САМОЛЕТ ДЛЯ ПОСАДКИ ПРИ БОКОВОМ ВЕТРЕ (ВАРИАНТЫ) Российский патент 2010 года по МПК B64C9/12 

Группа изобретений относится к авиации и предназначена для всех типов самолетов.

Известно три способа посадки самолетов при боковом ветре, см. М.Г.Котик. «Динамика взлета и посадки самолетов». Москва, «Машиностроение», 1984, стр.190-197.

Ранее (в отдельной заявке) мной предлагался четвертый способ такой посадки, неизвестный, по крайней мере, до 1984 года (так как не описан в указанной книге) - искусственное боковое скольжение самолета без создания крена за счет разности аэродинамических сопротивлений левой и правой частей самолета, и/или при однонаправленном отклонении носового и хвостового рулей направления.

Известно много устройств для повышение аэродинамического сопротивления самолета, например расщепляющиеся элероны, см. патент РФ 2220072, фиг.5, но такая конструкция приводит к увеличению веса и стоимости самолета, так как появляется дополнительное устройство силового привода для расщепления, а вес панелей расщепляющегося элерона больше, чем панели цельного элерона из-за необходимости появления дополнительных силовых элементов.

Известен убирающийся носовой руль направления (см. патент США 5992796), который также увеличивает вес и стоимость самолета из-за необходимости двух дополнительных механизмов привода (выдвижение и поворот), а также дополнительных подкреплений фюзеляжа для восприятия усилий от этого руля.

Предлагаемая группа изобретений свободна от этих недостатков.

ИЗОБРЕТЕНИЕ 1

Самолет для посадки при боковом ветре, содержащий крыло, имеющее на каждой консоли крыла элерон, состоящий из двух или более частей, имеющих возможность их раздельного отклонения, отличающийся тем, что с целью создания несимметричного аэродинамического сопротивления для получения бокового скольжения без крена, части элерона на одной на одной консоли крыла имеют возможность взаимно противоположного отклонения от положения частей элерона на другой консоли крыла. То есть фактически два или более отдельных элерона.

При нормальном полете они отклоняются синхронно или, если нет необходимости в значительном кренящем моменте, работает только один из них. При посадке с боковым ветром для повышения аэродинамического сопротивления с наветренной стороны самолета один элерон консоли отклоняется вверх (лучше наружный), а другой - вниз (лучше внутренний), образуя как бы «ножницы» элерона. Диапазоны отклонения элеронов одной консоли крыла могут быть не равны, например у первого +60 -30 градусов, у второго - +30 -60 градусов.

Управляемость по крену при этом сохраняется достаточная, так как элерон в состоянии «ножниц» будет продолжать совместно отклоняться по сигналу рычага управления.

Из-за концевого влияния площади элеронов одной консоли крыла могут быть неравными, например, 45% у внутреннего и 55% у наружного. Более точно они подбираются при продувках, исходя из условия постоянства подъемной силы консоли. Из этого же условия подбирается соотношение площадей элеронов, если их три или более.

Концевой элерон каждой консоли крыла может иметь роговый компенсатор (то есть включать в себя законцовку крыла).

На стреловидном крыле для большего аэродинамического сопротивления ось (оси) вращения элеронов может быть расположена не с наклоном (стреловидно), а может быть расположена перпендикулярно продольной оси самолета. См. фиг.2.

Изобретение позволит создать достаточный дисбаланс сопротивлений левой и правой частей самолета безо всякого увеличения веса и стоимости самолета: при правильном конструировании вес и стоимость двух механизмов привода (например, двух электродистанционных приводов) равны весу и стоимости одного, вдвое более мощного. То же относится и к панелям элеронов. Правда, сопротивление такой пары элеронов вдвое меньше, чем у расщепляющегося, но зато оно получено без увеличения веса и стоимости.

Попутно повышаются надежность и живучесть управления по крену, так как оно дублируется и улучшается прочностная работа крыла, так как уменьшаются концентрированные нагрузки от приводов и кронштейнов.

Включение «ножниц» всех элеронов сократит пробег при посадке.

Так как «ножницы» элерона несколько уменьшают управляемость самолета, следует предусмотреть блокировку или сигнализацию включения и величины «ножниц» элеронов при отклонении элерона противоположной консоли более чем на 80-90%, от критического (под таковым здесь и далее понимается такое отклонение элерона и/или руля, после которого аэродинамическое усилие не растет). Т.е. «ножницы» должны автоматически или вручную уменьшаться или отключаться для сохранения запаса управляемости. Или, что проще, это должно происходить при отклонении органа управления (рычага, штурвала, педалей) более чем на 80-90% от предельного.

Особенно рационально применение этого изобретения при электродистанционном управлении. При ручном или гидравлическом управлении для создания «ножниц» пары элеронов самолет имеет в системе управления элеронами каждой консоли крыла коромысло, к центру которого крепится тяга от органа управления, а к краям прикреплены тяги от двух элеронов одной консоли крыла, причем крепление к центру коромысла снабжено рукояткой с фиксатором (см. фиг.3) или дистанционным приводом с возможностью перекоса коромысла относительно тяги от органа управления.

