САМОЛЕТ СО СНИЖЕННОЙ НАГРУЗКОЙ НА ХВОСТОВУЮ ЧАСТЬ ФЮЗЕЛЯЖА И ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ Российский патент 2023 года по МПК B64C9/12 B64C21/00 

Область техники

Настоящее изобоетение относится к авиационной технике, а именно к самолету со сниженной нагрузкой на горизонтальное оперение и хвостовую часть фюзеляжа, и может использоваться для снижения аэродинамической нагрузки на самолеты интегральной аэродинамической компоновки и различные самолеты схожей аэродинамической схемы, эксплуатируемые при сверхзвуковых скоростях полета.

Уровень техники

Для увеличения эффективности рулей высоты на сверхзвуковых скоростях полета самолет оснащается цельноповоротным горизонтальным оперением с возможностью его синфазного и дифференциального отклонения. При выполнении прямолинейного горизонтального полета и маневрировании с около нулевой или отрицательной вертикальной перегрузкой на малых высотах на сверхзвуковых скоростях на горизонтальное оперение действуют большие аэродинамические нагрузки, возникающие из-за больших углов отклонения горизонтального оперения, необходимых для парирования кабрирующего момента самолета. Аэродинамические нагрузки, действующие на горизонтальное оперение, приводят также к увеличению изгибающего момента на хвостовой части фюзеляжа. Для обеспечения безопасности полетов необходимо увеличение прочности конструкции горизонтального оперения и хвостовой части фюзеляжа, а также использование более мощного привода горизонтального оперения, что приводит к увеличению массы самолета.

Из уровня техники патент RU 2440916 С1, опублик. 27.01.2012, Кл. B64D 27/20, B64D 33/02, известен самолет интегральной аэродинамической компоновки, на котором горизонтальное оперение выполнено цельноповоротным с возможностью его синфазного и дифференциального отклонения, а крыло оснащено флапероном для управления приращением подъемной силы на режимах взлета и посадки и для управления креном.

В качестве недостатка данного самолета можно указать отсутствие способа снижения нагрузок на горизонтальное оперение при сверхзвуковых скоростях полета для уменьшения веса конструкции горизонтального оперения и хвостовой частью фюзеляжа, а также уменьшению необходимой мощности привода.

Раскрытие сущности изобретения

Задача изобретения заключается в снижении аэродинамических нагрузок на агрегаты планера.

Техническим результатом достигаемым изобретением является снижение аэродинамических нагрузок на горизонтальное оперение и на хвостовую часть фюзеляжа, что способствует уменьшению веса конструкции горизонтального оперения и хвостовой части фюзеляжа, а также уменьшению необходимой мощности привода горизонтального оперения, и улучшение тактико-технических характеристик самолета.

Заявленный технический результат достигается в самолете со сниженной нагрузкой на горизонтальное оперение и хвостовую часть фюзеляжа, включающий фюзеляж, крыло с управляющими поверхностями, включающими левый и правый флапероны, цельноповоротное горизонтальное оперение, при этом флапероны выполнены с возможностью синфазного отклонения при сверхзвуковых режимах полета в соответствии со с зависимостью:

где

- угол синфазного отклонения флаперона,

min - функция выбора минимального значения из выборки,

К_М - коэффициент пропорциональности между углом отклонения горизонтального оперения и углом отклонения флаперонов, зависящий от числа Маха,

М - число Маха,

- угол отклонения цельноповоротного горизонтального оперения,

- максимальный угол отклонения флаперона,

при этом

если число Маха M≤M₁, при М₁<1,0,

если число Маха М≥М₂, при М₂>1,0, где

- максимальное значение коэффициента пропорциональности.

При отклонении флаперонов на положительный угол в соответсвии с указанной зависимостью на флаперонах и крыле возникает аэродинамическая сила, направленная на уменьшение кабрирующего момента самолета. Вследствие этого уменьшается и угол отклонения горизонтального оперения, необходимый для парирования кабрирующего момента, что приводит к уменьшению нагрузок на горизонтальное оперение и, как следствие, к уменьшению нагрузок на хвостовую часть фюзеляжа.

Кроме того, при отклонении флаперонов из-за изменения характера течения потока перед горизонтальным оперением центр давления аэродинамической силы на горизонтальное оперение смещается к его оси вращения, что дополнительно уменьшает шарнирный момент. При этом нагрузки на флапероны и крыло несколько возрастают, но не превышают величин, реализуемых при маневрировании с положительными вертикальными перегрузками.

Краткое описание чертежей

Изобретения поясняется следующими изображениями:

фиг. 1 - общий вид самолета;

фиг. 2 - зависимость угла отклонения консолей горизонтального оперения от числа Маха полета;

фиг. 3 - зависимость аэродинамической нагрузки, действующей на консоли горизонтального оперения, от числа Маха полета;

фиг. 4 - зависимость шарнирного момента, действующего на консоли горизонтального оперения, от числа Маха полета.

