Маневрений літак

Винахід відноситься до галузі літакобудування, зокрема до аеродинамічного компонування літака, що підвищує його маневрені властивості і надзвукову крейсерську швидкість польоту. Відомий літак, що конструктивно містить фюзеляж з кабіною екіпажа у носовій частині, двигун, розташований у хвостовій частині фюзеляжу, крило фіксованої стріловидності, вертикальне оперення і додаткові несучі поверхні, розташовані перед крилом у носовій частині фюзеляжу з можливістю обертання щодо вузла навіски [1]. Недоліком відомого літака є те, що використання додаткових несучих поверхонь дозволяє підвищити маневрені характеристики літака тільки у вертикальній площині (щодо подовжньої осі літака). Керування бічною силою практично неможливо тому, що конструкція не містить додаткових вертикальних поверхонь, яки б забезпечували зміну аеродинамічних сил без порушення балансування. Поворот усього літака в горизонтальній площині без зміни площинного положення літака практично неможливий. Відомий літак, що містить фюзеляж круглого перетину з кабіною екіпажа у носовій частині, двигуни, розташовані у хвостовій частині фюзеляжу, крило фіксованої стріловидності, додаткові несучі поверхні, установлені нерухомо у носовій частині фюзеляжу перед крилом, постачені рульовими поверхнями, кілі з рулем повороту, розташовані на закінцівках крила [2]. Недоліком відомого літака є його низька (слабка) маневреність. Причиною цього є конструктивне виконання крила великого подовження з малою будівельною висотою хорд крила по його довжині (мала вигінна і крутильна жорсткість). Так само, переднє розташування додаткового горизонтального оперення відносно крила не дозволяє використовува ти аеродинамічні пристрої, що дозволяють підвищити коефіцієнт піднімальної сили Су крила при зльоті і посадці. При одночасному повороті рульових поверхонь на обох кілях, конструктивне виконання останніх (кілі з рулями повороту розташовані позаду центру мас літака) не забезпечує створення бічної сили, яка дозволяє переміщати літак у площині без зміни напряму руху, кутів атаки, крену і ковзання. Відомий маневрений літак, що містить фюзеляж з кабіною екіпажа в носовій частині, двигун, розташований у хвостовій частині фюзеляжу, крило фіксованої стріловидності, на якому на відстані близько 50% напіврозмаху від осі літака встановлені два кіля з рулями напрямку, трьохстоєчне шасі з носовим колесом [3] Недоліком відомого маневреного літака є те, що конструктивне розташування кілів з рулями напрямку позаду від центру мас літака, не забезпечує літаку його поворот у горизонтальній площині без зміни площинного положення останнього (не усувається "нишпорення" літака після руху рулями напрямку). Найбільш близьким технічним рішенням, обраним за прототип, є маневрений літак, що містить фюзеляж круглого перетину з повітрязабірником і кабіною екіпажу у носовій частині, двигун, розташований у хвостовій частині фюзеляжу, стріловидне крило змінюваної стріловидності з механізацією у вигляді поворотних закрилків на задній крайці крила та з пілоном, установленим на нерухомій частині крила, хвостове оперення нормальної схеми і трьохстоєчне шасі з носовим колесом [4]. Недоліками маневреного літака, обраного за прототип, є неможливість забезпечення повороту всього літака в горизонтальній площині без зміни напряму руху (польоту), кутів атаки, крену і ковзання. Збільшення коефіцієнта піднімальної сили Су крила відбувається тільки за рахунок механізації крила, що не є достатнім; До недоліків відноситься і те, що неможливе підвищення ефективності закрилка через відсутність додаткового зовнішнього обдува поверхні крила і закрилка зверху (шляхом "прилипання" потоку повітря до верхньої поверхні крила і випущеної механізації), що знижує коефіцієнт піднімальної сили, особливо на режимах злету і посадки [5]. В основу винаходу поставлено задачу шля хом усунення недоліків прототипу забезпечити поворот літака в горизонтальній площині без зміни напряму руху (польоту). Суть винаходу в маневреному літаку, що містить фюзеляж круглого перетину з повітрязабірником і кабіною екіпажа у носовій частині, двигун, розташований у хвостової частини фюзеляжу, стріловидне крило змінюваної