Авіаційний космічний комплекс

Реферат: UA 85001 U UA 85001 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Корисна модель належить до області авіації і може використовуватися при створенні авіаційних космічних комплексів (АКК) аеродромного базування. Відомий АКК, де ракета-носій (РН) з супутником розміщуються на літаку-носії (ЛН) із змінною геометрією, що складається з фюзеляжу, верхнього та нижнього цільноповоротних крил з від'ємною стрілоподібністю, двигунів, оперення. Крила закріплені в шарнірних вузлах і з'єднані з приводом (з. u 2013 01399).У крейсерській конфігурації цього ЛН тільки невеликі зовнішні секції елеронів задніх півкрил можуть використовуватись в керуванні по крену, площа їх невелика, як і малий розмах задніх півкрил. Але для деяких режимів польоту ЛН, наприклад при скиданні РН у бік з креном, необхідне ефективне керування по всіх трьох каналах. Технічною задачею, на яку спрямована дана корисна модель, є покращення керованості ЛН по крену на великих швидкостях. Для вирішення цієї задачі у авіаційному космічному комплексі, що включає ракету-носій з супутником на літаку-носії, який має двигун, фюзеляж, оперення, верхнє та нижнє цільноповоротні крила, виконані з від'ємною стрілоподібністю та оснащені елеронами, закрилками, передкрилками, систему керування літаком-носієм, що включає систему керування за креном, курсом та тангажем згідно з корисною моделлю, на задніх півкрилах предкрилок розділено на внутрішню та зовнішню секції під кутом 40-50 град., при цьому зовнішні секції виконані відхилюваними догори та донизу на кут δ= -25 град….+30 град, та оснащені приводами, що взаємодіють з системою керування за креном при стрілоподібності задніх півкрил від 45 град, до максимальної. Корисна модель ілюструється кресленнями. На фіг. 1 ЛН на злітній конфігурації. На фіг. 2 його крейсерська конфігурація. На фіг. 3 вигляд ЛН спереду на стоянці. На фіг. 4 поперечний переріз ЛН. На фіг. 5 вигляд зверху на цю частину фюзеляжу. На фіг. 6 ЛН на стоянці (де "Ц.М.Р.Н.» центр мас РН, "Ц.М.Л.Н.» центр мас ЛН). На фіг. 7 Схема створення "чистого" моменту крену V-подібним оперенням ЛН (де "ц.м.» центр мас ЛН). Основу АКК складає ЛН, що вміщує фюзеляж 1 квадратної форми в середніх його зрізах, двигун 2, оперення 3, верхнє 4 і нижнє 5 крила, носове 6 та основне 7 шасі. Між силовими шпангоутами 8 і 9 фюзеляжу 1 встановлені вузли повороту 10 і 11 крил 4 і 5. На шпангоуті 9 кріпляться стійки основного шасі 7 в вузлах 12 повороту назад основних стійок. Кінцеві частини передніх півкрил закриваються обтічниками 13 і 14. На передньому лонжероні передніх півкрил і на задньому лонжероні задніх півкрил встановлені елементи фіксації крила в крейсерському польоті з фіксаторами 15, 16, 17, 18, розміщеними по бортах фюзеляжу. Фіксатори 15, 16 відвертають відсмоктування передніх півкрил і їх дивергенцію. Фіксатори 17, 18 у крейсерському польоті розвантажують несуче крило від згинаючого моменту (передають його на фюзеляж). Під верхнім півкрилом (крейсерська конфігурація) у борті виконано виріз 19 для розміщення відсіку 20 під ракету-носій 21 із супутником 22. Відсік закривається двома стулками 23. По довжині відсіку в шпангоутах фюзеляжу (8, 9 та ін.) виконані підковоподібні вирізи 24 з паралельними сторонами 25, на яких виконані направляючі та механізми кріплення та скидання РН (не показано). Таким чином навантаження від РН може рівномірно розподілятись по шпангоутам ЛН. Для підсилення фюзеляжу в площині симетрії ЛН від повітрозбірників двигунів до середини фюзеляжу розміщена вертикальна стінка 26, яка одночасно є стінкою паливних відсіків. У ЛН встановлені закрилки 27, елерони 28а, 286, які незначно відрізняються формою свого внутрішнього торця і приводяться в дію від елементів системи керування. По всьому розмаху