен столик, и третье кресло для пассажира с откидным столиком.
По требованию заказчика заднее кресло девятого пассажира может быть заменено спаренным креслом (типа диван) для дополнительного 9-го пассажира. Кресла пассажиров устанавливаются по два кресла в одном ряду с шагом 780 мм и проходом между ними 500-550 мм, обеспечивающим свободное перемещение пассажиров вдоль салона при посадке в самолет и во время полета, а в среднем отсеке, разделяющем пассажирский салон на два купе, размещаются гардероб, шкафы-полки для хранения продуктов, места для укладки личных вещей пассажиров, при этом багажный отсек имеет широкий проход и располагается в центре массы самолета, что позволяет не нарушать центровку самолета при его загрузке полезными грузами. При этом самолет оборудован двумя входными дверями, расположенными с левой стороны фюзеляжа, передней дверью, расположенной в переднем купе за креслом летчика, которая служит для входа в кабину экипажа и пассажиров, и задней дверью шириной 800 мм, которая служит для входа пассажиров с емкими вещами. Передняя дверь состоит из двух створок и позволяет выходить экипажу и пассажирам из самолета, находящегося на воде, в плавсредства при волне высотой 300-400 мм, при этом обе двери снабжены уплотнительными окантовками и герметизируются при достижении самолетом высоты 3000 м, а в верхней части переднего купе расположен аварийный люк размером 700-1000 мм, служащий для покидания самолета пассажирами и экипажем в случае затопления салона. В конце заднего купе размещены туалетный отсек с дверью, оборудованный биосборником, предметами туалета, санитарии и аптечкой. Рядом с туалетом расположен отсек для хранения спасательных средств, средств аварийной сигнализации, буксировки и причаливания. Самолет оборудован трехколесным шасси, убирающимся в полете и при нахождении на воде, примем основные колеса шасси выполнены с возможностью гидравлической уборки в герметичные ниши, расположенные в средней части фюзеляжа с левой и с правой стороны.
Основные колеса убираются в ниши на глубину, равную половине ширины шины, и закрывают собой ниши в убранном положении, а сами ниши спереди и сзади оборудованы обтекателями, улучшающими условия обтекания ниш аэродинамическим потоком при убранных колесах, передняя стойка шасси с колесом убирается в герметичную нишу в носовой части фюзеляжа, закрываемую снизу управляемой створкой, при этом ниши основных колес и переднего колеса снабжены устройством для их обогрева при низких температурах, а крыло в центральной части жестко присоединено к фюзеляжу, при этом центроплан имеет кессонную конструкцию и служит топливным баком емкостью на 650 кг топлива, в консолях размещены два топливных бака емкостью на 150 кг топлива каждый, которые связаны с основными баками общими трубопроводами с расходными топливными баками, расположенными в мотогондолах.
Вся топливная система зашунтована таким образом, что в случае остановки одного из двигателей в полете работающий двигатель может снабжаться топливом из всех топливных баков. Двигатели оборудованы турбонаддувом и отбором теплого воздуха от компрессоров двигателей для обогрева пассажирского салона, кабины экипажа, переднего иллюминатора, ниш шасси, бытовых отсеков, а также в противообледенительную систему самолета, защищающую от обледенения передние кромки консолей, горизонтального и вертикального оперения, пассажирский салон. Кабина экипажа и бытовые отсеки обшиты с внутренней стороны жесткими неметаллическими панелями из нетоксичного материала с декоративной обивкой теплых пастельных тонов, между внешней и внутренней обшивками проложена теплоизоляция.
Самолет может быть оборудован современной пилотажно-навигационной электроникой, радиотехнической связной аппаратурой, радиотелефонной и спутниковой радиосвязью, метеолокатором, аварийной радиостанцией с автономным источником питания, обеспечивающими безопасное надежное вождение самолета в сложных метеоусловиях, в том числе по нештатным воздушным трассам.
На самолете-амфибии "Ладога-9 УВ" предусмотрен комплект аварийно-спасательных средств и оповещения, в который входят индивидуальные спасательные жилеты, надувной плотик на 10 человек, спасательный круг, водяной насос, пиротехнические и световые средства сигнализации.
Такой самолет целесообразно выполнять с возможностью установки во второе купе вместо кресла восьмого пассажира спаренного кресла для девятого пассажира.
