Літак

1. Літак, що включає оснащений крилами фюзеляж з носовою частиною змінного поперечного перерізу, принаймні один повітрозабірник, а також хвостове оперення з горизонтальним та вертикальним оперенням, який відрізняється тим, що оснащений пристроєм для керування вихорами на напливі крила по носовому ребру, виконаним таким чином, щоб забезпечити симетричний відрив вихорів, генерованих напливом крила на середніх і великих кутах атаки, при цьому пристрій виконаний з можливістю взаємодії з хвостовим оперенням, в якому вертикальне та горизонтальне хвостове оперення зміщені відносно одне одного таким чином, що кіль приєднаний до крил з перекриванням його носовим ребром задніх ребер крил для підтримання бокової стабільності. 2. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що носова частина фюзеляжу виконана з низьким відносним подовженням та з профілем змінної геометрії, починаючи від носка до ребра, приєднуючого зазначену частину до носка напливу крила, причому профіль має, починаючи з носка, по суті круглий поперечний переріз, а потім біля носка напливу крила має переріз зі скошеними боками. 3. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що горизонтальне та вертикальне хвостове оперення змі C2 2 UA 1 3 77018 4 атаки (кутах між літаком і напрямком набігаючого до крил з перекриванням його носовим ребром повітряного потоку у будь-який момент). задніх ребер крил для підтримання бокової стабіЛегко зрозуміти, що в таких польотних умовах льності. для надійного забезпечення просторової орієнтації Саме така конструкція дозволяє створити політальний апарат має бути дуже стабільним і легко дібний до учбово-тренувального літак з високими керованим пілотом. льотно-технічними та експлуатаційними характеЦю стабільність забезпечують, використовуюристиками. чи спеціальне автоматичне обладнання, здатне Ця компоновка включає двомоторну форму створювати сили і моменти, потрібні для протидії виконання літака та відрізняється наявністю ряду небажаним ситуаціям у польоті. вельми специфічних конструктивних елементів. В той час, як стабільність літака по осі тангажа Сполучена з двомісною кабіною (тандем) із можна контролювати, оптимізуючи запас статичної взаємопов'язаними органами керування носова стабільності та час подвоєння амплітуди, бокову частина, яка має суттєво круглий змінний переріз, нестабільність (по осям крена та рискання) при відрізняється малим відносним подовженням та великих кутах атаки може бути важко контролюваоптимізована для польотів на великих кутах атаки. ти навіть з використанням сучасних систем керуУ цю частину можна легко вбудувати радар для вання польотами. бойового літака. Отже виникає необхідність максимального піФорма і розміри носової частини оптимізовані двищення бокової стабільності літака при великих для зниження вихрового впливу на аеродинамічні кутах атаки для забезпечення керованості та махарактеристики літака на середніх і великих кутах невреності літака, а також для уникнення втрати атаки. Згадані характеристики дозволяють зменстабільності та входження у штопор. шити поздовжню асиметрію при великих кутах атаРаніше, особливо останнім часом, мали місце ки, типову для носової частини круглого або еліпспроби модифікування аеродинамічної форми тичного перерізу. фюзеляжу та інших частин літака. Досі ці спроби Крім того, профіль крила відрізняється від стане дали позитивних результатів. ндартних тим, що він спроможний вписатись у сисТому у рамках зазначених вище вимог, однією тему, здатну мінімізувати ефекти бафтингу, харакіз задач винаходу є вирішення згаданих вище протерні для крил з малим відносним подовженням і блем і, зокрема, проблеми, що стосується ствотонким профілем змінної кривизни. рення літака з поліпшеними аеродинамічними