стріловидності з механізацією у виді поворотних закрилків на задній крайці крила та з пілоном, установленим на нерухомій частині крила, хвостове оперення нормальної схеми і трьохстоєчне шасі з носовим колесом, досягається тим, що нерухома частина крила постачена гальмовим щитком, розташованим у носовій частині крила на його верхній поверхні, та додатковою несучою поверхнею, розташованою над крилом у його передній частині, при цьому пілон виконаний у вигляді вертикального оперення з рулем повороту, додаткова несуча поверхня виконана з можливістю переміщення щодо носка крила уздовж фюзеляжу й утворенням із крилом каналу, обмеженого фюзеляжем і додатковим вертикальним оперенням із профілем, що забезпечує звуження каналу щодо нерухомої частини крила у всьому діапазоні переміщень, нижня площина додаткової несучий поверхні постачена перепускними клапанами, у хвостовику додаткової несучої поверхні виконана щілина для видування повітря, причому гальмовий щиток у відхиленому положенні замикає канал, що звужується, і фіксується в замках на додатковій несучій поверхні. Порівняння технічного рішення, що заявляється, із прототипом, дозволяє зробити висновок, що маневрений літак, який заявляється, відрізняється тим, що нерухома частина крила постачена гальмовим щитком, розташованим у носовій частині крила на його верхній поверхні, та додатковою несучою поверхнею, розташованою над крилом у його передній частині, при цьому пілон виконаний у вигляді вертикального оперення з рулем повороту, додаткова несуча поверхня виконана з можливістю переміщення щодо носка крила уздовж фюзеляжу й утворенням із крилом каналу, обмеженого фюзеляжем і додатковим вертикальним оперенням із профілем, що забезпечує звуження каналу щодо нерухомої частини крила у всьому діапазоні переміщень, нижня площина додаткової несучий поверхні постачена перепускними клапанами, у хвостовику додаткової несучої поверхні виконана щілина для видування повітря, причому гальмовий щиток у відхиленому положенні замикає канал, що звужується, і фіксується в замках на додатковій несучій поверхні. Таким чином, маневрений літак, який заявляється, відповідає критерію винаходу "новизна". Суть винаходу пояснюється за допомогою креслень, де на фіг.1 представлений загальний вигляд маневреного літака у ракурсі 3/4 на виді спереду зліва, на фіг.2-3 показані схеми роботи додаткового вертикального оперення при маневруванні літака в горизонтальній площині, відповідно, без участі додаткового вертикального оперення та при повороті руля зазначеного додаткового вертикального оперення сумісно з рулем вертикального оперення, на фіг.4 представлена схема конструкції додаткової несучої поверхні, на фіг.5 показаний перепускний клапан в закритому положенні, на фіг.6 показаний перепускний клапан у відкритому положенні при перепуску повітря, на фіг.7 представлена схема взаємного розташування крила і додаткової несучої поверхні при різних режимах роботи, на фіг.8 представлена схема спільної роботи додаткової несучий поверхні, крила і гальмового щитка. Маневрений літак (як варіант конструктивного виконання) містить фюзеляж 1 круглого перетину з повітрязаборником 2 і кабіною 3 екіпажа у носовій частині, двигун 4 у хвостовій частині фюзеляжу, стріловиднє крило 5 змінюваної стріловидності з механізацією у вигляді поворотних закрилків 6 на задній крайці крила 5, вертикальне 7 і горизонтальне 8 оперення нормальної схеми, трьохстоєчне шасі з носовим колесом 9 і основними опорами 10 шасі. На нерухомій частині крила 5 у районі поворотного вузла виконаний пілон у вигляді додаткового вертикального оперення 11 з рулем повороту 12. На борту фюзеляжу 1 у районі носка крила 5 і на додатковому вертикальному оперенні 11 виконані напрямні 13, у яких встановлені додаткові несучі поверхні 14. Нижня площина додаткових несучих поверхонь 14 виконана з отворами 15 (див. фіг.4-6), що закриваються пропускними клапанами 16. У хвостовику додаткової несучої поверхні 14 виконана щілина 17 (див. фіг.4) для видуву повітря з внутрішньої порожнини зазначеної несучої поверхні 14. Гальмовий щиток 18 (що встановлений на нерухомій частині крила 5) виконаний з можливістю відхилення уверх з фіксацією