Конструкция самолета "Ладога-9 УВ" представлена на следующих фигурах:
на фиг. 1. Общий вид самолета в нормальной конфигурации при стоянке на ВПП. Вид сбоку.
на фиг.2. То же. Вид самолета в плане.
на фиг.3. То же. Вид самолета спереди.
на фиг. 4. Общий вид самолета в конфигурации начала разбега на ВПП. Вид сбоку.
на фиг.5 То же. Вид самолета в плане.
на фиг.6. То же. Вид самолета спереди.
на фиг.7. Конструкция крыла с повернутой носовой частью. Вид в плане.
на фиг.8. То же с неповернутой носовой частью. Вид в плане.
на фиг.9. Конструкция поворотной носовой части крыла и установка подмоторной рамы с мотогондолой. Вид сбоку.
на фиг.10. То же. Вид в плане.
на фиг.11. То же. Вид спереди.
на фиг. 12. Компоновка пассажирского салона и кабины экипажа самолета-амфибии "Ладога-9 УВ". Вид сбоку.
на фиг.13. То же. Вид в плане.
на фиг. 14. Вид самолета на стоянке (хранении) с уложенными консолями. Вид спереди.
на фиг.15. То же. Вид в плане.
на фиг.16. Вид самолете при стоянке на воде. Вид спереди.
на фиг. 17. Положение двигательной установки при повороте двигателей на угол Ψ=90o от горизонтали. Вид сбоку.
на фиг.18. Положение двигательной установки при начале разбега. Вид сбоку.
на фиг.19. Положение двигательной установки на этапе отрыва от ВПП. Вид сбоку. А - положение двигателей в момент отрыва. Б - положение двигателей на начале разбега.
на фиг. 20. Положение двигательной установки при горизонтальном полете. Вид сбоку.
на фиг.21. Общий вид самолета на начале разбега с ВПП. Вид сбоку.
на фиг.22. Общий вид самолета в момент отрыва от ВПП. Вид сбоку.
на фиг.23. Общий вид самолета при наборе высоты.
на фиг.24. Общий вид самолета на начале разбега с воды. Вид сбоку.
на фиг.25. Общий вид самолета в момент отрыва от воды. Вид сбоку.
на фиг.26. Общий вид самолета на взлете. Вид сбоку.
на фиг.27. Общий вид самолета "Ладога-9 УВ" в полете.
на фиг.28. Общий вид самолета перед посадкой на воду.
на фиг.29. Положение двигателей при развороте самолета относительно вертикальной пространственной оси У-У.
Самолет-амфибия "Ладога-9 УВ" представляет собой двухмоторный моноплан с верхним расположением крыла, обычным хвостовым оперением и убирающимися шасси (фиг.1, 2 и 3).
Он состоит из фюзеляжа 1, имеющего форму гидролодки с одним реданом, свободонесущего крыла 2, горизонтального оперения 3 и вертикального оперения 4.
Крыло самолета снабжено элеронами 5, выдвижными закрылками 6 и предкрылками 7.
Шасси самолета трехопорные, состоят из двух основных опор 8, убирающихся в бортовые ниши 9 фюзеляжа, и переднего колеса 10, убирающегося в носовую часть фюзеляжа. Ниши уборки колес герметичны.
Самолет оборудован двумя турбовинтовыми двигателями 11 мощностью 1250-1400 л.с. каждый, установленными на крыле 2, снабженными тянущими реверсивными винтами 13.
Особенностью конструкции крыла самолета "Ладога-9 УВ" является то, что носовая часть 12 крыла, слева и справа от фюзеляжа 1, на некоторой длине вдоль размаха, отделена от основной части крыла и установлена на продольную ось вращения 14, относительно которой носовая часть 12 крыла может быть повернута в вертикальной плоскости относительно хорды крыла 2 на угол ϕ′ от нуля до более 90o (фиг.7 и 8).
Поворотная носовая часть 12 крыла по хорде имеет ширину, соответствующую расстоянию от носка крыла 2 до лонжерона, а длину, несколько меньшую диаметра винта на расстояние 1/2 D винта от плоскости его вращения С (фиг.8) примерно до 0,8 D винта.
Так, например, для самолета-амфибии "Ладога-9 УВ", имеющего винт 13 диаметром 2,5 м, поворотная носовая часть 12 крыла имеет длину 2,0 м.
