Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
САМОЛЕТ С УКОРОЧЕННОЙ ДЛИНОЙ РАЗБЕГА И ПРОБЕГА
САМОЛЕТ С УКОРОЧЕННОЙ ДЛИНОЙ РАЗБЕГА И ПРОБЕГА

САМОЛЕТ С УКОРОЧЕННОЙ ДЛИНОЙ РАЗБЕГА И ПРОБЕГА

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к области самолетостроения. Самолет с укороченной длиной разбега и пробега содержит фюзеляж 1 с кабиной экипажа 2 в носовой части, крыло 3 с установленными на нем турбовинтовыми двигателями 4 и механизацией в виде поворотных закрылков 5 на задней кромке крыла 3 вертикальное 6 и горизонтальное 7 оперение нормальной схемы, трехстоечное шасси с носовым колесом. Новым в конструкции самолета является наличие дополнительных несущих поверхностей 8, установленных: первые - над крылом 3, а вторые за крылом 3 в его плоскости, выполненные подвижными, силовых пилонов 10, 11, выполненных в виде перегородок, установленных соответственно на фюзеляже 1 в районе стыка крыла 3 и фюзеляжа 1 на двигателе 4 на его оси и выступающим на обводы мотогондолы двигателя 4, и в средней части крыла 3, при этом на пилонах 10, 11 выполнены направляющие 12, передние дополнительные несущие поверхности 8 установлены над крылом 3 в его передней части и выполнены с возможностью перемещения по направляющим 12 и со щелью на задней кромке, а задние 13 закреплены консольно на узле поворота в нише за крылом 3 в его плоскости и выполнены с возможностью выпуска, фиксации на центральном пилоне 11 и изменения конфигурации. 5 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

   С помощью Яндекс:  