хаАеродинамічна схема включає також пристрій рактеристиками, здатної оптимізувати поведінку для керування вихорами на напливі крила по пелітака, особливо під час польоту на великих кутах редньому ребру, розміри якого забезпечують сиатаки. метричність відриву цих вихорів на середніх і веІншою задачею винаходу є запропонувати ликих кутах атаки, оскільки симетричний відрив компоновку літака з поліпшеними аеродинамічнивихорів сприяє боковій стабільності та керованості ми характеристиками, здатну зменшити вплив балітака на середніх і великих кутах атаки. фтингу, характерного для крил з малим відносним Згідно з винаходом, учбово-тренувальний ліподовженням, тонким профілем і змінною кривизтак має щонайменше один повітрозабірник для ною. двигуна, здатний забезпечувати льотно-технічні Подальшою задачею винаходу є створення ліхарактеристики та належну гідродинамічну взаєтака з поліпшеними аеродинамічними характерисмодію з двигуном, при цьому такий літак не передтиками, яка б забезпечила успішне уникання втрабачає вбудовування типового дефлектора на верти бокової стабільності та негативного впливу хній губі повітрозабірника, об'єднаного з напливом потоку газів від двигуна поблизу стінки фюзеляжу крила. та горизонтального хвостового оперення на лобоВинесення назад горизонтального хвостового вий опір, стабільність і поздовжню керованість оперення дозволяє знизити аеродинамічний лоболітака. вий опір, що створюється хвостовою частиною Ще однією задачею винаходу є створення ліфюзеляжу, а також оптимізувати поведінку літака така з поліпшеними аеродинамічними характерисв умовах штопору та поліпшити аеродинамічну тиками, здатну забезпечити вихід із штопора шлякомпоновку літака для маневрування на великих хом загальної оптимізації поведінки літака при кутах атаки. великих кутах атаки. Решта задач і переваги запропонованої комПоставлена задача вирішується тим, літаку, поновки літака будуть зрозумілі з подальшого опищо включає оснащений крилами фюзеляж з нососу винаходу та креслень, де на Фіг.1 - зображена вою частиною змінного поперечного перерізу, призапропонована компоновка літака, зокрема учбонаймні один повітрозабірник, а також хвостове во-тренувального літака, вид збоку; на Фіг.2 - заоперення з горизонтальним та вертикальним опепропонована компоновка літака, зокрема учбоворенням, згідно винаходу, оснащений пристроєм тренувального літака, вид зверху; на Фіг.3 - запродля керування вихорами на напливі крила по нопонована компоновка літака, зокрема учбовосовому ребру, виконаний так, щоб забезпечити тренувального літака, вид знизу; на Фіг.4 - запросиметричний відрив вихорів, генерованих зазнапонована компоновка літака, зокрема учбовоченим напливом крила на середніх і великих кутах тренувального літака, вид спереду; на Фіг.5 - заатаки, при цьому вказаний пристрій взаємодіє з пропонована компоновка літака, зокрема учбовохвостовим оперенням, в якому вертикальне та тренувального літака, вид ззаду; на Фіг.6 - переріз горизонтальне хвостове оперення зміщені відноспо лінії VI-VI Фіг.2; на Фіг.7 - частковий поздовжній но один одного таким чином, що кіль приєднаний переріз носової частини фюзеляжу літака; на Фіг.8 5 77018 6 - переріз по лінії VIII-VIII Фіг.7; на Фіг.9 - переріз по бути пристрій для керування вихорами на напливі лінії ІХ-ІХ Фіг.7; на Фіг.10 - переріз по лінії Х-Х крила, а допуски можуть визначатися по співвідФіг.7; на Фіг.11 - переріз по лінії ХІ-ХІ Фіг.7; на ношенню між площею напливу крила та висотою Фіг.12 - переріз по лінії ХІІ-ХІІ Фіг.7; на Фіг.13 - пепристрою для керування завихренням на напливі реріз по лінії ХІІІ-ХІІІ Фіг.7; на Фіг.14 - переріз по крила. Величина цього співвідношення дорівнює лінії XIV-XIV Фіг.7; на Фіг.15 - переріз по лінії XV2,35м, а