Силовой основой поворотного носка 12 крыла является металлическая балка 16, снабженная с двух сторон полуосями 17 и 18, которая снаружи закрывается обтекателем, имеющим профиль 19 носка крыла (фиг.9 и 10).
Силовая балка 16 со стороны фюзеляжа присоединяется к опорному узлу 20, расположенному на бортовой нервюре 21 крыла, а полуосью 17 балка 16 присоединяется к опорному узлу 22, находящемуся на силовой нервюре 23.
Полуоси 17 и 18 пустотелые, а опорные узлы 20 и 22 изнутри снабжены подшипниками, обеспечивающими свободное вращение балки 16 относительно оси 14.
На полуось 18 установлены рычаг управления 24 и тормозное устройство 25.
В средней части на силовую балку 16 крепится тормозная рама 26, на которую устанавливаются двигатель 11 и мотогондола 15 (фиг.9, 10 и 11).
Двигатель 11 крепится к подмоторной раме 26 при помощи четырех узлов 32.
В мотогондоле 15 располагаются блок системы управления 30 двигателем, расходный топливный бак 28 и маслобак 31.
Основные топливные баки 48 располагаются в центральной части крыла и в консолях, трубопроводы 29 системы питания двигателей топливом, мягкие, экранированные, проведены через внутреннюю полость полуоси 18, балки 16, элементы системы управления и электрожгуты смонтированы внутри поворотной части крыла.
В исходном положении поворотная часть крыла вместе с двигателем присоединяется к крылу при помощи трех управляемых замков, два из которых 36 соединяют ее с нервюрами 21 и 23, а третий замок 27, расположенный в конце моторамы 26, присоединяет мотораму 26 к узлу, установленному на нижней поверхности крыла 2 в зоне лонжерона (фиг.9 и 10).
Привод 33 управления поворотной частью крыла - гидравлический, функционирующий от бортовой гидросистемы самолета (фиг.7 и 8).
Самолет-амфибия "Ладога-9 УВ" имеет крыло, укороченное по размаху, консоли снабжены элеронами 5 и предкрылками 7, на концах консолей установлены поплавки 34, препятствующие погружению концов крыла в воду при посадке самолета на воду при большом крене (фиг.4, 5 и 6).
Поплавки 34 имеют цилиндрическую, аэродинамическую форму и пилоны 35, являющиеся одновременно концами консолей, которые снабжены механизмами управления, при помощи которых они могут поворачиваться из горизонтального положения в полете в вертикальное положение при посадке самолета на воду (фиг. 14).
Консоли крыла складывающейся конструкции, при складывании консоли поворачиваются вверх и укладываются на фюзеляж 1, сокращая габариты самолета по размаху крыла до 6 м (фиг.12 и 13).
Самолет-амфибия "Ладога-9 УВ" имеет большой запас плавучести и непотопляемости за счет герметичных отсеков, в нижней части фюзеляжа (лодки) расположен герметичный кессон с герметичными секциями, прочным килеватым днищем и жесткой килевой балкой, повреждение которого в 2-3-х местах не представляет опасности (фиг.15).
Самолет-амфибия "Ладога-9 УВ" имеет просторный комфортабельный пассажирский салон высотой 1,7 м и шириной 1,45 м, оборудованный удобными креслами 39, установленными с шагом 780 мм, с широким средним проходом, системой обогрева, гардеробом 40, туалетом 41, багажным отделением 42, баром 43, пассажирские места оборудованы столиками 44, верхними полочками для укладки личных вещей и индивидуальным освещением (фиг.15 и 16).
Особенностью компоновки самолета "Ладога-9 УВ" является размещение багажного отсека в центре массы самолета, который делит пассажирский салон на переднее и заднее купе.
Самолет имеет две входные двери 45, оборудованные выдвижными подножками, боковой и верхний аварийный люк 50 для выхода на палубу.
В кабине экипажа 47 расположено кресло пилота 46, справа от него находится кресло пассажира 39, за которым находится шкаф 48 для хранения продуктов.
На самолете установлено пилотажно-навигационное радиотехническое оборудование фирмы "Dendix-King", обеспечивающее вождение самолета в сложных метеоусловиях днем и ночью.
