Літак інтегрального аеродинамічного компонування

Реферат: Літак інтегрального аеродинамічного компонування містить фюзеляж, крило, консолі якого плавно зв'язані з фюзеляжем, горизонтальне і вертикальне оперення, дводвигунову силову установку. При цьому фюзеляж забезпечений напливом, який розташований над входом у повітрозабірники двигунів і включає керовані поворотні частини, середня частина фюзеляжу виконана сплощеною і утворена в подовжньому відношенні набором аеродинамічних профілів, мотогондоли двигунів рознесені одна від одної по горизонталі, а осі двигунів орієнтовані під гострим кутом до площини симетрії літака у напрямку польоту. UA 106677 C2 (12) UA 106677 C2 UA 106677 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Винахід стосується багаторежимних літаків, які експлуатуються на над- і дозвукових швидкостях польоту, в широкому діапазоні висот польоту. Переважна галузь застосування винаходу - багаторежимні надманеврені літаки з крейсерським польотом на надзвуковій швидкості і малим рівнем помітності в радіолокаційному діапазоні. Створення літака, здатного виконувати задачі в широкому діапазоні висот і швидкостей польоту, що має можливості надманевреності і, при цьому, що має малу помітність в радіолокаційному діапазоні довжин хвиль, є складною технічною задачею. До аеродинамічного компонування такого літака пред'являються вимоги максимізації аеродинамічної якості (збільшенню підіймальної сили і зменшенню сили лобового опору) на доі надзвукових швидкостях польоту, забезпеченню керованості на надмалих швидкостях польоту. До зовнішньої форми планера пред'являються вимоги по зниженню радіолокаційної помітності. Всі перераховані вимоги є суперечливими, а створення літака, що відповідає подібним вимогам, являє собою певний компроміс. Відомий літак, прийнятий як найближчий аналог, який поєднує ознаки багаторежимного надзвукового літака, що має надманевреність і малу радіолокаційну помітність. Відомий літак виконаний по нормальній балансувальній схемі з суцільноповоротним горизонтальним оперенням, що забезпечує керування літаком в подовжньому каналі (по тангажу) на всіх режимах польоту. Крім керування літаком в подовжньому каналі суцільноповоротне горизонтальне оперення застосовується для керування літаком по крену шляхом диференціального відхилення на режимах надзвукового польоту. Трапецієподібне крило має негативну стрілоподібність задньої кромки, що дозволяє реалізувати високі значення довжин хорд в кореневій частині для зменшення відносної товщини крила в цій зоні при високих значеннях абсолютної товщини крила. Це рішення спрямоване одночасно на зменшення хвильового опору на транс- і надзвукових швидкостях польоту, а також на збільшення запасу палива в крилових баках. Механізація передньої кромки крила представлена адаптивним поворотним носком, що застосовується для збільшення значення аеродинамічної якості в дозвуковому крейсерському польоті, для поліпшення обтікання крила на великих кутах атаки, а також для поліпшення маневрених характеристик. Механізація задньої кромки крила представлена: флаперонами, що застосовуються для керування підіймальною силою на режимах зльоту і посадки, а також для керування літаком по крену на режимах транс- і надзвукового польоту; елеронами, що застосовуються для керування літаком по крену на режимах зльоту і посадки. Дві консолі вертикального оперення, що складаються з кілів і рулів напрямку, забезпечують стійкість і керованість в шляховому каналі, і повітряне гальмування. Керування в шляховому каналі забезпечується синфазним відхиленням рулів напрямку, а повітряне гальмування диференціальним відхиленням рулів напрямку. Площини хорд консолей вертикального оперення відхилені від вертикалі на гострий кут, що дозволяє знизити радіолокаційну помітність літака в бічній півсфері. Повітрозабірники двигунів розташовані по боках фюзеляжу. Площини входу повітрозабірників скошені в двох площинах, що дозволяє забезпечити стійкий потік повітря, що надходить до двигунів на всіх режимах польоту, в тому числі на великих кутах атаки. Двигуни літака розташовані в хвостовій частині впритул один до одного, що при