діапазон допусків становить від +100% до XV Фіг.7; на Фіг.16 - переріз по лінії XVI-XVI Фіг.7; -50% від зазначеної величини. Фіг.17 - переріз по лінії XVII-XVII Фіг.7; на Фіг.18 Форма носової частини 52 фюзеляжу літака 10 елемент компоновки літака в аксонометрії у збіта її розміри оптимізовані у ще більшій мірі для льшеному масштабі. зниження впливу завихрення на ній на аеродинаНа цих кресленнях літаку, зокрема учбовомічні характеристики літака 10 при польотах на тренувальному літаку, що має компоновку з посередніх і великих кутах атаки, при цьому згадані ліпшеною аеродинамічною якістю, надано загальхарактеристики дозволяють також знизити курсову не позначення 10. асиметрію при великих кутах атаки, типових для Літак 10 включає фюзеляж 12 з верхньою 14 і носової частини круглого або еліптичного перерізу. нижньою 16 боковими стінками, а також закріплені Згідно з винаходом, носова частина 52 фюзена фюзеляжі два крила, тобто праве 18 і ліве 20 ляжу літака 10 характеризується послідовністю крила відповідно. Праве крило 18 має кінець 22, а перерізів різної геометрії, починаючи з носка 74 ліве - кінець 24. носової частини фюзеляжу до її крайки, яка зливаЛітак 10 обладнаний також рулем повороту 34, ється з носком напливу крила. встановленим на кілі 38, і горизонтальне хвостове Переважним, але не обмежуючим варіантом оперення 44 з правим 26 і лівим 28 стабілізаторагеометричної форми та послідовності перерізів між ми із кінцівками 30 і 32 відповідно. носком 74 носової частини фюзеляжу та переріУ найкращій, але не обмежуючій формі викозом, що відноситься до її ділянки 76 (розташованої нання винаходу, як уже було зазначене вище, ліприблизно на початку двомісної кабіни 54), є простак має двомоторну форму виконання та відповідтий варіант, який ілюструється послідовністю пено оснащений двома повітрозабірниками 48 і рерізів, представленою на Фіг.8-17, з якої видно, як соплами 60 двигунів. здійснюється послідовний перехід від приблизно У передній зоні 52 фюзеляжа, в яку для бойокругового перерізу носової частини фюзеляжу вого варіанта виконання літака може бути вбудо(Фіг.8-11) до овалізованого перерізу (Фіг.12-17). ваний радар, розташована кабіна 54 для двох піЗ наведених фігур креслень можна бачити лотів з відповідним обладнанням, захищена зміщення носової частини 52 фюзеляжу по полобовим склом 62. Може бути також передбачений вздовжній осі К, від носка 74 до базового перерізу, шланг 58 для дозаправки літака 10 у повітрі. зображеного на Фіг.17. Зокрема, згідно з переважКожне з крил 18, 20 літака 10 (Фіг.2 та 3) ною формою виконання винаходу, співвідношення оснащене елероном 56 і злітно-посадочним двоміж довжиною L носової частини 52 фюзеляжу, щілинним закрилком 64, вмонтованими у заднє починаючи з носка 74 до перерізу по лінії XVIIребро 70 крила 18, 20, а також іншими пристроями XVII, та середнім співвідношенням між величинадля оптимізації кривизни профілю крила (зависанми осей А і В перерізу, представленому на Фіг.17, ня переднього ребра) 66, вмонтованими у переднє становить 1,873 з допусками ±10%. ребро 68 крила. Такий профіль утворений у відпоСтруктурні особливості та їхній вплив на відності до спеціальної геометрії на основі загальпольотні умови визначаються комбінацією згаданої аеродинаміки, зазначеної у цьому опису. них вище параметрів (з урахуванням допусків, Зокрема, згідно з винаходом, для отримання якщо вони є) і послідовністю перерізів носової часвисокої аеродинамічної якості та стабільності тини 52 фюзеляжу від носка 74 фюзеляжу літака польоту технічні характеристики літака 10 мають 10 до базового перерізу, зображеного на Фіг.17. бути такими. На Фіг.18 більш детально показаний повітроНасамперед, аеродинаміка літака характеризабірник 46 двигуна, який також . справляє свій зується наявністю пристрою 72 (Фіг.1) для керувплив на льотно-технічні характеристики літака 10, вання вихорами на напливі крила на носовому насамперед, що стосується газодинамічної взаєребрі при польотах на середніх та великих кутах модії з відповідним реактивним двигуном. атаки. Наплив крила з готичною формою та плоПовітрозабірник 46 має передню крайку змінщею до 6,4% від загальної площі крила (згідно з ного радіусу, оптимізовану у нижній частині для винаходом) забезпечує можливість створення визниження спотворення повітряного потоку на вході хрової підйомної сили при польотах на великих двигуна при великих кутах атаки та у бічній частині кутах атаки, а конструкція напливу крила удоскодля зниження лобового опору, зумовленого витіналена встановленням на його кінці вказаного канням повітря на білязвукових швидкостях. пристрою для керування вихорами на напливі криЗокрема середній радіус 76А передньої крайки ла, що забезпечує симетричний відрив вихорів при внутрішньої губи повітрозабірника становить 7мм польотах на великих кутах атаки при боковому при середньому радіусі 78 передньої крайки нижковзанні та перешкоджає втраті бокової стабільноньої губи, дорівнюючому 17,5мм, і середньому сті. радіусі зовнішньої губи 80, дорівнюючому 14мм. У Розміри пристрою 72 для керування вихорами результаті цього площа захвата повітрозабірника на напливі крила залежать від лобового розміру становить близько 0,322м2, площа його горловини напливу крила, при цьому, у будь-якому випадку, - близько 0,257м2, а лобова площа двигуна - бличим більшим є наплив крила, тим більшим має зько 0,273м2 (ці значення стосуються одного пові 7 77018 8 трозабірника). порівняно зі стандартними крилами перш за все Повітрозабірник 46 не має дефлектора у верхстосується радіусу R переднього ребра крила ній частині кожного боку, при цьому він об'єднаний (Фіг.6), яке, як відомо з попереднього рівня техніки, з напливом крила, що обумовлено особливим мало круглу форму, а зараз отримало трикутну співвідношенням між довжиною та формою наплиформу для оптимізації положення точки загальмову крила, а наплив крила фактично виконує функваного потоку за наявності переднього ребра 68 і цію екрана на великих кутах атаки. "завісання переднього ребра" 66, відхилюваного Повітрозабірник може бути оснащений двома при середніх кутах атаки. додатковими стулками (не показані), розташоваЯк випливає з Фіг.6, на якій показаний переріз ними на верхній частині з'єднання між крилом 18, по лінії VI-VI Фіг.2 у збільшеному масштабі, кожне 20 і фюзеляжем 12, які відкриваються під дією крило має профіль змінної кривизни як уздовж попередньо напружених пружин, вмонтованих у переднього ребра 66 ("відхилюваного переднього шарніри стулок, коли тиск у каналі повітрозабірниребра"), так і уздовж заднього ребра 70, поблизу ка стає нижчим за тиск на вказаному з'єднанні між елеронів 56. Ці елерони використовуються лише крилом і фюзеляжем. на білязвукових режимах, щоб зменшити кривизну Призначенням цих стулок є зниження (в їхпрофілю крила для зниження ефекту стисливості. ньому відкритому положенні) локальних кутів атаЗгідно запропонованому рішенню відносне поки на губах повітрозабірника 46 при великих кутах довження носового ребра 68 по хорді становить атаки за рахунок зниження масової витрати повіт0,368% з допусками від +0,5% до 0,2% від номінаря через повітрозабірник 46. льного значення, а згідно рішенню при загальному Однієї з властивостей літака 10, що забезперозмаху крил, за якого подовження переднього чують його високі льотно-технічні характеристики, ребра по хорді є застосовним, порівняно із станстабільність та аеродинамічну якість, є винесення дартними рішеннями, дорівнює 8,2% з допусками уперед вертикального хвостового