Самолет обладает хорошей устойчивостью, управляемостью, мореходностью и остойчивостью, может управляться одним или двумя летчиками.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ПОВОРОТОМ ДВИГАТЕЛЕЙ ПРИ УКОРОЧЕННОМ И ВЕРТИКАЛЬНОМ ВЗЛЕТЕ И ПОСАДКЕ
Укороченный или вертикальный взлет самолета с земли или воды производится при двигателях, приведенных в вертикальное положение.
Поворот двигатели 11 из горизонтального положения в вертикальное производится при помощи силовых гидроприводов 33, действующих на рычаги 24, установленные на полуосях вращения 18 (фиг.7 и 10) поворотных частей 12 крыла.
Перед поворотом двигателей летчиком при помощи системы управления, расположенной в кабине экипажа, приводятся в действие тормозные муфты 25, которые растормаживают полуоси вращения 18, при этом открываются силовые замки 36, соединяющие поворотные части 12 крыла с нервюрами 21 и 23 (фи.10), и задние силовые замки 27, связывающие подмоторные рамы двигателей с крылом 2.
Поворот двигателей из горизонтального положения в вертикальное перед взлетом самолета с земли или воды производится при двигателях, работающих на режиме малого газа.
При вертикальном положении двигателей 11 полуоси вращения 17 и 18 фиксируются тормозными муфтами 25 и гидрозамками силовых гидроприводов 33.
Перед взлетом двигатели переводятся на форсажный режим работы, по истечении 3-4 секунд полуоси вращения 17 и 18 растормаживаются, в действие вводятся силовые гидроцилиндры 33, которые поворачивают поворотные носки 12 крыла вместе с двигателями на промежуточные углы ϕ°, соответствующие углам, необходимым для отрыва самолета от ВПП и набора высоты.
При переходе самолета в горизонтальный полет поворотные носки 12 крыла при помощи силовых гидроцилиндров 33 приводятся к нулевым углам ϕ°, при которых хорда носков крыла совмещается с хордой крыла 2, силовые балки 16 носков 12 крыла присоединяются к крылу замками 36, а подмоторные рамы 26 двигателей соединяются замками 27 с крылом 2.
На режимах укороченной или вертикальной посадки управление поворотом двигателей производится в том же порядке, но в обратной последовательности.
ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ НА РЕЖИМАХ РАЗБЕГА, ВЗЛЕТА, НАБОРА ВЫСОТЫ И ПОСАДКИ
Режим разбега и взлета.
Разбег самолета может быть условно разделен на два этапа: первый этап - при работе двигателей при отсутствии горизонтальной скорости и второй этап - при работе двигателей на paзбeгe и отрыве самолета от ВПП.
На первом этапе при двигателях, повернутых в вертикальное положение, подъемная сила, действующая на самолет, (Р') складывается из двух составляющих: из силы тяги двух винтов (2Тв) и дополнительной подъемной силы (ΔРизб), образованной увеличением давления под крылом самолета в результате действия воздушных струй от винтов вблизи земли:
P′ = 2Tв+ΔPизб.
Механизм образования дополнительной подъемной силы ΔР состоит в следующем.
При повороте двигателей в вертикальное положение струи от винтов, направленные в сторону земли, разделяются на два потока, один из которых проходит впереди носка крыла в свободное пространство А (фиг.7 и 17), a второй поток проходит через пространство Б, образованное между носком 12 крыла и крылом 2. Этот поток направляется непосредственно под крыло самолета и составляет примерно 30% общего объема воздуха, отбрасываемого винтами.
Объем воздуха, проходящего через окно Б, например, для самолета "Ладога-9 УВ", снабженного винтом диаметром 2,5 м, при скорости струи 60 м/сек может составлять около 30 м3 в секунду для каждого винта, в результате чего под крылом самолета (ввиду близости земли) образуется область избыточного давления, которое, действуя на нижнюю поверхность крыла, создает дополнительную подъемную силу ΔР.
По предварительным расчетам дополнительная подъемная сила (от двух винтов), действующая на нижнюю поверхность центроплана, имеющего площадь 10 м2, может составлять не менее 1000 кг.
В результате подъемная сила (Р'), действующая на самолет "Ладога-9 УВ", оборудованный двумя винтами, создающими общую тягу 3600 кг (на этом этапе), может составлять около 4600 кг:
Р'=2Тв+ΔР=3600+1000=4600 кг,
из чего следует, что энерговооруженность самолета (m) при средней взлетной массе самолета Gср=4800 кг будет близка к единице и самолет будет находиться в состоянии, близком к обезвешиванию:
В целях повышения избыточного давления под крылом закрылки на этом этапе отклоняются на углы до 60o.