розташуванні повітрозабірників по боках фюзеляжу дозволяє реалізувати зігнуту форму каналів повітрозабірників. Дане рішення застосовується для зниження радіолокаційної помітності двигуна, і, як наслідок, літака загалом в передній півсфері, завдяки екрануванню компресорів двигунів конструкцією каналів повітрозабірників. Стулки «плоских» сопел реактивних двигунів, які відхиляються у вертикальних площинах дозволяють забезпечити керування вектором тяги, що, в свою чергу, дозволяє реалізувати можливість керування літаком в каналі тангажа на режимах малих швидкостей польоту, а також забезпечує запас пікіруючого моменту на закритичних кутах атаки спільно з суцільноповоротним горизонтальним оперенням. Подібне рішення забезпечує функцію надманевреності. (Lockheed Martin F/A-22 Raptor: Stealth Fighter. Jay Miller. 2005.) Як недоліки відомого літака можна указати наступне: - неможливість керування в каналах крену і рискання при польоті на малих швидкостях, оскільки двигуни розташовані впритул один до одного, що не дозволяє створити достатній для керування момент; 1 UA 106677 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 - розташування двигунів впритул один до одного унеможливлює розташування в фюзеляжі вантажних відсіків; 5 - зігнута форма каналів повітрозабірників вимагає збільшення їх довжини, і, отже, маси літака; - неможливість забезпечення «сходження» літака із закритичних кутів атаки при відмові системи керування реактивними соплами двигунів; - застосування нерухомих кілів з рулями напряму вимагає збільшення потреб площі вертикального оперення для забезпечення шляхової стійкості на надзвукових режимах польоту, що призводить до зростання маси оперення, і, отже, літака загалом, а також до збільшення лобового опору. Технічний результат, на досягнення якого спрямований винахід, полягає в створенні літака, що має малу радіолокаційну помітність, надманевреність на великих кутах атаки, високу аеродинамічну якість на надзвукових швидкостях і, одночасно, що зберігає високу аеродинамічну якість на дозвуковий режимах, можливість розміщення у внутрішніх відсіках великогабаритного вантажу. Вказаний технічний результат досягається тим, що в літаку інтегрального аеродинамічного компонування, що містить фюзеляж, крило, консолі якого плавно зв'язані з фюзеляжем, горизонтальне і вертикальне оперення, дводвигунову силову установку, фюзеляж забезпечений напливом, що розташований над входом у повітрозабірники двигунів і включає керовані поворотні частини, середня частина фюзеляжу виконана сплощеною і утворена в подовжньому відношенні набором аеродинамічних профілів, мотогондоли двигунів рознесені одна від одної по горизонталі, а осі двигунів орієнтовані під гострим кутом до площини симетрії літака у напрямку польоту. Крім того, вертикальне оперення виконане суцільноповоротним з можливістю синфазного і диференціального відхилення. Крім того, суцільноповоротне вертикальне оперення встановлене на пілонах, розташованих на бічних хвостових балках фюзеляжу, при цьому на фронтальній частині пілонів розташовані повітрозабірники продування мотовідсіків і теплообмінників системи кондиціонування. Крім того, горизонтальне оперення виконане суцільноповоротним з можливістю синфазного і диференціального відхилення. Крім того, реактивні сопла двигунів виконані з можливістю синфазного і диференціального відхилення. Крім того, входи повітрозабірників двигунів розташовані по боках носової частини фюзеляжу за кабіною екіпажу, при цьому нижня кромка входів повітрозабірників двигунів розташована нижче ободів фюзеляжу. Крім того, входи повітрозабірників двигунів виконані скошеними в двох площинах - відносно вертикальних подовжньої і поперечної площин літака Крім того, площини хорд консолей суцільноповоротного вертикального оперення відхилені від вертикальної площини на гострий кут. Крім того, передні кромки поворотної частини напливу, консолей крила і горизонтального оперення виконані паралельними одна одній. Крім того, задні кромки крила і горизонтального оперення 5 виконані паралельними одна одній. Винахід пояснюється кресленнями, де на фіг. 1 зображений літак інтегрального аеродинамічного