у висун утому положенні в замках 19, розміщених на додатковій несучій поверхні 14. Маневрений літак працює таким чином. Зліт літака відбувається аналогічно літаку, який обрано за прототип, при цьому перед злітом випускається механізація крила 5 у вигляді поворотного закрилка б, що встановлюється на злітний кут (у злітне положення), додаткові несучі поверхні 14 переміщуються по напрямним 13 (виконаним на фюзеляжі 1 і на додатковому вертикальному оперенні 11) убік кіля 7 на відстань, не менше 1/3 своєї хорди відносно передньої крайки крила 5. Гальмовий щиток 18 знаходиться в прибраному положенні, при якому йогоповерхня збігається з обводами нерухомої частини крила 5. У процесі збільшення тяги двигуна 4, відбувається розбіг літака на трьох опорах (позиції, відповідно, 9 і 10) з відривом при необхідній швидкості передньої стійки шасі 9, і зліт літака з наступним прибиранням стійок 9 і 10. При зльоті літака набігаючий потік повітря, який обтікає крило 5, попадає в канал 21, утворений верхньою поверхнею крила 5 і нижньою поверхнею (позиція 20) додаткової несучої поверхні 14, бортом фюзеляжу 1 і стінкою додаткового вертикального оперення 11 (канал 21 конструктивно виконується звужуючимся з метою збільшення швидкості витікання повітря з зазначеного каналу 21). Потік повітря, якій витікає з каналу 21, додатково притискається до поверхні крила 5 шляхом впливу на нього відгину задньої крайки додаткової несучий поверхні 14 і витікаємого з великою швидкістю із щілини 17 (на задній крайці поверхні 14) струменя повітря. Такий вплив на потік повітря приводить до того, що зазначений потік повітря стає безвідривним і має ламінарний характер течії навіть при великих кутах атаки. Збільшення швидкості потоку поблизу верхньої поверхні закрилка 6 дозволяє затримати відрив потоку до великих кутів відхилення закрилка 6. Одночасно на закрилку потоком повітря здійснюється здув прикордонного шару, що так само дозволяє забезпечити практично безвідривне обтікання закрилка (див. фі г.7) [6]. У горизонтальному польоті додаткові несучі поверхні 14 автоматично переміщуються по напрямним 13 (вперед за напрямом польоту) на відстань не менше 1/3 своєї хорди попереду носка крила 5 (із виступанням над площиною крила 5). У цьому випадку отримується найвигідніший аеродинамічний ефект спільного використання додаткових несучих поверхонь 14 і основного крила 5. Піднімальна сила D - PS створюється як основним крилом 5, так і додатковою несучою поверхнею 14 (за рахунок складання сил -Ркр та -Рднп). Для усунення надмірного додаткового тиску під додатковими і несучими поверхнями 14 (яке підвищується через збільшення швидкості польоту Vo), по всій площі нижньої поверхні додаткової несучій поверхні 14 виконані отвори 15, закриті отредуцированими перепускними клапанами 16 (див. фіг.2-4). При надлишковому тиску в каналі 21, що звужується, перепускні клапани 16 відкриваються і перепускають повітря, що знаходиться під надлишковим тиском, за додаткові несучі поверхні 14 через щілину 17 на задній крайці. Це робиться для того, щоб позитивний тиск +Р не замикало канал 21, інакше частина крила 5 виключиться з роботи зі створення піднімальної сили. З метою різкого зниження величини піднімальної сили Р, наприклад, для різкого гальмування літака в польоті при виконанні еволюції, випускається гальмовий щиток 18 (див. фіг. 8), що перекриває звужуючийся канал 21 і виключає з роботи, щодо створення піднімальної сили, частину крила 5, яка знаходиться за щитком 18, і додаткову несучу поверхню 14. Цей ефект може бути застосований і на посадці при торканні основними стійками шасі 10 злітно-посадочної смуги аеродрому. У польоті зміна напряму руху літака може здійснюватися або роботою руля напрямку 22 основного кіля 7, або спільною роботою руля напрямку 22 основного вертикального оперення 7 і додаткового вертикального оперення 11, постаченого (кожний) так само рулями повороту 12 (див. фіг.1-3). У випадку використання тільки основного вертикального оперення 7 (з рулем напрямку 22) маневрування в горизонтальній площині відбувається зі зміною напряму руху, к утів атаки, крену і ковзання (див. фіг.2). У випадку спільної роботи зазначених основного 