САМОЛЕТ Советский патент 1995 года по МПК B64C5/02 B64C3/14 

Описание патента на изобретение SU1788688A1

Изобретение относится к авиационной и крылатой ракетной технике и преимущественно к ЛА, имеющим характерный крейсерский режим полета.

Известны самолеты с плоскими горизонтальными оперениями (ГО). Такие оперения, спроектированные из симметричных профилей, нашли широкое применение в технике и установлены практически на всех типах самолетов.

Для увеличения балансировочного аэродинамического качества ЛА (Кбал) в самолетах В-707, В-767 в крейсерском полете перешли от использования симметричных профилей в конструкции ГО к профилям несимметричным с более высоким значением аэродинамического качества стабилизатора при реализации на ГО необходимой для балансировки самолета в крейсерском полете подъемной силы Сугобал (коэффициент подъемной силы ГО при балансировке) [1] Оперения таких ЛА имеют постоянную величину fго по размаху (fго величина относительной максимальной вогнутости профиля ГО). В качестве прототипа принят самолет В-767 [2] с таким оперением.

Однако отрицательная интерференция в месте сопряжения ГО с планером за счет применения несимметричных профилей возрастает благодаря более суживающемуся конфузору (от более выпуклой нижней поверхности стабилизатора), где вблизи передней кромки ГО в области, прилегающей к вертикальному оперению (ВО), наблюдается местное ускорение малозаторможенного для Т-схемы оперения (ГО размещено сверху ВО), набегающего потока, приближающее наступление волнового кризиса и через перераспределение давления между ГО и ВО, распространение его с нижней поверхности ГО на боковую поверхность вертикального оперения, т. е. на существенную по величине площадь хвостового оперения. Следствием чего оказываются значительными потери сопротивления Схоп (коэффициент сопротивления оперения) от установки оперения на ЛA. Отдаляя по числу М (аэродинамический критерий подобия) наступление волнового кризиса или локализуя и снижая его интенсивность в малой ограниченной области стабилизатора, прибегают к уменьшению ниже оптимальной по размаху консоли величины (т.е. величины, обеспечивающей максимальное значение Кбал), а значит и снижению возможных достижений в аэродинамическом качестве ЛА в полете.

Следует отметить и тот факт, что место установки ГО, его формообразование выбираются с точки зрения конструктивной разрешимости проекта и с учетом достаточной эффективности органов продольного управления, но при этом оперение летательного аппарата нормальной схемы оказывается в неоднородном поле вертикальных скосов, индуцируемых крылом и элементами всего планера. И здесь неплоские оперения ( ≠ 0) cамолетов В-707, В-767 имеют те же недостатки, присущие ЛА с плоским оперением, тоже находящихся в том же поле скосов, которое влияет на истинные углы атаки ГО.

Профили таких оперений в различных сечениях стабилизатора находятся под отличными друг от друга углами атаки и работают в различных условиях обтекания. Пренебрежение учетом влияния скосов приводит к тому, что на ГО не обеспечивается эллиптическое распределение циркуляции. Тогда потери от реализации на стабилизаторе необходимой подъемной силы Сугобал в индуктивном сопротивлении будут превышать минимально возможные. Т.е. такой недостаток конструкции присущ самолетам-прототипам Только на самолете В-767, впервые использовав крутку стабилизатора (когда концевое сечение ГО повернуто на отрицательный угол к бортовому сечению), сделана попытка приблизиться к эллиптическому распределению циркуляции.

Целью изобретения является увеличение аэродинамического качества путем уменьшения сопротивления отрицательной интерференции и распределения циркуляции по размаху стабилизатора по закону, близкому к эллиптическому.

Эта цель достигается тем, что максимальная относительная вогнутость профилей стабилизатора в области от корневого сечения до сечения, отстоящего от него на расстоянии до трех толщин, киля в зоне сопряжения со стабилизатором, выполнена монотонно изменяющейся от величины 0 до = -1 -2% и сохраняющейся далее до конца консоли. При этом сохраняются все преимущества неплоского ГО и избавляются от возможных критических явлений в обтекании стабилизатора.

В предложенной конструкции стабилизатора монотонное изменение величины fго от оси симметрии до значения отп на конце консоли ведет к перераспределению величины углов атаки профилей ГО при нулевой подъемной силе вдоль размаха стабилизатора опт что улучшает распределение циркуляции, приближая ее к эллиптическому закону подобно крутке ГО самолета В-767.

На фиг. 1 представлена компоновочная схема ЛА: а) Т-схема хвостового оперения, б) палубное оперение; на фиг.2 симметричные (а) и несимметричные (б) профили стабилизатора; на фиг.3 распределение αогоого=f() вдоль размаха стабилизатора для самолета-прототипа (а) и предлагаемый вариант распределения (б); на фиг. 4 поперечная площадь конфузора в стыке ГО и ВО для самолета прототипа (а) и предлагаемый вариант (б); на фиг.5 изменение Сх по М для самолетов с оперением прототипа (а) и самолета с предлагаемым ГО (б); на фиг. 6 поле скосов в области ГО; на фиг.7 распределение циркуляции вдоль размаха стабилизатора; на фиг.8 коэффициент торможения потока вблизи ГО; на фиг.9 зависимость Кпол от центровки самолета; на фиг. 10 поляры изолированных плоского и неплоского оперений; на фиг.11 зависимость К по М для элементов планера ЛА; на фиг.12 зависимость Кпол от центровки ЛA и параметров ГО.