На фиг. 1 используются следующие обозначения:

1 - фюзеляж,

2 - правая консоль крыла,

3 - левая консоль крыла,

4 - головная часть фюзеляжа,

5 - хвостовая часть фюзеляжа,

6 - правовое цельноповоротное горизонтальное оперение,

7 - левое цельноповоротное горизонтальное оперение,

8 - правый флаперон,

9 - левый флаперон.

Осуществление изобретения

На фиг. 1 изображен самолет интегральной аэродинамической компоновки, на котором средняя часть фюзеляжа 1 состыкована с правой 2 и левой 3 консолями крыла, головной 4 и хвостовой 5 частями фюзеляжа. На хвостовой части 5 фюзеляжа установлено цельноповоротное горизонтальное оперение, выполненное в виде правой 6 и левой 7 консолей. На крыле установлены правый 8 и левый 9 флапероны. Самолет снабжен силовой установкой.

При выполнении самолетом прямолинейного горизонтального полета и маневрировании с около нулевой или отрицательной вертикальной перегрузкой у земли на сверхзвуковых скоростях возникает большой кабрирующий момент, вследствие чего углы отклонения горизонтального оперения приобретают большие положительные значения (отклоняются задней кромкой вниз), что приводит к возникновению больших нагрузок на горизонтальное оперение. Угол отклонения горизонтального оперения в первую очередь зависит от величины момента тангажа, который необходимо парировать.

Угол отклонения горизонтального оперения ϕ_ГО и угол атаки α определяются из решения системы уравнений балансировки самолета, которая при нулевом угле отклонения флаперонов имеет следующий вид:

где

- безразмерные коэффициенты нормальной силы и момента тангажа самолета при нулевом угле атаки α=0,

- безразмерные коэффициенты аэродинамических производных нормальной силы и момента тангажа самолета по углу атаки и по углу отклонения горизонтального оперения,

- угол отклонения цельноповоротного горизонтального оперения,

α - угол атаки,

m - масса самолета,

n_y - вертикальная перегрузка,

q - скоростной напор,

S - характерная площадь самолета.

Аэродинамическая нагрузка в виде аэродинамических сил и в виде шарнирного момента действующих на левую или правую консоль горизонтального оперения, определяется следующими формулами:

Где

- аэродинамическая сила,

- безразмерный коэффициент нормальной силы на горизонтальное оперение при нулевом угле атаки α=0.

- безразмерные коэффициенты аэродинамической производной нормальной силы на горизонтальное оперение по углу атаки и по углу отклонения горизонтального оперения,

- угол отклонения горизонтального оперения,

α - угол атаки,

q - скоростной напор,

- площадь горизонтального оперения,

- шарнирный момент,

- расстояние между центром давления аэродинамической силы на горизонтальное оперение и осью вращения горизонтального оперения по нормали к ней.

Для снижения нагрузок на горизонтальное оперение флапероны отклоняются синфазно на положительный угол задней кромкой вниз, который зависит от числа Маха М полета и угла отклонения горизонтального оперения При этом для определения угла отклонения горизонтального оперения при отклонении флаперонов и угла α атаки а используется система уравнений балансировки с дополнительными членами:

где

- безразмерные коэффициенты аэродинамических производных нормальной силы и момента тангажа самолета по углу отклонения флаперонов,

- безразмерные коэффициенты нормальной силы и момента тангажа самолета при нулевом угле атаки α=0,

- безразмерные коэффициенты аэродинамических производных нормальной силы и момента тангажа самолета по углу атаки и по углу отклонения горизонтального оперения,

- угол отклонения флаперона,

- угол отклонения горизонтального оперения при отклонении флаперонов,

α - угол атаки,

m - масса самолета,

n_y - вертикальная перегрузка,

q - скоростной напор,

S - характерная площадь самолета.

На самолете реализована возможность синфазного отклонения флаперона на положительный угол от нуля до максимального значения пропорционально углу отклонения горизонтального оперения с коэффициентом пропорциональности, который в свою очередь изменяется в трансзвуковом диапазоне линейно в зависимости от числа Маха полета в пределах от нуля если число Маха M≤M₁, при M₁<1,0, до максимального значения если число Маха М≥М₂, при М₂>1,0, в соответствии со следующей зависимостью:

где

- угол синфазного отклонения флаперона,

min - функция выбора минимального значения из выборки,

К_М - коэффициент пропорциональности между углом отклонения горизонтального оперения и углом отклонения флаперонов, зависящий от числа Маха (М),

М - число Маха,

- угол отклонения горизонтального оперения,

- максимальный угол отклонения флаперона,

при этом

если число Маха M≤M₁, при M₁<1,0,

если число Маха М≥М₂, при М₂>1,0, где

- максимальное значение коэффициента пропорциональности.

В диапазоне M₁<M<M₂ значение коэффициента К_М изменяется линейно.