7 і додаткового 11 вертикальних оперень (за умови, що додаткове вертикальне оперення 11 знаходиться в безпосередній близькості до центра мас літака), переміщення літака в горизонтальній площині (у площині польоту) буде здійснюватися без зміни напряму руху літака (див. фіг.3). При посадці випускаються закрилки 6, що випускаються на посадочний кут. Одночасно додаткові несучі поверхні 14 зрушуються назад убік кіля 7 (та кіля 11), а передня стійка шасі 9 і основні стійки 10 випускаються. При перестановці додаткової несучої поверхні 14 у положення, що забезпечує безвідривне обтікання крила 5 з відхиленою механізацією 6, за рахунок організованого обтікання шляхом притискання потоку повітря до тангенціальної поверхні крила, велика частина крила обтікається ламінарним потоком. Цей захід дозволяє значно збільшити піднімальну силу крила 5 на посадочних режимах польоту. На пробігу, після торкання основними стійками 10 шасі злітно-посадочної смуги аеродрому відбувається автоматичне висування в робоче положення гальмового щитка 18, який, перекриваючи канал 21, що забезпечує безвідривне обтікання крила 5, сприяє різкому зменшенню піднімальної сили крила (див. фіг.8) і одночасно збільшує лобовий опір літака, зменшуючи тим самим посадочну швидкість і довжину пробігу. Додаткове вертикальне оперення 11 на режимах злету і посадки автоматично виключається з роботи. На цих етапах польоту працює тільки руль напрямку 22 основного кіля 7. Застосування додаткових несучи х поверхонь, установлених над крилом літака з можливістю подовжніх переміщень відносно носка крила, буде сприяти необхідній організації безвідривного обтікання поверхні крила на всіх режимах польоту, включаючи режими злету і посадки. Варіювання взаємного розташування додаткових несучих поверхонь відносно носка крила дозволить збільшити піднімальна силу крила за рахунок поліпшення обтікання крила з відхиленою механізацією ламінарним потоком повітря і за рахунок додаткової площі несучої поверхні. Застосування додаткового вертикального оперення, встановленого в безпосередній близькості до центра мас літака, і постаченого рулем повороту, дозволить виконувати еволюції літака в горизонтальній площині шляхом його площинного переміщення без зміни напряму руху літака, кутів атаки, крену і ковзання. Застосування всіх перерахованих ви ще нововведень дозволить зробити літак більш ефективним і високоманевреним. Підвищення ефективності застосування маневреного літака, який заявляється, у порівнянні з прототипом, досягається за рахунок встановлення додаткового вертикального оперення і додаткової несучої поверхні, яка розташована над крилом у його передній частині, що, у свою чергу, забезпечить можливість повороту всього літака в горизонтальній площині без зміни напряму руху (польоту), кутів атаки, крену і ковзання. Підвищення ефективності застосування маневреного літака, який заявляється, у порівнянні з прототипом, досягається також за рахунок збільшення коефіцієнта піднімальної сили Су крила шляхом додаткового зовнішнього обдува поверхні крила і закрилка зверху (шля хом "присипання" потоку повітря до верхньої поверхні крила і випущеної механізації), що знижує піднімальну силу, особливо на режимах злету і посадки. Джерела інформації: 1. "Проектування літаків", видання третє, перероблене і доповнене. Під ред. д-ра техн. наук проф. C.M. Erepa., M.. Машинобудування, 1983 р., стор.594, мал. V-2, V-4 - аналог. 2. Журнал "Интеравиа" (Швейцарія), №3, 1987р., стор.202, №1I, 1988р., стор.63 - аналог. 3. Довідник по зарубіжним літакам і вертольотам, їздат. Центрального аерогідродинамічного інституту ім. проф. Н.Е. Жуковського, Бюро наукової інформації, 1961р., стор.236-237. Літак фірми Чанс Воут F7U "Катлас" аналог. 4. Журнал "Крылья Родины", №9, 1991р. стр.33-34. фронтовий винищувач-бомбардувальник Су-17 прототип. 5. "Проектирование самолетов", видання третє, перероблене і доповнено. Під ред. д-ра техн. на ук проф. С.М. Егера, М., Машинобудування. 1989г. стр.290-291. 6. "Практическая аэродинамика маневренных самолетов". Підручник для льотного складу. Під загальною редакцією Н.М. Лисенко, М., Військове видавництво Міністерства оборони СРСР, 1977р., стор.24-30.