компонування - вигляд зверху; на фіг. 2 - літак інтегрального аеродинамічного компонування - вигляд збоку; на фіг. 3 - літак інтегрального аеродинамічного компонування вигляд спереду; на фіг. 4 - Вигляд А фіг. 2. На представлених кресленнях позиціями позначені: 1 - фюзеляж 2 - наплив фюзеляжу 3 - консолі крила 4 - консолі суцільноповоротного вертикального оперення (СПВО) 5 - консолі суцільноповоротного горизонтального оперення (СПГО) 6 - мотогондоли двигунів 7 - повітрозабірники двигунів 8 - керовані поворотні частини напливу фюзеляжу 9 - поворотне носіння крила 10 - елерони 11 - флаперони 12 - пілон СПВО 13 - повітрозабірники продування мотовідсіків і теплообмінників системи кондиціонування 2 UA 106677 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 14 - поворотні реактивні сопла двигунів 15 - зрізи реактивних поворотних сопел двигунів 16 - осі обертання поворотних сопел двигунів 17 - площини обертання поворотних сопел двигунів Літак інтегрального аеродинамічного компонування являє собою моноплан, виконаний по нормальній балансувальній схемі, і містить фюзеляж 1 з напливом 2, крило, консолі 3 якого плавно зв'язані з фюзеляжем 1, суцільноповоротне горизонтальне оперення (далі - СПГО) 4, суцільноповоротне вертикальне оперення (далі - СПВО) 5, дводвигунову силову установку, двигуни якої розташовані в мотогондолах 6. Мотогондоли 6 двигунів рознесені одна від одної по горизонталі, а осі двигунів орієнтовані під гострим кутом до площини симетрії літака в напрямку польоту. Наплив 2 фюзеляжу 1 розташований над повітрозабірниками 7 двигунів і включає керовані поворотні частини 8. Поворотні частини 8 напливу 2 є передніми кромками середньої сплощеної частини фюзеляжу 1. Консолі 3 крила, плавно зв'язані з фюзеляжем 1, забезпечені механізацією передньої і задньої кромок, що включає поворотні носки 9, елерони 10 і флаперони 11. СПГО 4 встановлене на бічних хвостових балках фюзеляжу 1. СПВО 5 встановлене на пілонах 12, закріплених на бічних хвостових балках фюзеляжу 1. На фронтальній частині пілонів 12 розташовані повітрозабірники 13 продування мотовідсіків і теплообмінників системи кондиціонування. Установка СПВО 5 на пілонах 12 дозволяє збільшити плече опор осі СПВО 5, що, в свою чергу, забезпечує зниження реактивних навантажень на силові елементи каркаса планера літака і, відповідно, знизити вагу. Збільшення плеча опор СПВО 5 зумовлено тим, що верхня опора розміщена всередині пілона 12, що, власне, і дозволило збільшити плече опор (відстань між опорами). Крім того, пілони 12 є обтічниками гідроприводів СПВО 5 і СПГО 4, що дозволяє за рахунок винесення гідроприводів за межі фюзеляжу 1 збільшити об'єм вантажних відсіків між мотогондолами 6. Входи повітрозабірників 7 двигунів розташовані по боках носової частини фюзеляжу 1, за кабіною екіпажу, під поворотними частинами 8 напливу 2 і виконані скошеними в двох площинах - відносно вертикальних подовжньої і поперечної площин літака, при цьому нижня кромка входів повітрозабірників 7 двигунів розташована нижче обвідок фюзеляжу 1. Двигуни обладнані поворотними вісесиметричними реактивними соплами 14, поворот яких здійснюється в площинах орієнтованих під кутом до площини симетрії літака. Реактивні сопла 14 двигунів виконані з можливістю синфазного і диференціального відхилення для здійснення керування літаком шляхом відхилення вектора тяги. Схема орієнтації реактивних поворотних сопел 14 відображена на фіг. 4, на якій відображені: зрізи 15 реактивних поворотних сопел 14 двигунів, осі обертання 16 реактивних поворотних сопел 14 двигунів і площини 17 обертання поворотних реактивних сопел 14 двигунів. Літак має малу помітність в радіолокаційному діапазоні довжин хвиль, а завдяки забезпеченню надманевреності - виконує задачі в широкому діапазоні висот і швидкостей польоту. Збільшення аеродинамічної якості на дозвукових швидкостях польоту досягається за рахунок формування поверхні середньої частини фюзеляжу 1 (за винятком носової і хвостової частин) в подовжньому відношенні (в подовжніх перерізах) набором аеродинамічних профілів і застосуванням поворотних частин 8 напливу 2, що дозволяє включити поверхню фюзеляжу 