СВЕРХЗВУКОВОЙ САМОЛЕТ С АДАПТИВНЫМ КРЫЛОМ Российский патент 2003 года по МПК B64C3/48 

Изобретение относится к области самолетостроения, а именно к аэродинамическим характеристикам сверхзвукового самолета на различных режимах полета, или, условно, сверхзвуковом и дозвуковом режимах полета.

Изобретение также предназначено для эффективных маневров торможением, в частности в области военной авиации.

На взлетно-посадочных режимах возможно создать мощную конфигурацию крыла, что позволит самолету с хорошей тяговооруженностью или приемистыми двигателями безопасно лететь на небольших скоростях, практически не меняя угла атаки всего самолета.

В настоящее время для сверхзвуковых полетов эффективным является трапециевидное крыло почти с прямым углом задней кромки, а для дозвуковых - стреловидное крыло. Лучшим пока является компромиссное трапециевидное крыло со стреловидной задней кромкой, что используется на таких самолетах как МИГ-29, СУ-27, F-15 и.т.д. В качестве прототипа выбран самолет из этого класса, в частности изобретение (патент RU 2140376. Субботин В.В., Блинов А.И.), относящееся к многорежимным, маневренным самолетам, способным настраивать аэродинамические поверхности к различным режимам полета. Однако несущественное изменение упомянутых поверхностей уже недостаточно для создания самолетов нового поколения.

Известна схема торможения самолета в воздухе, путем отклонения треугольных законцовок крыла, предложенная на небольшом спортивном самолете (заявка Великобритании 2237254. Barnard Richard). Однако наибольший эффект от данного маневра можно получить на самолете с большой тяговооруженностыо, гарантирующей несваливание в штопор.

На взлетно-посадочных режимах известна идея использовать два прямоугольных крыла, одно из которых поворотное, установленное ниже переднего стационарного, для создания единого взлетно-посадочного контура (патент России 2121940. Кириакиди С.К., Панов А.В., Чистов С.В.). На небольшом самолете это не является эффективным из-за сложности конструкции и веса, а также возможности достичь для самолетов данного класса похожих ВПХ обычными методами.

Предлагаемое изобретение обладает вышеперечисленными возможностями адаптации самолета к различным режимам полета на более высоком и эффективном уровне.

Изобретение поясняется описанием со ссылками на прилагаемые чертежи и графики.

Фиг. 1 - вид самолета в дозвуковом режиме полета, с перемещенной вниз треугольной частью крыла. Пунктиром показана сверхзвуковая конфигурация. Стрелками показаны возможные перемещения треугольной части крыла.

Фиг.2 - вид самолета во взлетно-посадочной конфигурации.

Фиг. 3 - схема телескопического удлинения лонжерона треугольной части в районе шарнирного соединения со стреловидной частью крыла.

Фиг. 4 - схема варианта самолета с шарнирным соединением частей крыла и элеронами.

Фиг. 5 - зависимость коэффициента подъемной силы Су от коэффициента сопротивления Сх крыла с разными удлинениями λ крыла на дозвуковых и сверхзвуковых числах Маха.

На самолете "нормальной" аэродинамической схемы (фиг. 1) имеется трапециевидное крыло, состоящее из стреловидной передней неподвижной части 1 и треугольной подвижной задней части 2, которая может двигаться вниз и обратно по боковине фюзеляжа, оставаясь шарнирно связанной со стреловидной частью крыла в районе законцовок. Это обеспечивается за счет того, что лонжерон 5 (фиг. 3) треугольной части крыла выполнен телескопическим, т.е. удлиняется в нижнем положении, где фиксируется и в то же время может служить как бы подкосом для стреловидной части крыла, что увеличивает жесткость всей конструкции в дозвуковых, самых маневренных, областях полета. Направляющая треугольной части крыла расположена на боковой поверхности фюзеляжа поперек воздушному потоку, поэтому она прикрывается створкой-пластиной 4 (фиг.2), выдвигаемой вперед на режимах изменения крыла.

На графике (фиг.5) представлена зависимость коэффициента подъемной силы Су от коэффициента сопротивления Сх крыла, изменяющего свое удлинение в полете с λ_кр = 4,3 на дозвуковых режимах до λ_кр = 3,3 на сверхзвуковых (дипломная работа Абдыкеримова М.А., руководитель Шаталов И.А, МАИ, 1986). Из графика видно, что поляры при уменьшении удлинения крыла λ и относительной толщины профиля крыла становятся более пологими, а при числах Маха М>1 даже превосходят соотношение Су/Сх в дозвуковой конфигурации. Примерно такие теоретические предпосылки и удается конструктивно реализовать в предлагаемом изобретении.

