САМОЛЕТ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ С КРЫЛЬЯМИ Российский патент 2005 года по МПК B64C39/08 B64C3/42 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано преимущественно для проектирования длиннофюзеляжных самолетов.

Известны схемы лет.аппаратов с крылом с изменяемым в полете углом установки, применяемые для непосредственного управления подъемной силой (Г.И.Житомирский. Конструкция самолетов. М.: Машиностроение, 1995, 416 с.: ил. - стр.184,185). Основным недостатком таких схем является усложненная конструкция и вследствии этого большая масса за счет механизмов установки и управления. Масса сочленения поворотного крыла может быть в 4 раза больше массы сочленения неподвижного крыла (Шейнин В.М., Козловский В.И. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов. М.: Машиностроение. 1977, стр.258-260).

Наиболее близким по технической сущности является летательный аппарат горизонтального взлета и посадки с поворотным крылом с автоматически устойчивым профилем, расположенным впереди и выше центра тяжести экраноплана в сочетании с одним или несколькими спойлерами специального аэродинамического профиля, установленными с возможностью изменения угла установки несущей поверхности, содержащий фюзеляж, оси поворота шарниров крыльев, предназначенные для обеспечения заданного угла атаки при осуществлении продольного управления летательным аппаратом путем изменения угла установки несущей поверхности. Патент США №6164591, В 64 С 3/38, 2000 г.

Недостатком такого летательного аппарата (экраноплана) является большая масса конструкции и использование поворотного крыла с автоматически устойчивым профилем, расположенным впереди и выше центра тяжести экраноплана в сочетании с одним или несколькими спойлерами специального аэродинамического профиля, расположенными в задней части фюзеляжа, причем они (крылья) разнесены на расстоянии (менее хорды крыла), что в свою очередь вызывает большое аэродинамическое влияние переднего крыла на заднее, и возникновение статической и динамической неустойчивости.

Предлагаемое изобретение решает задачу снижения массы летательного аппарата за счет повышения эффективности стабилизации.

Поставленная задача достигается тем, что самолет горизонтального взлета и посадки с крыльями, установленными с возможностью изменения угла установки несущей поверхности, содержащий фюзеляж, два крыла, расположенных в носовой и хвостовой частях фюзеляжа на шарнирах, оси поворота которых предназначены для обеспечения заданного угла атаки при осуществлении продольного управления самолетом путем изменения угла установки несущей поверхности крыльев, снабжен автоматической системой стабилизации, оба крыла снабжены интерцепторами или рулями высоты и выполнены одинаковой геометрической формы и с одинаковыми размерами, при этом автоматическая система стабилизации выполнена с возможностью отключения в момент продольного управления самолетом.

На фиг.1 изображена схема самолета с двумя поворотными крыльями, расположенными в носовой и хвостовой части фюзеляжа и имеющими одинаковые геометрические характеристики. Схема самолета содержит две или несколько таких несущих поверхностей (1), способных поворачиваться на определенный угол атаки относительно продольной оси фюзеляжа (2) для создания подъемной силы от набегающего потока.

На фиг.2 показана схема механизма изменения угла установки поворотного крыла, состоящего из шарнира (шарниров) крепления кессона корневой части крыла (3) и исполнительного механизма, выполненного в виде механизма винт-гайка (4).

На фиг.3 показана схема расположения интерцепторов или рулей высоты (5) в центральной части крыла для автоматического обеспечения продольной устойчивости самолета.

Создание подъемной силы самолета при взлете-посадке или полете происходит так. Исполнительные механизмы (4) поворачивают крылья относительно шарниров (3) и устанавливают углы атаки переднего и заднего крыла для создания требуемой подъемной силы для взлета-посадки или полета и обеспечения горизонтального положения фюзеляжа. Интерцепторы или рулевые поверхности (5) на крыльях автоматически включаются в работу при изменении угла тангажа самолета, вызванного каким-либо внешним возмущением. В момент изменения углов установки крыльев автоматическая система стабилизации отключается. Для обеспечения продольной устойчивости самолета необходимо, чтобы прирост момента подъемной силы передней несущей поверхности ΔM_z1 при увеличении угла тангажа был меньшим, чем аналогичное приращение ΔM_z2, и наоборот, при уменьшении угла тангажа должно быть

ΔM_z1>ΔM_z2.

Использование одного поворотного крыла приведет к увеличению веса самолета на 3-4% только за счет веса сочленения поворотного крыла с фюзеляжем (Шейнин В.М., Козловский В.И. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов. М.: Машиностроение. 1977, стр.258-260). При взлетном весе самолета в 100 тонн это составит 4 тонны.

Схема самолета с двумя поворотными крыльями с одинаковыми геометрическими характеристиками будет иметь преимущество в весовом отношении по сравнению с традиционной нормальной схемой с одной несущей поверхностью. Покажем это расчетом.

Сочленение поворотного крыла по весу может быть в 3-4 раза тяжелее сочленения неподвижного крыла и достигать 40% от веса крыла вместо 11-12% для неподвижного соединения. Однако две несущие поверхности суммарной площадью, равные одной несущей поверхности, могут иметь суммарно меньший вес, при одинаковых относительных геометрических параметрах.

Вес крыла составляет 10% от взлетного - веса. Вес крыла можно оценить, используя формулу, приведенную в книге Шейнин В.М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских самолетов. М.: Оборонгиз, 1962, стр.331.

где G_k - вес крыла, G₀ - взлетный вес самолета, n^p - расчетная перегрузка, L - размах крыла. Пропорциональное снижение размаха и хорды крыла в - раз приведет к уменьшению площади в 2 раза. Два таких крыла по площади будут равняться исходному, а по весу (при сохранении относительных размеров как удлинение, сужение и т.п.) они будут легче в раз или на 19%.

