Летательный аппарат с крылом и горизонтальным оперением Российский патент 2021 года по МПК B64C3/00 

Изобретение относится к авиации, а именно к самолетостроению и может быть использовано при создании самолетов аэрофлота, самолетов транспортного и военного назначения.

Известен, например, многоцелевой истребитель МИГ-29, с крылом, которое плавно переходит в корпус летательного аппарата, вертикальным и горизонтальным оперением и силовой установкой. При полете летательного аппарата и обтекании его потоком воздуха возникает подъемная сила, которая считается в аэродинамике одним из центральных понятий. Основную роль в создании подъемной силы исполняет крыло. При этом левой и правой консолям крыла придают форму, обеспечивающую минимальное аэродинамическое сопротивление движению самолета. Однако аэродинамическое сопротивление зависит не только от формы самого крыла и формы профиля, но и, главное, от аэродинамических условий обтекания крыла. Режим движения воздушного потока над и под крылом, а также по размаху крыла - вдоль верхней поверхности крыла, определяет не только величину подъемной силы, но и степень устойчивости самолета, способность его маневрирования в горизонтальной плоскости и по вертикали [Зуенко Ю.А., Коростылев С.Е. Боевые самолеты России. - М.: Элакос, 1994. - 192 с.]. При срыве воздушного потока с носка крыла и последующего обтекания его возникают неустановившееся интенсивное вихреобразование и переменные аэродинамические силы, которые вызывают пульсирующие нагрузки на заднюю часть крыла. Последние трансформируются в нерегулярные пульсации давления, что вызывает беспорядочные колебания элементов конструкции самолета, называемые бафтингом или, в простом выражении, аэродинамической тряской. Основной влияющей причиной для срыва потока являются большой угол атаки и, в значительно меньшей степени, околозвуковые скорости [Демидченко В.И. Физика. Учебник. Краснодар: Издательство Кубанского государственного технологического университета, 2006. - 600 с.]. Срыв потока с передних кромок крыла и концов стреловидного крыла вызывает колебания элеронов, а это может вызвать средний бафтинг. Срыв потока с концов стреловидного крыла уменьшает также подъемную силу концевых сечений и всего крыла. Это большая потеря, так как она происходит «на большом плече относительно центра приведения и изменение момента тангажа оказывается более значительным, чем уменьшение подъемной силы».

Основной причиной для отрыва потока является скорость самолета, характеризуемая числом Маха М. Значение числа М определяет картину отрыва. В корневых сечениях на верхней поверхности крыла имеет место наибольшее разрежение и поэтому здесь чаще всего начинается отрыв потока, который распространяется по размаху крыла на всей поверхности. Течение от корня к концам наблюдается особо организованным на стреловидных крыльях и приводит к нарушению линейной зависимости коэффициента подъемной силы с_у от углов атаки α и потере подъемной силы в зависимости от чисел М и Re, а также геометрии крыла и его профиля. Различные сечения (профили) вдоль размаха крыла создают разную подъемную силу и разные углы атаки. На концевых участках крыла имеет место поперечное плоскости крыла перетекание упругой жидкости с нижней поверхности, где давление повышено, на верхнюю, где давление понижено. Срыв потока на концах стреловидного крыла обусловлен не только разряжением на верхней поверхности, но и градиентом давления вдоль размаха крыла, начиная от его корневых сечений. Перепад давлений между нижней и верхней поверхностями крыла обусловлен подъемной силой и следует из анализа уравнения Д. Бернулли [Аэродинамика летательных аппаратов и гидравлика их систем. Под редакцией М.И. Ништа. - М.: Издание ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1981. - 580 с.].

Недостатком летательного аппарата являются низкие эксплуатационные характеристики, обусловленные неполным конструктивным совершенством крыла, поскольку при обтекании его воздушным потоком в зависимости от значений числа Маха и угла атаки возникают локальные срывы и отрывы потока, которые уменьшают устойчивость летательного аппарата, аэродинамическую подъемную силу и приводят к появлению вынужденных аэродинамических колебаний отдельных элементов и конструкции в целом, что сокращает ее ресурс.

Задачей изобретения является усовершенствование конструкции летательного аппарата, позволяющее улучшить его эксплуатационные характеристики, за счет измененной конструкции крыла и его протяженности с целью уменьшения срыва и отрыва воздушного потока на передней и хвостовой кромках, верхней поверхности по размаху стреловидного крыла, начиная от его корневых сечений, и на концевых участках, а также использования энергии потока, возникающего на концах крыла, при поперечном перетекании воздуха с нижней поверхности на верхнюю; уменьшения аэродинамических колебаний элементов летательного аппарата и повышения его устойчивости, а следовательно, уменьшения потерь подъемной силы от углов атаки α и чисел Маха М и Рейнольдса Re, безопасности полета; уменьшения аэродинамической интерференции.

