Установка поверхонь керування літаком з крилом великого звуження

Установка поверхонь керування літаком з крилом великого звуження, утворена закрилками на крилі, хвостовим стабілізатором, установленим між кілями на хвостових балках, з рулями напрямку на кілях, яка відрізняється тим, що крило літака виконано зі збільшеними стрілоподібністю і кореневою хордою, хвостові балки включені до силового набору крила, хвостовий стабілізатор несиметричного перевернутого профілю установлений над задньою кромкою крила з можливістю утворення профільованої щілини між стабілізатором і задньою кромкою крила, на задній кромці крила установлений додатковий руль висоти з можливістю утворення профільованої щілини між крилом і верхньою передньою поверхнею при відхиленні руля передньою кромкою вниз, в потік повітря під крилом, рух висоти обмежений верхньою поверхнею профільованої щілини між крилом і рулем, а також упорами-обмежувачами максимального відхилення передньої кромки руля висоти вниз Винахід відноситься до аерокосмічної галузі техніки, до конструкції літаків з крилом великого звуження Відомий проект літака-амфібії А Пено і П Гошо (аналог), в якому використані поверхні керування (рулі висоти і напрямку), установлені на задній кромці крила великого звуження, відігнутої догори для забезпечення поздовжньої СТІЙКОСТІ польоту Вадами аналогу є зменшення підіймальної сили крила, зумовлене відігнутою догори задньою кромкою крила, та зниження ефективності рулів висоти на великих кутах атаки крила великого звуження, оскільки рулі висоти при цьому потрапляють до вихрового сліду, що утворюється за крилом [Рождение самолета Первые проекты и конструкции / Д А Соболев -М Машиностроение, 1988стр 48-50 Рис 31] Відомий літак "Електрон-1" конструкції С П Корольова (прототип), вміщуючий крило великого звуження з закрилками, дві хвостові балки з кілями і рулями напрямку, між якими установлений хвостовий стабілізатор з рулем висоти Вадами прототипу є додаткова вага хвостових балок, які не дають підіймальної сили, відсутність позитивного аеродинамічного впливу стабілізатора на крило від'ємна підіймальна сила стабілізатора, зумовлена необхідністю компенсації пікіруючого моменту крила ( С П Королев в авиации Идеи Проекты Конструкций / Г С Зетров -М Чаука, 1988стр 119] В основу винаходу поставлене завдання удосконалення установки поверхонь керування літаком з крилом великого звуження, яка складається з закрилків на крилі, хвостового стабілізатора з рулем висоти, установленого між двома кілями з рулями напрямку, установлених на хвостових бачках, в якому завдяки застосуванню крила великого звуження зі збільшеними стріловидністю і кореневою хордою, розташуванню стабілізатора над задньою кромкою крила з утворенням профільованої щілини між крилом і стабілізатором застосуванню додаткового руля висоти на задній кромці крила, забезпечується більша СТІЙКІСТЬ польоту, зменшення від'ємної підіймальної сили стабілізатора, взаємне зміцнення крила і хвостових балок, можливість позитивного аеродинамічного впливу хвостового стабілізатора на крило на крейсерському режимі польоту, збільшення можливого кута атаки крила, дублювання керування літаком по висоті польоту, більш швидке обминання літаком раптових перешкод, можливість використання профілів крила з більшими коефіцієнтами підіймальної сили (плоско-опуклого та вгнуто-опуклого) і з більшою товщиною, і за рахунок цього можливе підвищення безпеки та економічності польоту літака Поставлене завдання вирішується установкою поверхонь керування літаком з крилом великого звуження, утвореною закрилками, хвостовим ста О 49190 білізатором з рулем висоти, установленим між двома хвостовими балками з кілями і рулями напрямку, в якій згідно з винаходом застосоване крило зі збільшеними стріловидністю і кореневою хордою, хвостові балки включені до силового табору крила хвостовий стабілізатор має несиметричний перевернутий профіль і установлений над задньою кромкою крила з можливістю утворення профільованої щілини між стабілізатором і задньою кромкою крила на задній кромці крила установлений додатковий руль висоти з можливістю утворення профільованої щілини між задньою кромкою крила і передньою частиною верхньої поверхні додаткового руля, можливістю відхилення передньої кромки додаткового руля в незбурений потік повітря під крилом, рух руля обмежений задньою кромкою крила, а також упорамиобмежувачами максимального відхилення передньої кромки руля вниз, профільовані щілини між стабілізатором і крилом, або між крилом і додатковим рулем висоти розташовані з можливістю протікання крізь них потоку повітря (газу) від двигунів літака На фіг 1 показана установка поверхонь керування літаком з крилом великого звуження під час крейсерського режиму польоту На фіг 2 показано роботу винаходу на великому куті атаки Установка поверхонь керування літаком з крилом великого звуження працює таким чином Згідно фіг 1 винахід вміщує закрилки на крилі великого звуження 1, хвостовий стабілізатор з рулем висоти 4, установлений між двома кілями 3 та хвостових балках 2, на задній кромці крила установлений додатковий руль висоти 5 Застосування збільшених стріловидності і кореневої хорди крила і збільшує плече зусиль керування літаком, а також СТІЙКІСТЬ польоту Хвостові балки 1 задня частина крила взаємно зміцнюють одне одного Установка хвостового стабілізатора 4 між двома кілями 3 знижує індуктивний опір стабілізатора, а профільована щілина між стабілізатором 4 і крилом прискорює потік повітря над задньою кромкою, що підвищує підіймальну силу крила На крейсерському режимі польоту додатковий руль висоти 5 прибраний і керуючих зусиль майже не створює, При цьому політ відбувається на малих кутах атаки, керуючі зусилля утворюють закрилки, рулі повороту на кілях 3 і рулі висоти на стабілізаторі 4, або стабілізатор 4, якщо його виконати поворотним На великих кутах атаки хвостовий стабілізатор потрапляє до вихрового сліду за крилом, що значно знижує керуючі зусилля від руля висоти хвостового стабілізатора Для збільшення керуючих зусиль на великих кутах атаки на задній кромці крила установлений додатковий руль висоти 5, який при відхиленні передньої кромки вниз потрапляє до незбуреного потоку повітря під крилом і зпрямовує повітряний струмінь через утворену профільовану щілину між нижньою поверхнею задньої кромки крила і передньою частиною верхньої поверхні руля 5, за рахунок ежекційної дії цього струміня частково відновлюється безвідривне обтікання нижньої поверхні хвостового стабілізатора 4 Ежекційний ефект можна підсилити, якщо до щілини спрямувати струмінь повітря (газу) від двигунів літака Рух руля висоти 5 обмежено нижньою профільованою поверхнею задньої кромки крила та упорами-обмежувачами максимального відхилення вниз передньої кромки руля 5 Техніко-економічний ефект від використання винаходу полягає в підвищенні ефективності використання крила великого звуження на різних режимах польоту літака 49190 A-A_ti з Фіг 2 ДП «Український інститут промислової власності» (Укрпатент) вул Сім'ї Хохлових, 15, м Київ, 04119, Україна ( 0 4 4 ) 4 5 6 - 2 0 - 90 ТОВ "Міжнародний науковий комітет" вул Артема, 77, м Київ, 04050, Україна (044)216-32-71