1 в створення підіймальної сили. Високий рівень аеродинамічної якості на дозвукових швидкостях польоту досягається за рахунок застосування крила з консолями 3 трапецієподібної форми в плані з великою стрілоподібністю по передній кромці, великого звуження, з великим значенням довжини кореневої хорди і малим значенням довжини кінцевої хорди. Такий набір рішень Дозволяє при великих значеннях абсолютних висот крила, особливо в кореневій частині, реалізувати малі значення відносної товщини крила, що знижує значення приросту сили лобового опору виникаючого на транс- і надзвукових швидкостях польоту. СПГО 4 забезпечує можливість керування літаком в подовжньому каналі при синфазному відхиленні і в поперечному каналі при диференціальному відхиленні на транс- і надзвукових швидкостях польоту. СПВО 5 забезпечує стійкість і керованість в шляховому каналі на всіх швидкостях польоту і забезпечує функцію повітряного гальмування. Стійкість на надзвукових швидкостях польоту при недостатній потрібній статичній площі забезпечується завдяки відхиленню консолей СПВО 5 цілком. При виникненні обурення атмосфери або пориву вітру в шляховому каналі здійснюють синфазне відхилення консолей СПВО 5 у бік парирування обурення. Таке рішення дозволяє 3 UA 106677 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 зменшити площу оперення, зменшивши, тим самим, масу і опір оперення і літака загалом. Керування в шляховому каналі здійснюється при синфазному відхиленні СПВО 5, а повітряне гальмування - при диференціальному відхиленні СПВО 5. Механізація крила застосовується для забезпечення керування підіймальною силою і креном. Поворотний носок 9 крила застосовується для збільшення критичного кута атаки і забезпечення безударного обтікання крила, для польоту «по огинаючій поляри» на режимах зльоту, посадки, маневрування і крейсерського дозвукового польоту. Елерони 10 призначені для керування літаком по крену при диференціальному відхиленні на режимах зльоту і посадки. Флаперони 11 призначені для керування приростом підіймальної сили при синфазному відхиленні вниз на режимах зльоту і посадки, для керування креном при диференціальному відхиленні. Поворотна частина 8 напливу 2 фюзеляжу 1 при відхиленні вниз зменшує площу планової проекції фюзеляжу 1 перед центром маси літака, що сприяє створенню надмірного моменту на пікірування при польоті на кутах атаки близьких до 90 градусів. Таким чином, у випадку відмови системи керування реактивних сопел 14 забезпечується можливість переходу з режиму польоту на закритичних кутах атаки до польоту на малих кутах атаки без використання керування літаком за допомогою відхилення вектора тяги двигунів. Одночасно поворотна частина 8 напливу 2 є механізацією передньої кромки напливу 2 фюзеляжу 1. При відхиленні поворотної частини 8 напливу 2 вниз на режимі крейсерського польоту вона виконує функцію аналогічну функції поворотного носка 9 крила. Застосування бічних повітрозабірників, розташованих під поворотною частиною 8 напливу 2, дозволяє забезпечити стійку роботу двигунів на всіх режимах польоту літака, у всіх просторових положеннях за рахунок вирівнювання набігаючого потоку на великих кутах атаки і ковзання. Розташування двигунів в ізольованих мотогондолах 6 дозволяє розташувати між ними відсік для великогабаритного вантажу. Для парирування розвертаючого моменту при відмові одного з двигунів їх осі орієнтовані під гострим кутом до площини симетрії літака так, щоб вектор тяги працюючого двигуна проходив ближче до центра маси літака. Таке розташування двигунів, спільно із застосуванням поворотних реактивних сопел 14, поворот яких здійснюється в площинах, нахилених під гострим кутом до площини симетрії літака, дозволяє здійснювати керування літаком за допомогою вектора тяги двигунів - в подовжньому, поперечному і шляховому каналах. Керування в подовжньому каналі здійснюється при синфазному відхиленні поворотних реактивних сопел 14, що утворюють момент тангажа відносно центра маси літака. Керування літаком в бічному каналі здійснюється за допомогою диференціального відхилення реактивних сопел 14, що утворюють одночасно момент крену і момент