Техническим результатом является повышение устойчивости положения продольной оси летательного аппарата в полете и устойчивости летательного аппарата в целом [Трофимова Т.И. Курс физики: учебное пособие для учреждений высш. образования/Т.И. Трофимова. - 23-е изд. стер. - М.: Издательский центр «Академия», 2017. - 560 с.].

Технический результат достигается тем, что на концах левой и правой консолей крыла и горизонтального оперения установлены концевые одинарные диски противоположного вращения с лопатками и валом, закрепленным в опорных подшипниках, расположенных на верхней и нижней плоскостях консолей крыла и горизонтального оперения, которые используют энергию набегающего потока воздуха и в значительной степени нейтрализуют нежелательное обтекание крыла воздушным потоком при определенных значениях числа Маха и углов атаки, когда возникают локальные срывы и отрывы потока, приводящие к увеличению коэффициента лобового сопротивления с_х, уменьшению коэффициента подъемной силы с_у, и к ряду следующих за этим аэродинамическим и энергетическим потерям.

Концевые диски с лопатками дают возможность перераспределить нагрузку вдоль крыла, уменьшить его протяженность и изгибающий момент, действующий на корневые части крыла, и тем самым повысить его прочность, и если отклонение элеронов вверх обеспечивают уменьшение аэродинамических сил концевых сечений крыла, то есть основание ожидать того же эффекта от установки концевых дисков с лопатками, которые вращаясь с большой угловой скоростью сохраняют неизменным положение осей вращения и векторов моментов импульсов консольных участков крыла, а также создают не только тяговую, но и дополнительную аэродинамическую подъемную силу, и если хвостовое оперение играет активную роль в создании устойчивости летательного аппарата, то есть основание ожидать стабилизирующего эффекта от концевых дисков с лопатками. Когда аэродинамическая эффективность оперения сильно уменьшается с увеличением числа Маха, то эффективность концевых дисков с лопатками наоборот будет возрастать с набором скорости полета, то есть при М≥1. И поэтому концевые диски с лопатками повышают устойчивость самолета при выполнении маневров на около - и сверхзвуковых скоростях полета, так как действие их в воздухе подобно «веслам» (лопастям, винтам), которые обеспечивают самолету дополнительную тягу во всех режимах движения, используя кинетическую энергию набегающего потока в воздухе, не нарушая при этом, а увеличивая горизонтальную маневренность и „уверенность” летательному аппарату при выполнении вертикальных маневров. Обусловлено это тем, что концевые диски с лопатками на крыле создают собственные моменты импульсов, повышающие устойчивость летательного аппарата согласно закону сохранения момента импульса. Установка двух концевых дисков с лопатками на концах крыла и горизонтального хвостового оперения уменьшит аэродинамическую интерференцию, то есть изменит в лучшую сторону аэродинамические характеристики за счет приближения обтекания крыла и корпуса к изолированности. Это значит, что конструктивное дополнение в виде концевых дисков уменьшит турбулентность, вызываемую корпусом летательного аппарата, и ее влияние на характер обтекания горизонтальной поверхности крыла - возмущение на оконечности крыла окажется в какой-то степени стабилизированным и менее турбулентным, то есть более организованным, что приведет к уменьшению данного вида интерференции с крыла на горизонтальное оперение и менее зависимой интерференции от изменения скорости и режима полета. Уменьшение интерференции меняет аэродинамические коэффициенты: уменьшает коэффициент аэродинамического сопротивления летательного аппарата с_х и увеличивает коэффициент подъемной силы с_у. Уменьшение коэффициента лобового сопротивления с_х на любых скоростях достигается уменьшением удлинения крыла, что особо важно на сверхзвуковых скоростях.

Уменьшение аэродинамических колебаний отдельных элементов и конструкции самолета в целом достигается ослаблением концевыми дисками с лопатками концевого срыва потока воздуха на стреловидном крыле летательного аппарата и срыва потока над крылом, так как при этом происходит упорядочение движения воздуха, при котором наступает торможение турбулентности потока вдоль верхней поверхности крыла по оси z.