Горизонтальное оперение ЛА (фиг. 1а) содержит профили с отрицательной величиной максимальной относительной вогнутости (фиг. 2б), где величина принимают значение 0 (или малое положительное значение) у корня ГО. Затем величина монотонно изменяется до дистанции 3-х толщин ВО вдоль размаха консоли, где и достигает значения fгоопт= -1 -2%постоянного на остальной части консоли (фиг.3б).

На крейсерском режиме параметры полета и течения остаются практически неизменными, тогда потери аэродинамического качества ЛА (фиг.9) в первую очередь определяются отклонением на балансировочный угол ϕ бал (δ бал) органов продольного управления стабилизатора для обеспечения равновесия продольных моментов. При этом на оперении реализуется необходимая подъемная сила Суго бал (фиг.10). Аэродинамическое качество при Суго бал у стабилизаторов с несимметричными профилями при умеренных значениях выше чем у плоских оперений и для конкретного режима полета (Cуго бал) можно однозначно определить значение параметра , оптимальное для ГО в целом (фиг.9). Однако эксперимент и расчеты, проведенные в АНТК и ЦАГИ, показали, что отрицательная интерференция, возникающая между планером ЛА и оперением в месте сопряжения, может значительно изменить ожидаемые характеристики. Негативный эффект ее растет при использовании в оперениях профилей с отрицательной величиной fго, подобно В-707, В-767. Особенно велики потери Сх (фиг.11) оказались у самолета с Т-схемой компоновки хвостового оперения, где набегающий поток более скоростной, чем в области палубного ГО (фиг.8). При обтекании выпуклых вниз профилей стабилизатора вблизи ВО наблюдается местное ускорение потока, обусловленное присутствием ВО, и приводящее к более раннему наступлению волнового кризиса. Перераспределение давления с нижней поверхности ГО на боковую поверхность ВО вследствие интерференции дает увеличение площади зоны влияния критических явлений и росте Сх за счет дополнительных потерь на ВО. Такие потери могут быть весьма значительными. Эксперимент и расчеты подтвердили, что, уменьшая абсолютную величину fго можно затянуть кризисные явления на большие числа Мполи снизить потери. Только влияние корневой интерференции не охватывает всей консоли и зависит от компоновочной схемы хвостового оперения, от его геометрии. Для ЛА с Т-схемой оперения влияние корневого эффекта, влияние интерференции от сопряжения ГО и ВО существенно снижается на дистанции более 3-х толщин ВО (обтекателя ВО) в месте стыка с ГО и далее остается незначительным, где можно таким влиянием пренебрегать. Выходит, уменьшив величину fпол лишь в ограниченной зоне ГО и сохранив ее величину на остальной части консоли, можно предупредить возникновение кризисных явлений в стыке ГО с планером ЛА вследствие отрицательной интерференции и обеспечить рост К над самолетом-прототипом не величину Δ К 0,1 (фиг.12).

Приведен пример использования такого оперения для самолета с Т-схемой хвостового оперения. Выделен канал суживающегося конфузора, в котором наиболее характерно проявляет себя отрицательная интерференция. На фиг.4 показано как изменяется поперечное сечение конфузора после уменьшения величины прогиба опт в прикорневых сечениях стабилизатора (фиг.3б), что приводит к изменению Схоп по М (фиг. 5б) и росту полетного аэродинамического качества (фиг.12).

Кроме того, в полете при больших запасах устойчивости, чем предусмотрено для крейсерского режима, необходимая сила Суго бал возрастает для обеспечения продольной балансировки самолета. Тогда выигрыш от использования в конструкции ЛА таких оперений еще более очевидный (фиг.12).

Оперение самолета нормальной схемы находится в сильно неоднородном поле вертикальных скосов, индуцируемых элементами планера (фиг.6). На фиг.6 показано, что перепад в углах атаки ГО, где величина угла скоса ε вблизи корня равна -4о, а у конца консоли составляет -1,7о, превышает -2о, что ставит в разные условия обтекания профиля в различных по размаху консоли ГО сечениях. Тогда, если при расчете изолированного ГО на стабилизаторе и реализуется близкое к эллиптическому распределение циркуляции,то расчет циркуляции в системе планера для ГО с учетом вертикальных скосов не совпадает с эллиптическим (фиг.7). Следствием чего и оказываются избыточными потери в индуктивном сопротивлении Схоп.