По истечении 2-3 секунд двигатели поворачиваются на меньшие углы (ϕ°), вследствие чего возникают векторы горизонтальной тяги винтов (Тхв), под действием которых самолет получает начальную горизонтальную скорость движения по ВПП и аэродинамическую подъемную силу У (фиг.18):
.
Одновременно под крыло самолета под углами ϕ′ по отношению к хорде крыла через пространства А и Б направляется весь воздушный поток от винтов, усиливающий подъемную силу самолета.
С возрастанием скорости движения самолет переводится на взлетные углы α′кр, закрылки отклоняются на взлетные углы 20o и самолет совершает отрыв от ВПП (фиг.19).
Суммарная располагаемая подъемная сила (ΣPрасп), действующая на самолет в момент отрыва от ВПП, выражается уравнением
где 2Tв(cosϕ′) - вертикальная составляющая векторов силы тяги двух винтов на режиме отрыва;
ϕ′ - угол поворота двигателей относительно хорды крыла;
ΔР - дополнительная подъемная сила от избыточного давления под крылом;
Су - аэродинамический коэффициент подъемной силы крыла на режиме взлета;
ρ - плотность воздуха по МСА при Н=0;
V - горизонтальная скорость при отрыве от ВПП;
Sкр - площадь крыла + площадь закрылков.
Потребная вертикальная тяга (Р'потр) на режиме укороченного взлета и посадки самолета выражается уравнением
,
где G0 - взлетный вес самолета,
Vy - скорость вертикального перемещения самолета,
g - ускорение свободного падения.
На основании выше приведенных уравнений тяговооруженность самолета "Ладога-9 УВ" на этапе укороченного взлета составляет
При установке на самолете "Ладога-9 УВ" двигателей большей мощности, например 1400 л.с., самолет может совершать вертикальный взлет и посадку, при этом потребная вертикальная тяга (Рo потр) будет соответствовать балансу сил:
,
где С'х - коэффициент сопротивления,
S'кp - площадь горизонтальной проекции крыла.
Тяговооруженность самолета будет определяться величиной
После отрыва от ВПП эффект экрана земли теряется, двигатели поворачиваются в горизонтальное положение и самолет совершает обычный взлет.
По предварительным расчетам самолет "Ладога-9 УВ" с взлетной массой 5000 кг, оборудованный двумя ТВД мощностью, например, 1250 л.с. каждый, может иметь длину разбега порядка 50-80 м.
При установке на самолете двигателей мощностью, например, 1400 л.с., обеспечивающих энерговооруженность m=1,05-1,1, самолет "Ладога-9 УВ" может совершать вертикальный взлет и вертикальную посадку на землю и на воду.
Режим набора высоты.
Набор самолетом высоты может выполняться по траектории с увеличенной вертикальной скоростью Vy (фиг.19).
Для достижения более крутой траектории подъема самолет переводится на углы α, создающие максимальную аэродинамическую подъемную силу, а двигатели поворачиваются на углы ϕ, обеспечивающие оптимальные условия вертикальной и горизонтальной тяги на данных углах α (фиг.19 и 23).
Ввиду того, что вектор тяги винтов на этих режимах не совпадает с плоскостью хорды крыла, часть струи от винтов производит обдувку верхней поверхности крыла и поворачивается вслед за отклоненным закрылком, это повышает несущие свойства крыла.
Горизонтальный полет.
Горизонтальный полет самолета производится при нулевом отклонении двигателей относительно крыла, при котором хорды поворотных носков крыла совмещаются с хордой крыла, носки крыла образуют единый профиль с крылом и фиксируются замками.
В горизонтальном полете самолет "Ладога-9 УВ" имеет конфигурацию обычного двухмоторного самолета (фиг.20).
Режим посадки самолета.
Посадка самолета производится следующим образом.
После снижения самолета до предпосадочной высоты и уменьшения горизонтальной скорости полета до эволютивной закрылки и предкрылки отклоняются на посадочные углы, носовые части 12 крыла освобождаются от связи с крылом, в действие вводятся силовые гидроцилиндры, при помощи которых двигатели последовательно поворачиваются в вертикальное положение.