рискання, при цьому момент крену парирується відхиленням аеродинамічних органів керування (елеронами 10 і флаперонами І). Керування літаком в поперечному каналі здійснюється при диференціальному відхиленні поворотних реактивних сопел 14, які утворюють момент крену відносно центра маси літака. Зниження радіолокаційної помітності літака досягається за рахунок комплексу конструктивно-технологічних заходів, яких, зокрема, стосується формоутворення обводів планера, що включає в себе: - паралельність передніх кромок поворотної частини 8 напливу 2, консолей З крила і горизонтального оперення 4; паралельність задніх кромок консолей 3 крила і горизонтального оперення 4, що дозволяє локалізувати піки відображених від несучих поверхонь планера літака електромагнітних хвиль і, тим самим, зменшити загальний рівень радіолокаційної помітності літака в азимутальній площині; - орієнтацією дотичних до контуру поперечних перерізів фюзеляжу, в тому числі ліхтаря кабіни, під кутом до вертикальної площини (площини симетрії літака), що сприяє відображенню електромагнітних хвиль, що потрапляють на елементи планера з бічних ракурсів, у верхню і нижню півсфери, тим самим, зменшуючи загальний рівень радіолокаційної помітності літака в бічній півсфері; - скошеність входу повітрозабірників двигунів в двох площинах - відносно вертикальних подовжньої і поперечної площин літака, дозволяє відображати електромагнітні хвилі, що потрапляють на входи повітрозабірників з переднього і бічних ракурсів, в сторону від джерела опромінення, тим самим, зменшуючи загальний рівень радіолокаційної помітності літака в цих ракурсах. 4 UA 106677 C2 ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 5 10 15 20 25 30 1. Літак інтегрального аеродинамічного компонування, що містить фюзеляж, крило, консолі якого плавно зв'язані з фюзеляжем, горизонтальне і вертикальне оперення, дводвигунову силову установку, який відрізняється тим, що фюзеляж забезпечений напливом, що розташований над входом у повітрозабірники двигунів і включає керовані поворотні частини, середня частина фюзеляжу виконана сплощеною і утворена в подовжньому відношенні набором аеродинамічних профілів, мотогондоли двигунів рознесені одна від одної по горизонталі, а осі двигунів орієнтовані під гострим кутом до площини симетрії літака у напрямку польоту. 2. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що вертикальне оперення виконане суцільноповоротним з можливістю синфазного і диференціального відхилення. 3. Літак за п. 2, який відрізняється тим, що суцільноповоротне вертикальне оперення встановлене на пілонах, розташованих на бічних хвостових балках фюзеляжу, при цьому на фронтальній частині пілонів розташовані повітрозабірники продування мотовідсіків і теплообмінників системи кондиціонування. 4. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що горизонтальне оперення виконане суцільноповоротним з можливістю синфазного і диференціального відхилення. 5. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що реактивні сопла двигунів виконані з можливістю синфазного і диференціального відхилення. 6. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що входи повітрозабірників двигунів розташовані по боках носової частини фюзеляжу за кабіною екіпажу, при цьому нижня кромка входів повітрозабірників двигунів розташована нижче обводів фюзеляжу. 7. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що входи повітрозабірників двигунів виконані скошеними в двох площинах - відносно вертикальних подовжньої і поперечної площин літака. 8. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що площини хорд консолей суцільноповоротного вертикального оперення відхилені від вертикальної площини на гострий кут. 9. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що передні кромки поворотної частини напливу, консолей крила і горизонтального оперення виконані паралельними одна одній. 10. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що задні кромки крила і горизонтального оперення виконані паралельними одна одній. 5 UA 106677 C2 6 UA 106677 C2 Комп’ютерна верстка А. Крулевський 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 7