Літак з коротким зльотом і посадкою

Літак з коротким зльотом і посадкою, що Винахід відноситься до області авіації, а саме до літальних апаратів із коротким розбігом перед зльотом і коротким пробігом після посадки, що використовують потужність маршових двигунів для зменшення злітно-посадкових швидкостей Відомий ВІТЧИЗНЯНИЙ літак Ан-72 із високим розташуванням турбореактивних двигунів, що забезпечує укорочений зліт за рахунок виникнення додаткової підіймальної сили при проходженні струменю газів над монопланним крилом і відхилення її униз трьохщілинними закрилками [див журнал "Наука и жизнь" №4, 1982г, с 52 - 53, статья генерального авиаконструктора акад О К Антонова "Новый воздушный грузовоз"] Відомий також французький літак із коротким розбігом Бреге-941, в якого уся площа монопланного крила з двохвилинним закрилком знаходиться в зоні, що обдувається повітряними гвинтами, у наслідок чого також створюється додаткова підіймальна сила [див М Д Миль, А В Некрасов и др "Вертолеты", книга 1, изд "Машиностроение", Москва, 1966г, с 22 - 26, статья "Тактикотехнические требования к вертикально взлетающим и с коротким разбегом военно-транспортным самолетам Запада"] Загальним недоліком зазначених аналогів є неможливість їх стійкого і керованого польоту на малих, так званих закритичних швидкостях польоту, коли відсутня слухняність традиційних органів керування - горизонтальних і вертикальних рулів і елеронів - при достатній ще величині підіймальної містить крило, яке розташоване в зоні, що обдувається повітряними гвинтами, який відрізняється тим, що крило виконано поворотним і ґратчастим, а кіль літака оснащений поворотним стабілізатором, при цьому вони змонтовані з можливістю зміни в польоті кутів їх установки та обдуву несучих планів і керуючих польотом аеродинамічних поверхонь примусовим потоком повітря постійного напрямку від гвинтів, що закріплені на валах неповоротних маршових двигунів сили крила для підтримання літака в повітрі, а також необхідність у застосуванні складної механізації крила для створення додаткової підіймальної сили і гасіння посадкової швидкості Найбільш близьким до заявленого винаходу за принципом створення додаткової підіймальної сили в літак Бреге-941, що і обраний у якості прототипу В основу винаходу поставлене завдання у відомому літаку із коротким зльотом і посадкою шляхом зміни його конструкції отримати новий технічний результат, що виявляється у покращенні льотно-технічних характеристик літака Поставлене завдання вирішується наступним чином У відомому літаку з коротким зльотом і посадкою, що містить крило, яке розташоване у зоні, що обдувається повітряними гвинтами, згідно із запропонованим винаходом крило виконано поворотним і ґратчастим, а кіль літака оснащений поворотним стабілізатором, при цьому вони змонтовані з можливістю зміни в польоті кутів їх установки та обдуву несучих планів і керуючих польотом аеродинамічних поверхонь примусовим потоком повітря постійного напрямку від гвинтів, що закріплені на валах неповоротних маршових двигунів Застосування поворотного ґратчастого крила з вигнутими ВІДПОВІДНИМ чином несучими планами при незмінному по напрямку вектору тяги гвинтів дозволить у 2,5 - 3 рази збільшити підіймальну силу крила на закритичних швидкостях польоту за О (О 00 ю 52786 рахунок збільшення кута атаки планів до 40° без знаходиться у вертикальному положенні з кутом зриву повітряного потоку, що їх омиває, і значно установки р = 0(див фіг 7) і з мінімальним значензменшити завдяки цьому злітно-посадкову швидням кута атаки а(див фіг 2 і 7) Поворотний стабікість, а також знизити вагу, підвищити жорсткість і лізатор 9 мав мінімальний кут установки технологічність виготовлення несучої системи у(див фіг 7) стосовно його середнього положення [див журнал "Наука и жизнь" №1, 1987г, с 44 - 50, 2 В позаштатній ситуаци(при відсутності аестатья д т н С Бел о це р ко веко го и др "Решетчародромів, при вимушеній посадці в аварійних витые крылья"] падках на непідготовлений грунт, малогабаритні майданчики, водойми, сніжний покров і т Застосування поворотного стабілізатора, руля п (керування літаком здійснюється в такий спосіб) поворотів і елеронів, обмиваних примусовим повітряним потоком, дозволить забезпечити повздов1 При посадці жню і поперечну сталість літака, а також його ке3 метою зменшення посадкової швидкості пірованість на закритичних швидкостях польоту лот зменшує тягу гвинті в (шляхом зменшення кута установки лопатей або обертів двигунів) і одночаЗменшення кута атаки планів на режимі крейсно включає систему плавного повороту ґратчассерського польоту дозволить зменшити лобовий того крила Поворот останнього здійснюється авопір крила і за рахунок цього збільшити швидкість томатично й убік, протилежний курсу польоту, без польоту літака істотних витрат бортової енергії завдяки зміщенню На фіг 1 зображена рамна конструкція ґратчацентра тиску крила в бік його носка При цьому зі стого крила з поперечним розрізом А-А (фіг 2) по збільшенням кута установки р зростає також кут паралельних планах Крило складається з верхатаки планів, що складе а + р(див фіг 7), що, у нього 