Вес шасси на тяжелых самолетах достигает 4% от взлетного веса. Вес шасси можно определить формулой G_ш=0,04Н_шР0,78ш

Вес фюзеляжа составляет 8% от взлетного веса. Толщина приведенной обшивки фюзеляжа определяется значением максимального изгибающего момента М_изг для расчетного случая (там же стр.279). При использовании двух крыльев (в носовой и хвостовой части фюзеляжа) максимальное значение изгибающего момента меньше в 4 раза. В оптимальном случае, когда толщина приведенной обшивки определяется эпюрой изгибающего момента, это отношение достигает 6. Примем с большим запасом, что разгрузка фюзеляжа приводит только к 2-х кратному уменьшению веса фюзеляжа.

Вес оперения пассажирских самолетов не превышает 2% (там же, стр.190). Примем вес горизонтального оперения 1% от взлетного веса.

Весовую сводку определим следующей таблицей.

ТаблицаАгрегатКрылоСочленениеФюзеляжОперениеШассиИтогоУвеличение (+)      уменьшение (-)-1,8%+3%-4%-1%-2%-5,8%веса самолета      

Из таблицы видно, что проигрыш в увеличении веса на сочленение поворотного крыла компенсируется выигрышем в уменьшении веса двух крыльев, фюзеляжа, шасси, оперения (горизонтальное оперение отсутствует).

Рассчитаем также схему обеспечения устойчивости движения самолета при помощи интерцепторов или рулей высоты. Для расчета параметров движения используем численное интегрирование уравнений движения.

Для расчета примем следующие исходные данные (предоставленные КБ Антонова для расчета флаттера крыла самолета АН-124): масса - М=12177 момент инерции относительно оси z-Jz=218×104 кг·м·сек²; скорость Две несущие поверхности самолета по суммарной площади равны площади крыла исходного самолета - 356 м², геометрия их подобна исходному крылу самолета АН-124.

Автоматически срабатывающие интерцепторы или рули обеспечивают статическую устойчивость. На фиг.4 видно как внесенное возмущение по углу тангажа быстро затухает.

Самолет с равноценными поворотными крыльями сохраняет управляемость по тангажу. На фиг.5 показан процесс затухания возмущения по тангажу, рассчитанный для измененного (смещенного вперед) на 20% положения центра тяжести и заданного статического угла тангажа самолета. Углы поворота несущих поверхностей при этом изначально (до возмущения) определяются уравнением балансировки самолета относительно оси z.

Таким образом схема самолета с двумя несущими поверхностями, изменяющими угол установки, и автоматической системой продольной стабилизации с помощью интерцепторов или рулей обладает достаточной продольной управляемостью и устойчивостью, чтобы ее можно было использовать для проектирования авиационных транспортных систем.

Аэроупругий расчет тандемной схемы, приведенный нами в описании и опубликованный в дальнейшем в журнале "Вестник КГТУ" №1, 2003 г., с.3-5, Казань, КГТУ им. А.Н.Туполева показал, что при расстоянии между крыльями более 26 м, что соответствует 15-17 хордам, самолет тандемной схемы с автоматической системой стабилизации с помощью рулей или интерцепторов статически и динамически стабилизирован для диапазона скоростей от 50 м/с (взлетная скорость) до 250 м/с (максимальная скорость).

Преимущества предлагаемого изобретения:

1. В самолете с крыльями, изменяющими угол установки, обеспечивается взлет, посадка и полет самолета, при которых фюзеляж самолета всегда сохраняет горизонтальное (или близкое к горизонтальному) положение. Уменьшается потребная высота шасси, следовательно, его вес.

2. Несколько равноценных несущих крыльев значительно разгружают фюзеляж, снижая массу фюзеляжа и конструкции самолета в целом.

3. Две равноценные несущие поверхности суммарной площадью, равные одной несущей поверхности, имеют суммарно меньший вес, при одинаковых относительных геометрических параметрах.

4. Горизонтальное или близкое к горизонтальному положение самолета обеспечивает лучший обзор для пилотов и большую комфортабельность для пассажиров, меньшую опасность смещения грузов.

5. Схема самолета может быть использована для создания длиннофюзеляжных самолетов для перевозки негабаритных грузов.

6. Схема самолета позволяет обеспечить больший разбег центровок (изменение положения центра тяжести), чем традиционная нормальная схема.

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет имеет два крыла с изменяемым углом установки, которые расположены в носовой и хвостовой частях фюзеляжа. Предусмотрены исполнительные механизмы, способные обеспечивать требуемую подъемную силу за счет изменения угла установки крыльев, выполненных поворотными относительно шарниров. Имеется автоматическая система стабилизации с помощью интерцепторов или рулевых поверхностей, выполненная с возможностью отключения ее в момент продольного управления самолетом. Изобретение направлено на снижение массы самолета. 5 ил., 1 табл.

Самолет горизонтального взлета и посадки с крыльями, установленными с возможностью изменения угла установки несущей поверхности, содержащий фюзеляж, два крыла, расположенных в носовой и хвостовой частях фюзеляжа на шарнирах, оси поворота которых предназначены для обеспечения заданного угла атаки при осуществлении продольного управления самолетом путем изменения угла установки несущей поверхности крыльев, отличающийся тем, что снабжен автоматической системой стабилизации, оба крыла снабжены интерцепторами или рулями высоты и выполнены одинаковой геометрической формы и с одинаковыми размерами, при этом автоматическая система стабилизации выполнена с возможностью отключения в момент продольного управления самолетом.