Обеспечить эллиптическое распределение циркуляции по ГО для ЛА возможно при благоприятном распределении нагрузки вдоль размаха стабилизатора, учитывающим не только циркуляцию изолированного ГО, но и ее изменение от вертикальных скосов. Так, закручивая концевое сечение стабилизатора под отрицательным углом к бортовому сечению, можно приблизиться к эллиптическому распределению циркуляции на ГО в крейсерском полете (В-767). Однако крутка стабилизатора при постоянной величине профилей его образующих не способствует полному ослаблению влияния отрицательной интерференции в корневой области ГО. Существование переходной зоны по , когда у корня стабилизатора величина 0 и затем, монотонно изменяясь, достигает величины = опт -1 -2% на конце консоли, кроме непосредственного увеличения К за счет снижения отрицательной интерференции также ведет и к монотонному изменению величины αo профилей по сечению ГО вдоль размаха (αo=Ψ()), что подобно крутке крыла приводит к более благоприятному распределению циркуляции в неоднородном поле вертикальных скосов, индуцируемых элементами планера, и потому обеспечивает рост аэродинамического качества и за счет снижения индуктивного сопротивления на стабилизаторе при том же значении Суго бал.

Похожие патенты SU1788688A1

название год авторы номер документа
Многоцелевая сверхтяжелая транспортная технологическая авиационная платформа укороченного взлета и посадки 2019
  • Папиашвили Шота Георгиевич
  • Клочков Дмитрий Вячеславович
  • Ратников Кирилл Владимирович
RU2714176C1
СВЕРХЗВУКОВОЙ КОНВЕРТИРУЕМЫЙ САМОЛЕТ С Х-ОБРАЗНЫМ КРЫЛОМ 2016
  • Дуров Дмитрий Сергеевич
RU2632782C1
СВЕРХЗВУКОВОЙ ПРЕОБРАЗУЕМЫЙ САМОЛЕТ С Х-ОБРАЗНЫМ КРЫЛОМ 2015
  • Дуров Дмитрий Сергеевич
RU2621762C1
СВЕРХЗВУКОВОЙ КОНВЕРТИРУЕМЫЙ САМОЛЕТ 2015
  • Дуров Дмитрий Сергеевич
RU2605587C1
СВЕРХЗВУКОВОЙ ПРЕОБРАЗУЕМЫЙ МАЛОШУМНЫЙ САМОЛЕТ 2015
  • Дуров Дмитрий Сергеевич
RU2614438C1
САМОЛЕТ 1993
  • Коновалов С.Ф.
RU2076826C1
СВЕРХЗВУКОВОЙ МАЛОШУМНЫЙ САМОЛЕТ С ТАНДЕМНЫМИ КРЫЛЬЯМИ 2015
  • Дуров Дмитрий Сергеевич
RU2605585C1
МАЛОЗАМЕТНЫЙ САМОЛЕТ КОРОТКОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ 2018
  • Дуров Дмитрий Сергеевич
RU2705416C2
СВЕРХЗВУКОВОЙ САМОЛЕТ (ВАРИАНТЫ) 2007
  • Кажан Вячеслав Геннадьевич
  • Кажан Андрей Вячеславович
  • Поляков Алексей Вячеславович
  • Ремеев Наиль Хамидович
  • Житенёв Владимир Константинович
  • Миронов Алексей Константинович
  • Бахтин Евгений Юрьевич
RU2391254C2
СВЕРХЗВУКОВОЙ САМОЛЕТ С КРЫЛЬЯМИ ЗАМКНУТОЙ КОНСТРУКЦИИ 2015
  • Дуров Дмитрий Сергеевич
RU2591102C1

Иллюстрации к изобретению SU 1 788 688 A1

Реферат патента 1995 года САМОЛЕТ

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при проектировании стабилизаторов хвостового оперения самолета. Цель изобретения увеличение аэродинамического качества путем уменьшения сопротивления отрицательной интерференции и распределения циркуляции по размаху стабилизатора по закону, близкому к эллиптическому. Цель достигается тем, что максимальная вогнутость профилей стабилизатора от корневого сечения до сечения, отстоящего от него на расстоянии до трех толщин киля в зоне сопряжения со стабилизатором, выполнена монотонно изменяющейся от 0 до 1 -2% Далее, до конца консоли вогнутость сохраняется. 12 ил.

Формула изобретения SU 1 788 688 A1

САМОЛЕТ, содержащий фюзеляж, крыло, двигательную установку и оперение, включающее киль и стабилизатор, выполненный в виде несимметричных профилей, отличающийся тем, что, с целью увеличения аэродинамического качества путем уменьшения сопротивления отрицательной интерференции и распределения циркуляции по размаху стабилизатора по закону, близкому к эллиптическому, максимальная относительная вогнутость профилей стабилизатора в области от корневого сечения до сечения, отстоящего от него на расстоянии до трех толщин, киля в зоне сопряжения со стабилизатором, выполнена монотонно изменяющейся от величины до и сохраняющейся далее до конца консоли.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 1995 года SU1788688A1

Техническая информация ЦАГИ, 1982, N 8, с.6.

SU 1 788 688 A1

Авторы

Алашеев О.Ю.

Андреев С.Ю.

Кощеев А.Б.

Осовский А.Е.

Свириденко Ю.Н.

Даты

1995-12-10Публикация

1991-02-12Подача