Треугольная часть крыла может поворачиваться на положительный угол атаки вокруг оси лонжерона, перемещаемого вместе с ней внутри фюзеляжа по общей направляющей механизмом поворота. При резком таком повороте, как в едином со стреловидной частью крыле, так и в нижнем положении, можно добиться резкого торможения самолета, компенсируя работой горизонтального оперения возникающий крутящий момент.

Взлетно-посадочная конфигурация (фиг.2) может быть осуществлена как без поворота треугольной части крыла 2, но с выпущенным закрылком 3 со стреловидной части крыла 1, например, для больших самолетов типа "Конкорд", так и с поворотом, тогда направляющая треугольной части крыла должна отклонять его вниз и немного назад, чтобы создать единый контур: стреловидная часть-закрылок-повернутая треугольная часть крыла, что способствует значительному увеличению подъемной силы без большого изменения угла атаки всего самолета. В случае с боевыми самолетами такой контур создает неограниченные возможности по их тактике и боевому применению в комплексе с другими возможностями, например в качестве штурмовика.

В общем, весь комплекс изменений конструктивно как бы дополняет друг друга, а также компактен и технологически ненамного сложнее некоторых систем уборки-выпуска шасси. Ввиду этого данное адаптивное крыло можно разместить на уже существующих самолетах МИГ-29, СУ-27-37, F-15.

На схеме фиг.4 показан вариант самолета, когда для размещения элеронов шарнирное соединение частей крыла выполнено на некотором расстоянии от законцовки стреловидной части крыла.

В гражданской авиации, на самолетах типа "Конкорд", возможно применение данного крыла в указанном выше варианте, то есть без поворота треугольной части крыла, упрощая тем самым конструкцию для повышения надежности системы адаптации. Переход крыла со сверхзвукового режима на дозвуковой здесь происходит на большой, близкой к крейсерской высоте полета, что также влияет на безопасность полета. Дозвуковая конфигурация способствует заходу на посадку на не таких больших углах атаки, как у "Конкорда", Ту-144, что способствует использованию аэродромов разных классов и уменьшает ограничения по погодности. Повышается таким образом, безопасность полета, что может косвенно привести к большей проектируемой пассажировместимости. Все эти факторы приведут к наибольшей рентабельности пассажирского сверхзвукового самолета, использующего данное адаптивное крыло.

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет содержит фюзеляж, крыло, средства механизации, предназначенные для адаптации крыла к условиям полета посредством изменения геометрии крыла, горизонтальное оперение и средства управления полетом. Фюзеляж снабжен направляющей с фиксатором, бустером и створкой, позволяющей прикрывать упомянутую направляющую, крыло выполнено как трапециевидное крыло с небольшим удлинением, состоящее из неподвижной стреловидной части с большим удлинением и треугольной части с большим удлинением, имеющей лонжерон в корневой части, выполненной с возможностью отклонения бустером вниз и обратно. Трапециевидное крыло снабжено шарниром, предназначенным для связи вблизи законцовок упомянутых стреловидной и треугольных частей. Лонжерон выполнен с возможностью телескопического удлинения при движении бустером по направляющей с фиксатором. Изобретение направлено на повышение эффективности адаптации самолета к различным режимам полета. 3 з.п.ф-лы, 5 ил.

1. Сверхзвуковой самолет, содержащий фюзеляж, крыло, средства механизации, предназначенные для адаптации крыла к условиям полета посредством изменения геометрии крыла, горизонтальное оперение и средства управления полетом, отличающийся тем, что фюзеляж снабжен направляющей с фиксатором, бустером и створкой, позволяющей прикрывать упомянутую направляющую, крыло выполнено как трапециевидное крыло с небольшим удлинением, состоящее из неподвижной стреловидной части с большим удлинением и треугольной части с большим удлинением, имеющей лонжерон в корневой части, выполненной с возможностью отклонения бустером вниз и обратно, трапециевидное крыло снабжено шарниром, предназначенным для связи вблизи законцовок упомянутых стреловидной и треугольных частей, упомянутый лонжерон выполнен с возможностью телескопического удлинения при движении бустером по направляющей с фиксатором. 2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что он снабжен механизмом поворота треугольной части крыла вокруг оси упомянутого лонжерона, а упомянутая стреловидная часть крыла снабжена закрылком. 3. Самолет по п.2, отличающийся тем, что упомянутый механизм предназначен для поворота треугольной части крыла вокруг оси упомянутого лонжерона в верхнем положении при одновременном отклонении горизонтального оперения для торможения самолета в воздухе. 4. Самолет по п.2, отличающийся тем, что упомянутый механизм предназначен для поворота треугольной части крыла вокруг оси упомянутого лонжерона в нижнем положении при одновременном отклонении горизонтального оперения для торможения самолета в воздухе.