В концевых дисках с лопатками, ориентированными к набегающему потоку и потоку от корневых и центральных сечений, используется энергия этих потоков, что снижает интенсивность концевых вихрей и препятствует концевому срыву потока и таким образом уменьшает аэродинамические потери.

На фиг. 1 изображен заявляемый летательный аппарат с крылом и горизонтальным оперением с концевыми дисками на консолях крыла и горизонтального оперения, вид сверху; на фиг. 2 представлен вид на правую консоль крыла и концевой диск с лопатками; на фиг. 3 показана схема движения воздушных потоков на крыле и на концевом диске с лопатками; на фиг. 4 представлен эскиз крепления концевого диска с лопатками на правой консоли крыла, вид на крыло сбоку.

Летательный аппарат с крылом и горизонтальным оперением содержит корпус 1, двигатели 2, горизонтальное 3 и вертикальное 4 оперение, крыло 5, на левой и правой консолях которого на задней кромке установлены элероны 6, а на оконечностях консолей крыла и возможно на оконечностях левого и правого оперения концевые диски 7 с лопатками 8 и валом 9, нижняя и верхняя части которого находятся в опорных подшипниках 10, которые закреплены на верхней 11 и нижней 12 плоскостях консолей крыла.

Летательный аппарат с крылом и горизонтальным оперением функционирует следующим образом. Взлет и посадка самолета с земной поверхности производится как обычно. Режим движения летательного аппарата определяется его скоростью и углом атаки, которые формируют величину подъемной силы, степень устойчивости, способность маневрирования и др. аэродинамические показатели летательного аппарата. При срыве воздушного потока с носка консолей крыла и отрыве его на верхней плоскости крыла возникает беспорядочное колебание корпуса 1 летательного аппарата, двигателей 2, крыла 3 и элеронов 6 на левой и правой консолях крыла. Колебания элеронов усиливают вибрацию самолета в целом. Концевые диски 7 с лопатками 8 за счет своего вращения увеличивают момент импульса на оконечностях консолей крыла и устойчивость самолета в целом, а следовательно, ослабляют его аэродинамические колебания. Концевые диски с лопатками на концах левого 3 и правого 4 горизонтального оперения ослабляют интерференцию оперения, исходящую от крыла 5.

Применение концевых дисков с лопатками создают дополнительную тягу и позволяют улучшить аэродинамическую эффективность крыла и оперения, устойчивость летательного аппарата в полете, а также уменьшить линейный размер крыла.

Изобретение относится к авиации, а именно к самолетостроению, и может быть использовано при создании самолетов аэрофлота, самолетов транспортного и военного назначения. Летательный аппарат с крылом и горизонтальным оперением включает корпус, крыло, на левой и правой консолях которого установлены отклоняющиеся части задней кромки поверхности крыла - элероны, горизонтальное и вертикальное оперение, двигатели. При этом на концах левой и правой консолей крыла и горизонтального оперения установлены концевые одинарные диски противоположного вращения с лопатками и валом, закрепленным в опорных подшипниках, расположенных на верхней и нижней плоскостях консолей крыла и горизонтального оперения. Указанные диски используют энергию набегающего потока воздуха и в значительной степени нейтрализуют нежелательное обтекание крыла воздушным потоком при определенных значениях числа Маха и углов атаки, когда возникают локальные срывы и отрывы потока, приводящие к увеличению коэффициента лобового сопротивления с_х, уменьшению коэффициента подъемной силы с_у и к ряду следующих за этим аэродинамических и энергетических потерь. Техническим результатом является повышение устойчивости положения продольной оси летательного аппарата в полете и устойчивости летательного аппарата в целом. 3 ил.

Летательный аппарат с крылом и горизонтальным оперением, включающий корпус, крыло, на левой и правой консолях которого установлены отклоняющиеся части задней кромки поверхности крыла - элероны, горизонтальное и вертикальное оперение, двигатели, отличающийся тем, что на концах левой и правой консолей крыла и горизонтального оперения установлены концевые одинарные диски противоположного вращения с лопатками и валом, закрепленным в опорных подшипниках, расположенных на верхней и нижней плоскостях консолей крыла и горизонтального оперения, которые используют энергию набегающего потока воздуха и в значительной степени нейтрализуют нежелательное обтекание крыла воздушным потоком при определенных значениях числа Маха и углов атаки, когда возникают локальные срывы и отрывы потока, приводящие к увеличению коэффициента лобового сопротивления с_х, уменьшению коэффициента подъемной силы с_у и к ряду следующих за этим аэродинамических и энергетических потерь.