Способ торможения самолета с цельноповоротными передним и задним горизонтальными оперениями Советский патент 1993 года по МПК B64C9/32 B64C5/16 

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к системам торможения самолета в полете и при послепо- садочном пробеге.

Целью изобретения является повышение эффективности торможения самолета.

Изобретение поясняется чертежом, где изображены аэродинамическая компоновка самолета и схема действующих на него сил.

Из самолете 1 имеется переднее горизонтальное оперение (ПГО) 2 и заднее горизонтальное оперение (ЗГО) 3, пунктиром показаны их нейтральные положения.

Здесь Yn - нормальная сила создавав- мая ПГО;

Хп - сила сопротивления создаваемая ПГО;

Fn - точка приложения полной аэродинамической силы ПГО;

Y3 - нормальная сила создаваемая ЗГО;

Хэ - сила сопротивления создаваемая ЗГО;

F3 - точка приложения полной аэродинамической силы ЗГО;

Y - нормальная сила самолета;

X - сила сопротивления самолета;

F - точка приложения полной аэродинамической силы самолета;

С - центр тяжести самолета;

XT - расстояние от носика крыла до центра тяжести;

XF - расстояние от носика крыла до точки приложения полной силы самолета;

Ln - расстояние между Fn и С;

L3 - расстояние между F3 и С;

Mzo - момент самолета при нулевой подъемной силе;

OXYZ связанная система координат.

Торможение самолета в полете осуществляется следующим образом. При включении пилотом режима торможения ЗГО 3 и ПГО 2 одновременно отклоняются. При этом ЗГО 3 отклоняется на угол превышающий критический угол обтекания ЗГО, например, на кабрирование. Критическое обтекание поверхности ЗГО приводит к уменьшению

(Л

С

00

о ю

ел

ы

Y3 и резкому возрастанию Х3. Угол отклонения ЗГО 3 в режиме торможения является постоянным, его величина задается и обеспечивается системой автоматического управления.

ПГО отклоняется с целью стабилизации углового положения самолета, сохранения высоты его полета. При отклонении ПГО на нем возникает сила Yn, которая создает противодействующий момент моменту от силы Y3, и сила Хп. Исходя из условия сохранения углового положения самолета (моментного равновесия, т.е. Mz 0) величина угла отклонения ПГО определится выражением (пр« условии моментной сбалансированности саталета до включения режима торможения):

mzo S + Су(Хт - XF) S -Из Суз S3

Фп ------:--V- -- - -------- -- .

lnCyfnSn

где mzo - коэффициент характеризующий Mzo;

Су - коэффициент, характеризующий Y;

XT - относительное расстояние от центУ-р

раЧяжести до носика крыла-, Хт -т-;

b - средняя аэродинамическая хорда крыла;

Хр - относительное расстояние от носика крыла до точки приложения полной силы

XF.

ь

In - относительное расстояние между

центром тяжести и Fn, In -гр-;

D

СУЗ - коэффициент нормальной силы ЗГО;

S3- площадь ЗГО;

1з - относительное расстояние между

центром тяжести и F3,1з - ,

Ј)

Су - коэффициент, характеризующий изменение нормальной силы ПГО при изме 6 Суп.

S.n - площадь ПГО;

S - характерная площадь самолёта.

Управление самолетом в режиме торможения в продольном канале реализуется путем изменения посредством командных рычагов управления летчиком угла р п, которое приводит к уменьшению или увеличению Yn, и, следовательно, созданию момента на кабрирование или пикирование соответственно.

Изменение угла рп используется и для поддержания удовлетворительных динамических свойств самолета в процессе тормосамолета, Хр

нении угла его установки, Су

жения (демпфирование) и устранения влияния возмущающих факторов (повышения устойчивости). В этом случае величина является выходным сигналом системы автоматического управления самолетом.

Если самолет в момент включения режима торможения был не сбалансирован по моментам в продольном канале, то ПГО отклоняется на угол обеспечивающий минимально возможное изменение угловой скорости самолета.

При нежелательности потери высоты в процессе торможения необходимо за счет отклонения ПГО сбалансировать самолет на

угле атаки превышающем исходный угол атаки и увеличивать его по мере уменьшения скорости полета.

Широкие возможности по управлению самолетом при положении ЗГО в режиме

торможения даже при большей площади Зэ в сравнении с Sn обеспечиваются значительным уменьшением Y3 за счет отрыва потока на ЗГО. Также это может обеспечиваться конструктивными мероприятиями, а

именно, превышением Ln над l-з и лучшими несущими свойствами ПГО.

Торможение самолета при послепоса- дочном пробеге осуществляется отклонением на угол превышающий критический угол обтекания ЗГО передней кромкой вниз. ПГО также может использоваться для балансировки самолета, например, для поддержания его с заданным углом тангажа.

Эффективность торможения увеличивается за счет возрастания сопротивления самолета и улучшения сцепления тормозных колес самолета с поверхностью взлетно-посадочной полосы, т.к. Yn и Y3 направлены вниз.

Использование предлагаемого способа торможения в сравнении с существующими способами позволяет отказаться от использования тормозных щитков для торможения самолета в полете, и, следовательно, освободить внутренние объемы и внешние поверхности самолета, несколько облегчить и упростить конструкцию самолета, увеличить эффективность послепосадочного торможения как в совместном использова0 нии с тормозными колесами и тормозным парашютом, так и без тормозного парашюта.

Форм у л а изобретения 5 Способ торможения самолета с цельно- поворотными передним и задним горизонтальными оперениями, заключающийся в создании дополнительной силы сопротивления путем отклонения аэродинамической поверхности, отличающийся тем. что,

51809815 6

с целью повышения эффективности тормо- отклоняется на угол, превышающий крити- Ясения, одно из горизонтальных оперений ческий местный угол атаки.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к тормозным устройствам летательных аппаратов. Целью изобретения является повышение эффективности торможения. При торможении самолета, например, заднее горизонтальное оперение отклоняется на угол, при котором местный угол атаки превышает критический, в результате чего существенно увеличивается сопротивление, а балансировка осуществляется передним оперением. 1 ил.