При повороте двигателей на углы ϕ′ порядка 70-65o, при которых векторы тяги винтов проходят через центр массы самолета (фиг.18), двигатели переводятся на форсажный режим, закрылки отклоняются на предельные углы 50o, самолет переводится на углы α, соответствующие максимальному аэродинамическому качеству, самолет теряет горизонтальную скорость и садится на ВПП с коротким пробегом.
После посадки самолета на воду концы консолей с поплавками отклоняются к воде (фиг.16 и 28).
При волне высотой более 1,0 м самолет может оставаться на воде с двигателями, приведенными в вертикальное положение.
Маневренность.
Маневрирование самолета "Ладога-9 УВ" в полете выполняется обычными органами управления: элеронами, рулем высоты и рулем направления.
При установке на самолете двигателей большой мощности, обеспечивающих тяговооруженность μ≥1,0, двигатели могут быть повернуты (на режимах висения или малых скоростей) на противоположные симметричные углы (+ϕ′, -ϕ′) (фиг. 29а, 29б) относительно вертикальной оси У-У, в результате чего под действием противоположных составляющих векторов тяги винтов Тх правого и левого двигателя самолет может совершать движение вокруг вертикальной оси У-У, что приближает маневренность самолета "Ладога-9 УВ" к маневренности вертолета.
БАЛАНСИРОВКА САМОЛЕТА НА РЕЖИМАХ РАЗБЕГА И ПРОБЕГА ПО ТАНГАЖУ И КРЕНУ
Балансировка самолета по тангажу на этапах разбега и пробега производится путем изменения углов поворота двигателей в вертикальной плоскости в диапазоне углов от 70-65o относительно хорды крыла и соответствующего изменения направления векторов силы тяги винтов относительно положения центра массы самолета, при которых векторы силы тяги винтов проходят в вертикальной плоскости вблизи центра массы самолета и через центр массы самолета (фиг. 18).
Кабрирующий момент самолета на этапе отрыва от ВПП парируется избыточным давлением, действующим на нижнюю поверхность крыла и закрылок. Пикирующий момент парируется рулем высоты и предкрылками (фиг.18).
Балансировка самолета по крену осуществляется посредством дифференциального изменения тяги винтов левого и правого двигателя, а также путем управления шагом винтов.
ТЕХНИЧЕСКИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ КАЧЕСТВА САМОЛЕТА-АМФИБИИ "ЛАДОГА - 9 УВ"
Технические качества.
Самолет-амфибия "Ладога-9 УВ" имеет нормальную традиционную конфигурацию двухмоторного самолета с двигателями, установленными на крыле рядом с фюзеляжем, что позволяет ему совершать полет на одном работающем двигателе в случае отказа одного из них в полете.
Вместе с тем самолет может совершать взлет с земли и с воды, при этом с укороченной дистанцией, а также вертикальный взлет и посадку.
На самолете "Ладога-9 УВ" в полете векторы тяги винтов могут быть направлены под любым углом по отношению к хорде крыла независимо от крыла, что позволяет оптимально использовать подъемную силу крыла и тягу винтов на взлетно-посадочных режимах, при наборе высоты и других режимах полета.
Самолет имеет автономную систему управления приводами поворота двигателей и широкий диапазон углов их поворота от нулевого до 120o и более, при этом правый и левый двигатели могут отклоняться на симметричные, несимметричные и отрицательные углы и сообщать самолету вращательное движение относительно вертикальной оси.
Поэтому по категории маневренности самолет "Ладога-9 УВ" близок к вертолету.
Балансировка самолета "Ладога-9 УВ" по тангажу и крену на режимах разбега и пробега производится без применения специальных стабилизирующих систем и агрегатов, что упрощает конструкцию самолета.
Самолет имеет широкий диапазон горизонтальных скоростей полета: от 90 км/ч до 500 км/ч и диапазон высот от 25 м до 6000 м.
Посадка самолета на воду производится при низких гидродинамических нагрузках, что повышает надежность самолета и увеличивает весовую отдачу.
Эксплуатационные качества.
При укороченном или вертикальном взлете и посадке самолет не вызывает эрозии поверхности аэродромов, поэтому самолет "Ладога-9 УВ" может эксплуатироваться на аэродромах всех категорий и всех зарубежных стран.