оперення 38 від +10% до 5% від номінального значення. відносно горизонтального хвостового оперення 44. Літак 10 відрізняється також конструкцією фюЦе дозволяє знизити лобовий опір, що створюєтьзеляжа 12, у задню частину 16 якого вмонтовані ся задньою частиною фюзеляжу, у результаті чого сопла двигуна та який має хвостову частину 90 забезпечується оптимізація поведінки літака 10 в (Фіг.3). Таким чином, зона поблизу сопел двигунів умовах штопору та, крім того, поліпшується його має більш оптимальну конструкцію, щонайменше аеродинамічна якість при польотах на великих дозволяє знизити негативний вплив на лобовий кутах атаки. опір, а також на поздовжні стабільність та кероваВертикальне хвостове оперення трапецеїданість, який створюють потоки повітря до двигунів льної форми зв'язане з крилами та включає руль поблизу бічної стінки 12 фюзеляжу та потоки газів напрямку 34. Це означає, що переднє ребро 36 з двигунів поблизу горизонтального хвостового руля (Фіг.1) перекриває задні ребра 70 крил 18, 20, оперення 44. що сприяє виходу літака із штопору та оптимізує Літак 10 відрізняється також триколісним шасі, поведінку літака 10 на великих кутах атаки. яке включає носову та головні опори. Носова опоГоризонтальним хвостовим оперенням трапера включає опорну стійку, чотири дверцята, які цеїдальної форми керують два незалежних привозамикають відсік, а також механізм прибирання ди, які забезпечують симетричне або асиметричне шасі у напрямку назад. відхилення рулів. Горизонтальне хвостове опеГоловна опора має механізм прибирання шасі рення оснащене шарнірною віссю 86 (Фіг.2), яка у напрямку вперед для створення місця вантажу відхиляється праворуч і ліворуч приблизно на 7,5° усередині фюзеляжу. від поперечної осі 88 для оптимізації шарнірного Згідно з винаходом, літак 10 має систему авмоменту та моменту інерції. томатичного керування польотом ("електродистаРозташовані із зміщенням у поздовжньому нанційне керування") з цифровою квадруплексною прямку горизонтальне та вертикальне оперенняя надмірністю, яка дозволяє оптимізувати льотноможуть також характеризуватися допусками на технічні характеристики. Ця система забезпечує відношення відстані С (Фіг.1) між кінцями хорд безпеку польотів, автоматично обмежуючи польокореневих частин кіля та горизонтального хвостотні режими, які могли би створювати дискомфорт вого оперення 44, до плеча хвостового оперення, для пілотів або приводити до втрати керованості яке дорівнює 4181мм. З цього виникає, що це від("необтяжуюче пілотування"). ношення становить 1932/4181=0,462 з допуском З наведеної вище характеристики компоновки 10%. літака з поліпшеними аеродинамічними характеОтже профіль крила є модифікованим і оптиристиками, яка є предметом винаходу, цілком зромізованим порівняно з крилом звичайного учбовозумілі переваги такої компоновки. тренувального літака, що забезпечує зниження Також зрозуміло, що при використанні винахоефекту бафтинга, з урахуванням малого відносноду в компоновку літака можуть бути внесені інші го подовження крила, тонкого його профілю та зміни без виходу за межі об'єму патенту. Крім того, змінної кривизни. зрозуміло, що при здійсненні винаходу можуть Згідно з винаходом, крило 18, 20, навпаки, має бути використані інші матеріали, форми та розміри трапецеїдальну форму та середнє відносне подоелементів літака у відповідності до конкретних вження AR=4, а також характеризується наявністю вимог, а деякі елементи можуть бути замінені інзубчастого виступу S (Фіг.2) у точці, що відповідає шими елементами, які мають ті ж самі технічні ха67,5% повного розмаху крила. Ця модифікація рактеристики. 9 77018 10 11 Комп’ютерна верстка О. Гапоненко 77018 Підписне 12 Тираж 26 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601