ИЗОБРЕТЕНИЕ 2

Убирающийся носовой руль направления нужен только на взлетно-посадочных режимах. Поэтому самолет для посадки при боковом ветре, содержащий носовую и/или основные стойки шасси, отличается тем, что по меньшей мере одна из упомянутых стоек шасси снабжена аэродинамическим рулем направления. Желателен руль цельноповоротной конструкции.

Преимущество этой конструкции по сравнению с прототипом: не требуется местное усиление конструкции самолета для восприятия нагрузок от аэродинамических сил на руле (прочности стойки шасси достаточно) и не требуется механизм выпуска-уборки руля.

Требуется только панель руля и исполнительный механизм привода руля. Причем, поскольку руль работает только на малых скоростях, его конструкция может быть на порядок легче, чем конструкция основных рулей, в частности с тканевой обшивкой, например из современных легких высокомодульных тканей типа «вектран - 2000». А поскольку не требуется менять положение руля в потоке, то есть руль заранее может быть установлен в нужное положение еще в нише стойки шасси, причем за практически неограниченное время, то привод руля может быть минимальной мощности. То есть изобретение 2 почти не увеличивает вес и стоимость самолета.

На практике можно порекомендовать скорость исполнительного механизма привода 1-2 градуса в минуту. То есть получив метеоданные с места посадки, можно за 10-20 минут отклонить руль в нужную сторону на угол до 40 градусов, и только затем в нужный момент выпустить шасси.

Чтобы увеличить площадь руля и повысить его аэродинамическое качество за счет близости фюзеляжа, желателен такой механизм створок люка шасси, чтобы створки в выпущенном положении не выступали за габариты фюзеляжа, например скользящий, параллелограммный или убирающийся внутрь.

Данное изобретение позволит совершать уверенную и безопасную посадку при любом боковом ветре, встречающемся в природе, кроме ураганного.

Данное изобретение облегчит также взлет при сильном боковом ветре.

На фиг.1 изображена консоль крыла 1 с двумя элеронами 2, а на фиг.2 - с тремя элеронами 2, оси которых перпендикулярны потоку, а крайний элерон имеет роговый компенсатор.

На фиг.3 изображено коромысло 3 в системе управления двумя элеронами одной консоли. К середине коромысла крепится тяга 4 рычага управления, а к краям - тяги 5 от элеронов. Коромысло снабжено рукояткой 6 для его перекоса и фиксатором 7, показанными условно.

На фиг.4 изображен самолет с носовой стойкой шасси 8, на которой расположен цельноповоротный аэродинамический руль 9.

На фиг.5 изображено сечение стойки шасси 8 с рулем 9 и механизмом привода, где 10 - исполнительный механизм, 11 - тяги.

Работают элероны на фиг.2 так: для создания увеличенного аэродинамического сопротивления на одной из консолей крыла один из элеронов отклоняется на нужный угол вверх, а другой/другие - вниз. Отклоняя их из этого положения синхронно вверх или вниз, осуществляют управление по крену.

Система управления (фрагмент) на фиг.3 работает так: для создания «ножниц» элерона коромысло 3 рукояткой 6 перекашивается относительно тяги 4 и фиксируется в этом положении фиксатором 7.

Руль 9 на фиг.4, 5 работает так: исполнительный механизм 10 выпускает или втягивает тяги 11, вследствие чего руль 9 поворачивается относительно стойки шасси 8.

Группа изобретений относится к области авиации. Самолет по первому варианту содержит крыло с элеронами и оперение с рулями. Каждая консоль крыла и/или оперение имеет два или более элерона и/или соответственно рулей с возможностью раздельного отклонения. Самолет по второму варианту имеет на носовой стойке шасси и/или на каждой основной стойке шасси аэродинамический руль направления. Группа изобретений направлена на создание несимметричного аэродинамического сопротивления для получения бокового скольжения. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Самолет для посадки при боковом ветре, содержащий крыло с элеронами и оперение с рулями, отличающийся тем, что имеет на каждой консоли крыла и/или оперения два или более элерона, и/или соответственно рулей с возможностью раздельного отклонения.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что площади элеронов и/или рулей одной консоли не равны.

3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что диапазоны отклонения элеронов и/или рулей одной консоли не равны.

4. Самолет по п.1, отличающийся тем, что концевой элерон и/или руль имеет роговый компенсатор.

5. Самолет по п.1, отличающийся тем, что на стреловидном крыле или оперении оси вращения элеронов и/или рулей расположены перпендикулярно потоку или перпендикулярно продольной оси самолета.

6. Самолет по п.1, отличающийся тем, что имеет блокировку или сигнализацию включения, или величины «ножниц» элерона и/или руля при отклонении элерона, или руля противоположной консоли более, чем на 80-90% от критического, или при отклонении органа управления более чем на 80-90% от критического.

7. Самолет по п.1, отличающийся тем, что при ручном или гидравлическом управлении имеет в системе управления элеронами или рулями каждой консоли коромысло, к центру которого прикреплена тяга от органа управления, а к краям - тяги от двух элеронов или рулей одной консоли, причем крепление к центру коромысла снабжено рукояткой с фиксатором или дистанционным приводом с возможностью перекоса коромысла относительно тяги от органа управления.

8. Самолет для посадки при боковом ветре, содержащий стойки шасси, отличающийся тем, что имеет на носовой и/или основных стойках шасси аэродинамические рули направления.

9. Самолет по п.8, отличающийся тем, что руль (рули) цельноповоротный.