САМОЛЕТ БАЛАНСИРНОГО ТИПА БЕЗ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ С ПОВОРОТНЫМ КРЫЛОМ Российский патент 2006 года по МПК B64C3/38 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования и производства легких и сверхлегких самолетов.

Известны дельтапланы и мотодельтапланы, состоящие из тележки, мягкого треугольного крыла, шасси, которым присуща балансирная стабилизация летательного аппарата за счет массы дельтапланериста или кабины с пилотами и подъемной силой крыла, образуя устойчивую схему типа маятника, в которой точкой подвеса является шарнир крепления пилота или кабины к крылу, Наглядный словарь, Авиация. Лондон - Нью-Йорк - Штутгарт - Москва: Дорлинг Киндерсли, 1996, с.52-53.

Недостатком их является то, что для управления подъемной силой используется трапеция, которая не позволяет сделать кабину закрытой, более комфортабельной. Мягкое крыло не позволяет поддерживать аэродинамический профиль и ухудшает аэродинамические характеристики летательного аппарата в полете, делает полет летательного аппарата менее безопасным.

Известны схемы самолетов с поворотными крыльями (Заявка РСТ №93/10000 от 27.05.93 г. Патент В 64 С 3/38), Patent №61642000, date of patent: Dec. 26.2000. US, состоящие из фюзеляжа, крыльев, имеющих ось вращения для изменения угла атаки, хвостового оперения с рулями высоты.

Схемы самолетов с поворотными крыльями имеют традиционное хвостовое оперение для обеспечения продольной стабилизации, а балансировка самолета приводит к так называемым балансировочным потерям подъемной силы, достигающим 10% от общей подъемной силы. В большой авиации с целью сокращения этих потерь идут на уменьшение запаса продольной статической устойчивости и используют для этих целей автоматическую систему стабилизации.

Наиболее близким по технической сущности аналогом является «Летательный аппарат со свободным крылом», устанавливающимся под определенным углом атаки относительно фюзеляжа (Заявка РСТ №93/10000 от 27.05.93 г., патент №61642000, В 64 С 3/38). В состав такого летательного аппарата входит фюзеляж, к которому крепится на шарнире свободно поворачивающееся крыло, хвостовое оперение и система управления, состоящая из ручки управления, проводки управления, позволяющая устанавливать крыло под определенным углом атаки относительно фюзеляжа.

Недостатком такого летательного аппарата является большой вес конструкции самолета. При использовании крыла с изменяемым углом установки, например, на пассажирском или транспортном самолете увеличение веса самолета достигает 8% от взлетной массы. Вторым недостатком является сложность конструкции поворотного крыла и механизмов поворота. Кроме этого, самолет с горизонтальным оперением имеет потери в подъемной силе на балансировку до 10%. Такие самолеты с поворотным крылом не нашли широкого применения в связи с технической сложностью.

Решаемой задачей предлагаемого изобретения является создание эффективного самолета, технический результат от использования которого заключается в

- снижении веса летательного аппарата за счет отсутствия хвостовой части оперения;

- повышении эффективности стабилизации управления за счет устранения балансировочных аэродинамических потерь от использования балансирного принципа обеспечения продольной устойчивости, когда самолет, центр тяжести которого находится на значительном расстоянии по вертикали от оси шарнира крепления крыла, становится устойчивым по типу маятника.

В предлагаемом изобретении ось шарнира крепления крыла к кабине фюзеляжа находится на определенном расстоянии по вертикали от центра масс кабины и тем самым обеспечивает продольную стабилизацию летательного аппарата подобно маятнику. Ось шарнира позволяет устанавливать крыло под определенным углом атаки для создания необходимой подъемной силы. Расстояние от оси шарнира до центра масс самолета по вертикали может быть рассчитано в зависимости от аэродинамических характеристик крыла так, чтобы выполнялось условие -Lα+(x_m-x_f)<0, где L - расстояние по вертикали от оси шарнира до центра масс кабины; x_f-x_m - расстояние между фокусом крыла и положением центра тяжести самолета по горизонтали в плоскости симметрии самолета, α - изменение угла атаки крыла за счет изменения угла тангажа всего самолета. (При изменении угла тангажа всего самолета меняется и угол атаки крыла).

Технический результат достигается тем, что в самолет балансирного типа без горизонтального оперения, содержащий фюзеляж, элероны, закрылок, кили с рулями направления, систему управления элеронами, рулями направления и поворотом крыла, введен пилон, на котором установлено поворотное крыло, а ось вращения крыла, выполненная с возможностью изменения угла атаки, расположена по вертикали на расстоянии, определенном от центра тяжести масс кабины фюзеляжа, исходя из условия обеспечения продольной стабилизации самолета на величину смещения, зависящую от изменения угла тангажа, а именно:

-Lα+(x_m-x_f)<0,

где L - расстояние по вертикали от оси шарнира до центра тяжести масс кабины фюзеляжа, x_m-x_f - расстояние между фокусом крыла и положением центра тяжести самолета по горизонтали в плоскости симметрии самолета, α - изменение угла атаки крыла за счет изменения угла тангажа всего самолета, причем на концах поворотного крыла расположены кили с рулями направления.

На Фиг.1 представлены основные элементы самолета без горизонтального оперения с поворотным крылом с балансирной продольной и традиционной боковой схемой стабилизации и управления.

На Фиг.2 показано управление углом атаки поворотного крыла, которое осуществляется отклонением ручки управления (9) вперед-назад, передача управляющего усилия осуществляется через жесткую проводку управления (11) с применением качалок (10) (на Фиг.3).