Самолет может садиться и взлетать с небольших грунтовых аэродромов, заснеженных, обледенелых, с травеным покрытием, садиться и взлетать с водных акваторий: морских гаваней, заливов (при волнении до 3 баллов), озер, рек, мелководий, заболоченных мест глубиной около 1,0 м.
Самолет "Ладога-9 УВ" может самостоятельно входить с берега в воду или выходить из воды на естественный пологий берег (или по слипу) и следовать по суше на собственных шасси к месту парковки.
В варианте укороченного взлета и посадки самолет "Ладога-9 УB" может базироваться на грунтовых площадках с длиной взлетной полосы до 100 м, что позволяет приблизить его эксплуатацию к жилым районам.
| название | год | авторы | номер документа |
|---|---|---|---|
| ЛЕГКИЙ ДВУХМОТОРНЫЙ МНОГОЦЕЛЕВОЙ САМОЛЕТ | 1994 |
|
RU2112704C1 |
| ЛЕГКИЙ ДВУХМОТОРНЫЙ МНОГОЦЕЛЕВОЙ САМОЛЕТ НАЗЕМНОГО И ВОДНОГО БАЗИРОВАНИЯ "ЛАДОГА-9" | 1994 |
|
RU2132290C1 |
| ЛЕГКИЙ САМОЛЕТ-АМФИБИЯ | 1992 |
|
RU2111150C1 |
| МНОГОЦЕЛЕВОЙ ЛЕГКИЙ САМОЛЕТ | 1992 |
|
RU2111151C1 |
| АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЙ СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС "МАРС" | 2001 |
|
RU2215673C2 |
| ВИНТОВОЙ СТАТИЧЕСКИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ "ВИСТЛА-01" | 2005 |
|
RU2313472C2 |
| ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ | 2003 |
|
RU2311317C2 |
| САМОЛЕТ БОЛЬШОЙ ГРУЗОПОДЪЕМНОСТИ | 2007 |
|
RU2335430C1 |
| САМОЛЕТ С УКОРОЧЕННОЙ ДЛИНОЙ РАЗБЕГА И ПРОБЕГА | 1993 |
|
RU2070145C1 |
| БЕЗАВАРИЙНЫЙ ВЫСОКОДОХОДНЫЙ ТРАНСПОРТНЫЙ САМОЛЕТ КАН 21 "ТРОИЦА" (ВАРИАНТЫ) | 2006 |
|
RU2332333C1 |
Изобретение относится к авиастроению. Самолет-моноплан имеет фюзеляж, крыло, горизонтальное и вертикальное оперение, двигательную установку. Нижняя часть фюзеляжа за реданом поднята на угол 8o относительно горизонтали. Фюзеляж имеет гидродинамическое удлинение около 6,2 и коэффициент совершенства формы 0,021 для устойчивого глиссирования на воде на предвзлетных скоростях с углами дифферента 3-8o. Нижняя часть фюзеляжа является герметичным кессоном объемом около 2,2 м3. Крыло самолета состоит из центроплана и двух консолей, оборудовано элеронами, выдвижными закрылками и предкрылками. Центральная часть крыла имеет носовые части, отделенные от крыла и установленные на продольные оси вращения, относительно которых носовые части крыла могут быть повернуты в вертикальной плоскости на углы более 90o относительно хорды крыла. Два турбовентиляторных двигателя мощностью, например, 1250 л.с. каждый выполнены с тянущими реверсивными винтами, которые при повороте носовых частей крыла могут быть повернуты вместе с ними. Металлические рамы, вписанные в контур крыла, оснащены поуосями вращения, при помощи которых силовые рамы присоединены к опорным втулкам с шарикоподшипниками, установленным на нервюрах центроплана. На силовых рамах находятся подмоторные рамы, к которым присоединены двигатели. Подмоторные рамы снабжены узлами с управляемыми замками, при помощи которых они присоединены к нижней части крыла в зоне заднего лонжерона. Силовые рамы присоединены к силовым нервюрам посредством управляемых замков. Геометрические размеры поворотных носков крыла определяются размерами диаметра винтов с учетом сужения струй винтов за плоскостью их вращения на расстоянии 1/2 диаметра винта. Технический результат реализации изобретения состоит в повышении эксплуатационных качеств самолета. 8 з.п.ф-лы, 29 ил.
| ЛЕГКИЙ САМОЛЕТ-АМФИБИЯ | 1992 |
|
RU2111150C1 |