1, нижнього 2 і середнього посиленого пласвою чергу, дозволить компенсувати попереднє нів 3, між якими розміщені ІНШІ проміжні плани Всі зменшення підіймальної сили від зниження швидплани скріплені між собою боковинами 4 Розмір кості польоту, а також викличе збільшення лобовокута атаки а для всіх планів даної конструкції криго опору крила Остання обставина дозволить дола є однаковим і визначається з умов крейсерсьдатково погасити посадкову швидкість Потім усі кого польоту літака Розмах крила L, його висота п, перераховані операції знову повторюються аж до довжина хорди b і крок між планами t визначається настання моменту відмови від реагування руля конструктивно і розрахунком При цьому h = L=D, висоти на повітряний потік, що його омивав 3 цьоде D - діаметр повітряного гвинта Конфігурація го моменту пілот зобов'язаний негайно переклюкрила крім квадратної може бути й іншою, напричитися на забезпечення повздовжньої сталості клад, виконаною у формі круглої обичайки і з палітака шляхом постійного, аж до посадки, регулюралельним або стільниковим(діагональним) розвання необхідного кута установки у поворотного ташуванням планів стабілізатора 9(див фіг 4, 5 і 7) за допомогою спеНа фіг 3 зображена векторна діаграма визнаціального важеля з тягою або тросовим приводом чення швидкості кінця лопаті повітряного гвинта При цьому поперечна сталість літака і курс його Геометрична сума лінійної швидкості кінця лопаті польоту як і раніше забезпечуються елеронами гвинта і його поступальної швидко7(див фіг 4, 5 і 6) і рулем поворотів 5(див фіг 4 і 5), сті(максимальноі швидкості польоту літака) не керування якими здійснюється від штурвалу повинна перевищувати швидкості звука У противному випадку відбудеться зрив повітряного потоку 2 При зльоті і різко знизиться тяга гвинтів Для обертового на У випадку суперкороткого зльоту керування МІСЦІ повітряного гвинта діаметром D = 2м і з чиспольотом літака здійснюється тими ж органами лом обертів П = 2300об/хв лінійна швидкість кінця керування, що і при посадці в позаштатній ситуалопаті буде дорівнювати ції, але в зворотньому порядку, починаючи з установки максимального кута ґратчастого крила р тЮП 3,14-2-2300 о и п и , w При цьому здійснюється контроль за недопущенVn = =— = 240,4м/с л ням диффирента літака аж до досягнення ним 60 60 швидкості, при якій почне спрацьовувати традиДля літака з максимальною швидкістю польоту ційна схема керування польотом від штурвала і Vn = 750км/год або 208,3м/с, геометрична швидпедалей і наступить саморегулювання сталості кість гвинта \/г ВІДПОВІДНО до цієї діаграми складе польоту завдяки зростанню штесивності повітрябіля 300м/с, що менше швидкості звука, рівної ного потоку, що діє на неповоротний стабілізатор 341 м/с 12 і кіль 13(див фіг 4, 5 і 6) На фіг 4, 5 і 6 зображено ВІДПОВІДНО ВИД збоку, зверху і з переду запропонованої конструкції літаУ випадку відсутності або відмови механізовака з розташуванням несучої системи в штатній ного приводу для повернення крила в початкове ситуації польоту, посадки і зльоту вертикальне положення, що воно займає в крейНа фіг 7 зображене положення ґратчастого серському польоті, тобто при куту його установки [ З крила і стабілізатора в позаштатній ситуації = 0, суперкороткий і подальший політ повинні здійКерування польотом здійснюється в такий снюватись, як правило, на максимальному куті спосіб атаків планів а+р і тільки з метою перегону літака 1 У штатній ситуацм(при наявності аеродромів в район і з наявністю умов для штатного зльоту із твердим покриттям і злітно-посадковими смугаПісля перельоту крило повинно бути ручним засоми необхідної довжини) керування літаком у бом встановлено у вертикальне положення(р = 0) і польоті, при зльоті і посадці здійснюється з викозастопорено для здійснення короткого зльоту, техристанням традиційних органів керування(див ніка керування яким описана раніше(див розділ 1) фіг 4, 5 і 6), у тому числі руля поворотів 5, руля Запропонована конструкція літального апарависоти 6 і елеронів 7 При цьому ґратчасте крило 8 та перспективна при використанні и в таких областях як зв'язок, санітарна і пожежна авіація, сільське, лісове і рибне господарство Але особливо вона ефективна для палубних літаків і гідролітаків, а також для вантажопасажирських літаків, призначених для малого і середнього бізнесу, і при експлуатації їх на внутрішньодержавних ЛІНІЯХ В умовах відсутності аеродромів Високе розташування двигунів(а з цієї причини і крила) викликано необхідністю з'єднання їх поперечною трансмісією для спільної роботи з метою Фіг 4 52786 забезпечення безпеки польотів у випадку відмови одного з двигунів 10 При цьому третій двигун 2 постійно задіяний в роботу в якості маршового, а тому він не є зайвим баластом Недоліком даної конструкції літака є необхідність використання в ній ґратчастого крила, що Володіє НИЗЬКОЮ аеродинамічною якістю, що погіршує планувальні властивості літака Однак зазначений недолік не є визначальним з урахуванням цілого ряду позитивних характеристик, властивим ґратчастим крилам ФІГ 5 52786 ТОВ "Міжнародний науковий комітет" вул Артема, 77, м Київ, 04050, Україна (044)236-47-24