крил встановлені передкрилки 29 типу "відхилюваний носок крила" (надалі "передкрилки"). На передніх півкрилах вони цілісні та виконані відхилюваними до низу на кут δ = 0 … +30 град. На задніх півкрилах передкрилок розділений на внутрішню 29а та зовнішню 29б секції під кутом 45 град., при цьому внутрішні секції 29а також виконані відхилюваними до низу на кут від 0 до +30 град., а зовнішні секції 296 виконані відхилюваними догори та донизу на кут δ=-25 град…+30 град. та оснащені приводами, що взаємодіють з елементами системи керування при стрілоподібності задніх півкрил від 45 град, до максимальної. У злітно-посадковому режимі керування передкрилками сигнал керування надходить від елементів системи керування ЛН. Під час зльоту ЛН має конфігурацію "біплан". У цій конфігурації він швидко злітає та набирає необхідну висоту Η з невеликою турбулентністю атмосфери. На цьому етапі відбувається виробка палива із дальніх баків по розмаху тих півкрил, які прибираються вперед, це полегшує поздовжнє балансування ЛН. Потім він переходить в горизонтальний політ, приймає крейсерську конфігурацію на швидкості 0.6…0.65 Μ і надалі збільшує швидкість та висоту до крейсерських. 1 UA 85001 U 5 10 15 20 Передні (по хорді крила) кромки передніх півкрил виходять збоку від фюзеляжу в набігаючий потік і, як крила надмалого подовження, створюють необхідний кабрувальний момент для поздовжнього балансування ЛН. Закінчення польоту та приземлення проходять у зворотному порядку. У даному АКК конструкцію виконано доволі оригінально, як і роботу органів керування за креном. Вже при деяких невеликих кутах повороту передніх півкрил елерони на них вимикаються від системи керування і фіксуються в нейтральне положення. При більших кутах повороту крил працюють по крену, при необхідності, елерони тільки задніх півкрил, а при досягненні кута їх стрілоподібності 45 град., вмикаються в роботу зовнішні секції передкрилків, від елементів системи керування, які враховують швидкість обтікання (М) та стрілоподібність (χ). Якщо в ЛН-прототипі і запропонованому на обох площинах оперення типу "метелик" розміщені окремо керуючи секції, то при відхиленні секції згідно з фіг. 7, створюючи на кожній секції силу F, можна отримати "чистий" момент крену Мкр, вилучити шляховий момент, грубо оцінюючи момент по крену Мкр =2*l1*F-2*l2*F=2*F*(l1-l2), для великих значень М (де l1 та l2 плечі важелів цих сил). Але витрати на аеродинамічний опір при цьому будуть великі, набагато більше ніж при відхиленні керуючих поверхонь на кінцівках горизонтальних площин задніх крил і значить будуть великі витрати в аеродинамічній якості. Уведення розроблених роздільних передкрилків на задніх півкрилах значно підвищують керуючий момент ЛН по крену (в крейсерській конфігурації ЛН) і зменшують вказані аеродинамічні втрати. Дане технічне рішення дозволяє покращити керованість ЛН по крену для швидкісних режимах польоту, особливо при скиданні PH. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 25 30 Авіаційний космічний комплекс, що включає ракету-носій з супутником на літаку-носії, який має двигун, фюзеляж, оперення, верхнє та нижнє цільнозворотні крила, виконані з від'ємною стрілоподібністю та оснащені елеронами, закрилками, передкрилками, систему керування, враховуючи систему керування за креном, курсом та тангажем, який відрізняється тим, що на задніх півкрилах передкрилок розділено на внутрішню та зовнішню секцію під кутом 40-50 град., при цьому зовнішні секції виконані відхилюваними догори та донизу на кут =-25 град....+30 град. та оснащені приводами, що взаємодіють з системою керування за креном при стрілоподібності задніх півкрил від 45 град, до максимальної. 2 UA 85001 U 3 UA 85001 U Комп’ютерна верстка І. Мироненко Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 4