Так как при отклонении флаперонов задней кромкой вниз возникает момент тангажа на пикирование, балансировочный угол отклонения горизонтального оперения становится меньше, чем при нулевом положении флаперонов. Это приводит к уменьшению аэродинамических нагрузок на горизонтальное оперение в виде уменьшенной аэродинамической силы и уменьшенного шарнирного момента

где

- безразмерный коэффициент момента тангажа самолета по углу отклонения флаперонов,

- угол отклонения флаперона,

- угол отклонения горизонтального оперения при отклонении флаперонов,

- угол отклонения цельноповоротного горизонтального оперения,

- аэродинамическая сила при отклонении флаперонов,

- аэродинамическая сила,

- шарнирный момент при отклонении флаперонов,

- шарнирный момент.

Вследствие отклонения флаперонов также меняется местное обтекание горизонтального оперения и распределение давления по его поверхности, что приводит к уменьшению расстояния между центром давления аэродинамической силы на горизонтальное оперение и осью вращения горизонтального оперения по нормали к ней при отклонении флаперонов и, следовательно, к дополнительному уменьшению шарнирного момента

где

- расстояние между центром давления аэродинамической силы на горизонтальное оперение и осью вращения горизонтального оперения по нормали к ней при отклонении флаперонов,

- расстояние между центром давления аэродинамической силы на горизонтальное оперение и осью вращения горизонтального оперения по нормали к ней,

- шарнирный момент при отклонении флаперонов,

- шарнирный момент.

Таким образом, при реализации на самолете синфазного отклонения флаперона снижаются аэродинамические нагрузки на горизонтальное оперение и на хвостовую часть фюзеляжа.

По итогам летных испытаний самолета достигнуты результаты, подтверждающие снижение аэродинамических нагрузок на горизонтальное оперение и на хвостовую часть фюзеляжа и улучшение тактико-технических характеристик самолета.

На фиг. 2 представлен график зависимости угла отклонения консолей горизонтального оперения от числа Маха М полета без синфазного отклонения и с синфазным отклонением флаперонов на положительный угол задней кромкой вниз при выполнении разгона в прямолинейном горизонтальном полете вблизи земли.

На фиг. 3 представлен график зависимости аэродинамических сил действующих на консоли горизонтального оперения, от числа Маха М полета без синфазного отклонения и с синфазным отклонением флаперонов на положительный угол задней кромкой вниз при выполнении разгона в прямолинейном горизонтальном полете вблизи земли.

На фиг. 4 представлен график зависимости шарнирного момента действующего на консоли горизонтального оперения, от числа Маха М полета без синфазного отклонения и с синфазным отклонением флаперонов на положительный угол задней кромкой вниз при выполнении разгона в прямолинейном горизонтальном полете вблизи земли.

Представленные на фиг. 2, 3, 4 графические зависимости угла отклонения консолей горизонтального оперения аэродинамической силы шарнирного момента от числа Маха полета без отклонения флаперонов и с отклонением флаперонов демонстрируют, что при реализации на самолете синфазного отклонения флаперона в зависимости от числа Маха и угла отклонения горизонтального оперения уменьшаются нагрузки на горизонтальное оперение и хвостовую часть фюзеляжа и как следствие улучшаются тактико-технических характеристики самолета.

Изобретение относится к авиационной технике и касается самолетов со сниженной нагрузкой на горизонтальное оперение и хвостовую часть фюзеляжа, эксплуатируемых при сверхзвуковых скоростях полета. Самолет включает фюзеляж, крыло с управляющими поверхностями, включающими левый и правый флапероны, цельноповоротное горизонтальное оперение. При этом флапероны выполнены с возможностью синфазного отклонения при сверхзвуковых режимах полета в зависимости от числа Маха и угла отклонения горизонтального оперения. Достигается снижение аэродинамических нагрузок на горизонтальное оперение и на хвостовую часть фюзеляжа, улучшение тактико-технических характеристик самолета. 4 ил.

Самолет, включающий фюзеляж, крыло с управляющими поверхностями, включающими левый и правый флапероны, цельноповоротное горизонтальное оперение, отличающийся тем, что флапероны выполнены с возможностью синфазного отклонения при сверхзвуковых режимах полета в соответствии с закономерностью:

где

δ_флап - угол синфазного отклонения флаперона,

min - функция выбора минимального значения из выборки,

К_М - коэффициент пропорциональности между углом отклонения горизонтального оперения и углом отклонения флаперонов, зависящий от числа Маха (М),

Μ - число Маха,

ϕ_ГО - угол отклонения цельноповоротного горизонтального оперения,

δ_{флап max} - максимальный угол отклонения флаперона,

при этом

К_М=0, если число Маха М≤М₁, при Μ₁<1,0,

К_М=К_Мmax, если число Маха М≥М₂, при М₂>1,0, где

К_Мmax - максимальное значение коэффициента пропорциональности.