На Фиг.3 показан восстанавливающий момент М при изменении угла тангажа балансирного самолета и подъемная сила Y, приведенная к оси поворота крыла и сила тяжести G, действующая в центре тяжести масс самолета (на Фиг.2). При изменении угла тангажа (на Фиг.3 направленного на увеличение угла атаки) смещается центр тяжести масс самолета, от действия силы веса G в новом положении возникает восстанавливающий момент М, направленный на уменьшение угла тангажа, т.е. возвращающий самолет в исходное невозмущенное состояние по принципу маятника.

Здесь: 1 - крыло

2 - закрылок

3 - элероны

4 - ось вращения крыла

5 - кили

6 - рули направления

7 - пилон

8 - центр тяжести самолета

9 - ручка управления

10 - качалки

11 - проводка управления

В схеме самолета (Фиг.1) (поворотное) крыло (1) крепится на пилоне (7) и имеет ось вращения (4), позволяющую ему изменять угол атаки, причем ось вращения находится на определенном расстоянии по вертикали от центра тяжести масс самолета (8). На концах крыла имеются кили (5) с рулями направления (6). Крыло снабжено элеронами (3) и закрылком (2). Управление углом атаки поворотного крыла, которое осуществляется отклонением ручки управления (9) вперед-назад, передача управляющего усилия осуществляется через жесткую проводку управления (11) с применением качалок (10). При изменении угла тангажа (на Фиг.3 направленного на увеличение угла атаки) смещается центр тяжести масс самолета (8), от действия силы веса G в новом положении возникает восстанавливающий момент М, направленный на уменьшение угла тангажа, т.е. возвращающий самолет в исходное невозмущенное состояние по принципу маятника.

Самолет балансирного типа без горизонтального оперения работает следующим образом.

В традиционной схеме самолета степень статической устойчивости определяется значением производной коэффициента момента m_z ^α. Если величина m_z ^α<0, то самолет статически устойчив. В самолете балансирной схемы, когда центр тяжести масс самолета находится на расстоянии L по вертикали от оси вращения поворотного крыла к значению x_m-x_f, которое обеспечивается аэродинамическими и массовыми характеристиками самолета, добавляется слагаемое -Lα, которое всегда отрицательно, если центр тяжести самолета находится ниже оси шарнира. Таким образом, подобно маятнику самолет балансирной схемы с поворотным крылом всегда стабилизирован в продольном направлении. Потребная величина L, от которой зависит длина пилона, может быть рассчитана для любых значений аэродинамических коэффициентов крыла и инерционно-массовых характеристик летательного аппарата в целом.

Поперечная устойчивость, а также боковое (путевое и поперечное) управление осуществляется по традиционной схеме при помощи рулей направления 6 и элеронов 3.

Преимущества предлагаемого изобретения по сравнению с известными мировыми аналогами традиционной схемы:

1. Самолет без оперения с поворотным крылом с балансирной продольной и традиционной боковой (путевой и поперечной) стабилизацией имеет меньший вес за счет отсутствия хвостового оперения и хвостовой части фюзеляжа, необходимой в традиционной схеме для создания требуемого плеча горизонтального оперения (расстояния от центра масс самолета до одной четвертой средней аэродинамической хорды горизонтального оперения) для балансировки самолета.

2. Поворотное крыло позволяет осуществлять непосредственное управление подъемной силой.

3. Закрытая кабина и жесткое крыло существенно повышают аэродинамическое качество летательного аппарата по сравнению с дельталетом. Аэродинамическое качество дельталета 5-6, предлагаемого самолета 12-13. Это подтверждено продувками в аэродинамической трубе. (Исследования КГТУ им. А.Н. Туполева).

4. Аэродинамическая схема предлагаемого самолета позволяет обеспечить устойчивый горизонтальный полет или полет со снижением с неработающим двигателем при брошенном управлении.

5. Пилотирование самолетом предлагаемой схемы проще. При грубых ошибках или внешних возмущениях самолет способен самостоятельно стабилизироваться по принципу маятника, что также повышает безопасность л.а.

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет содержит фюзеляж, элероны 3, закрылок 2, кили 5 с рулями направления 6, систему управления элеронами, рулями направления и поворотом крыла. Введен пилон 7, на котором установлено поворотное крыло 1 на оси 4 с возможностью изменения угла атаки. Ось 4 расположена по вертикали на расстоянии от центра 8 тяжести самолета исходя из условия обеспечения продольной стабилизации самолета. На концах поворотного крыла расположены кили 5 с рулями направления 6. Технический результат - повышение эффективности стабилизации управления. 3 ил.

Самолет балансирного типа без горизонтального оперения с поворотным крылом, содержащий фюзеляж, элероны, закрылок, кили с рулями направления, систему управления элеронами, рулями направления и поворотом крыла, отличающийся тем, что введен пилон, на котором установлено поворотное крыло, а ось вращения крыла, выполненная с возможностью изменения его угла атаки, расположена по вертикали на расстоянии, определенном от центра тяжести масс кабины фюзеляжа, исходя из условия обеспечения продольной стабилизации самолета на величину смещения, зависящую от изменения угла тангажа, а именно:

-Lα+(X_m-X_f)<0,

где L - расстояние по вертикали от оси шарнира до центра тяжести масс кабины фюзеляжа;

Х_f-Х_m - расстояние между фокусом крыла и положением центра тяжести самолета по горизонтали в плоскости симметрии самолета;

α - изменение угла атаки крыла за счет изменения угла тангажа самолета,

причем на концах поворотного крыла расположены кили с рулями направления.