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2070139
Класс(ы) патента: B64C21/08, B64C39/08
Номер заявки: 93033357/11
Дата подачи заявки: 28.06.1993
Дата публикации: 10.12.1996
Заявитель(и): Шариф Мохаммед Аль-Хейли[UA]; Араби Мухамед Юсиф[UA]; Комаров Владимир Александрович[UA]
Автор(ы): Шариф Мохаммед Аль-Хейли[UA]; Араби Мухамед Юсиф[UA]; Комаров Владимир Александрович[UA]
Патентообладатель(и): Шариф Мохаммед Аль-Хейли[UA]; Араби Мухамед Юсиф[UA]; Комаров Владимир Александрович[UA]
Описание изобретения: Изобретение относится к области самолетостроения, а именно, к самолетам с укороченной длиной разбега и пробега.
Известен самолет с укороченной длиной разбега и пробега, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, крыло с установленными на нем поршневыми двигателями и с механизацией в виде поворотных закрылков на задней кромке крыла, дополнительное крыло, установленное под основным крылом, корневая часть которого связана подкосом с гондолой двигателя, вертикальное и горизонтальное оперение, трехстоечное шасси с носовым колесом [1]
Недостатками известного самолета являются:
невозможность увеличения подъемной силы крыла, кроме как путем выпуска механизации;
дополнительное крыло создает свою подъемную силу, но не работает совместно с основным крылом в целях увеличения суммарной подъемной силы за счет новых аэродинамических эффектов совместной работы;
дополнительное крыло установлено жестко и не предусматривает изменения характеристик обтекания на различных режимах полета.
Известен самолет с укороченной длиной разбега и пробега, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, крыло с установленными на нем турбовинтовыми двигателями и механизацией в виде поворотных закрылков на задней кромке крыла, дополнительные несущие поверхности, установленные в носовой части фюзеляжа перед крылом, вертикальное и горизонтальное оперение и трехстоечное и трехстоечное шасси с носовым колесом [2]
Недостатками известного самолета являются:
дополнительные несущие поверхности установлены жестко и не предусматривают совместной работы с основным крылом в целях создания дополнительной подъемной силы за счет организации совместного обтекания потоком воздуха основных и дополнительных несущих поверхностей;
дополнительные несущие поверхности за счет их жесткого закрепления на фюзеляже не предусматривают изменения характеристик обтекания на различных режимах полета и с изменением угла атаки.
Известен самолет с укороченной длиной разбега и пробега, выполненный по двухбалочной схеме и содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, два высокорасположенных крыла, расположенных в тандем в виде закрылков на задней кромке крыла, турбовинтовые двигатели, установленные на крыле в балках, вертикальное оперение и объединенный стабилизатор, расположенные на законцовках балок, трехстоечное шасси с носовым колесом [3, 4]
Недостатком самолета является то, что тандемное расположение несущих поверхностей обеспечивает увеличение подъемной силы только за счет увеличения площади крыла путем установки на балках второго крыла. Даже снабжение обоих крыльев механизацией, обеспечивающей тангенциальное изменение кривизны профиля, не позволяет получить значительный прирост подъемной силы на взлетно-посадочных углах атаки. Тандемное расположение крыльев не допускает их совместной работы и организации требуемого режима обтекания для образования ламинарного потока.
Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является самолет с укороченной длиной разбега и пробега, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, крыло с установленными на нем турбовинтовыми двигателями и механизацией в виде поворотных закрылков на задней кромке крыла, вертикальное и горизонтальное оперение нормальной схемы, трехстоечное шасси с носовым колесом [5]
Недостатком самолета, выбранного в качестве прототипа, является то, что механизация в виде поворотных закрылков, предусмотренная на задней кромке крыла, не обеспечивает значительного прироста подъемной силы на режимах взлета и посадки, а на крейсерских режимах полета закрылки не участвуют в создании дополнительной подъемной силы. Отклоненный закрылок обеспечивает прирост подъемной силы только за счет искривления аэродинамического профиля крыла. Величина прироста подъемной силы, при использовании только закрылков, зависит от сложности применяемой механизации, что в свою очередь, приводит к увеличению массы конструкции крыла, но все равно не дает существенного прироста ΔСу, которую можно получить за счет формирования обтекания профиля крыла за счет "прилипания" потока воздуха, обтекающего крыло, к тангенциально криволинейной поверхности, образованной профилем крыла и отклоненным закрылком.
Цель изобретения улучшение взлетно-посадочных характеристик самолета за счет увеличения давления под крылом.
Поставленная цель достигается тем, что самолет с укороченной длиной разбега и пробега, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, крыло с установленными на нем турбовинтовыми двигателями и механизацией в виде поворотных закрылков на задней кромке крыла, вертикальное и горизонтальное оперение нормальной схемы, трехстоечное шасси с носовым колесом, снабжен дополнительными несущими поверхностями, установленными: первые над крылом, а вторые за крылом в его плоскости, силовыми пилонами в виде перегородок, установленными соответственно на фюзеляже, в районе стыка крыла и фюзеляжа, на двигателе по его оси и в средней части крыла, при этом на пилонах выполнены направляющие, передние дополнительные несущие поверхности расположены над крылом в его передней части, выполнены с возможностью перемещения по направляющим относительно носка крыла вдоль пилонов и имеет щель вдоль задней кромки для выдува воздуха, а задние дополнительные несущие поверхности размещены за крылом в боковой нише на верхней части фюзеляжа, закреплены консольно в узлах поворота и выполнены с возможностями выпуска и уборки с поворотом в плоскости крыла в сторону последнего, фиксации на центральном пилоне в выпущенном положении и изменения конфигурации, причем, центральный пилон выполнен выступающим за габариты мотогондолы двигателя и снабжен направляющими для задних дополнительных несущих поверхностей, по форме адекватными направляющим на борту фюзеляжа, изменение конфигурации задних несущих поверхностей при перемещении последних по направляющим, способствует повороту потока воздуха, стекающего с крыла, под крыло, а совместное расположение передних дополнительных несущих поверхностей, верхней поверхности крыла и стенок пилонов образует сужающийся канал на всем диапазоне перемещений передних дополнительных несущих поверхностей вдоль направляющих.
Достижение поставленной цели действительно возможно, так как выполнение передних и задних дополнительных несущих поверхностей подвижными, соответственно перемещающимися вдоль пилонов по направляющим и совершающими сложное движение, заключающееся в повороте относительно узла крепления на фюзеляже и выходе при этом из боковой ниши с последующей фиксацией в узле крепления на центральном пилоне, перемещении по направляющим на пилоне и соответствующим им направляющим на борту фюзеляжа с изменением при этом конфигурации, обеспечивающей поворот потока, стекающего с крыла, под крыло, является технически выполненным. При этом привод у передних и задних дополнительных несущих поверхностей может быть различным как гидравлическим, так и электромеханическим. Обеспечение безотрывности потока воздуха, обтекающего крыло, достигается путем расположения передней дополнительной поверхности так, что ее профиль совместно с верхней поверхностью крыла и стенками пилонов обеспечивает сужающийся канал на всем диапазоне перемещений передней поверхности крыла вдоль пилонов. Дополнительное поджатие потока воздуха, вытекающего из сужающегося канала, обеспечивается путем выдува воздуха из щели на задней кромке передней дополнительной поверхности. Изменение конфигурации задних дополнительных несущих поверхностей производится путем перемещения их по направляющим сложной формы. При этом изменение конфигурации обеспечивает поворот потока, стекающего с крыла, под крыло, обеспечивая дополнительный прирост величины давления под крылом относительно давления над крылом. Передняя дополнительная несущая поверхность, как малое крыло, создает свою подъемную силу, а при совместной работе с крылом путем сужения каналов, где скорость потока воздуха возрастает, появляется дополнительный прирост подъемной силы (суммарная подъемная сила возрастает). При этом поток, выходящий из сужающего канала, задней кромкой передней дополнительной несущей поверхности и потоком воздуха, вытекающего из щели на задней кромке, прижимается к верхней плоскости крыла, что позволяет оттянуть срыв потока с основного крыла на взлетных и посадочных углах атаки. В этом случае большая часть крыла обтекается ламинарным потоком воздуха. Данные мероприятия позволяют уменьшить скорость взлета и посадки, уменьшить за счет увеличения подъемной силы длину разбега и пробега. Передние дополнительные несущие поверхности могут работать не только на взлетно-посадочных режимах полета, но и использоваться на крейсерских скоростях полета. Для этого передние дополнительные несущие поверхности перемещаются по направляющим вдоль пилонов вперед по полету до положения приблизительно 30% своей хорды относительно носка крыла, выступая над ним. При этом положении на крейсерских скоростях полета будет достигаться наибольший аэродинамический эффект совместной работы крыла и передней дополнительной несущей поверхности. При взлете и посадке передние дополнительные несущие поверхности смещаются назад (в сторону киля) до положения, при котором носок крыла выступает относительно носка передней дополнительной несущей поверхности приблизительно 30 40% хорды последней. Задняя дополнительная несущая поверхность закрепляется консольно в узле поворота, расположенном в нише фюзеляжа и выдвигается в рабочее положение по полету.
Сопоставительный анализ заявляемого технического решения с прототипом показывает, что заявляемый самолет с укороченной длиной разбега и пробега отличается тем, что крыло снабжено дополнительными несущими поверхностями, установленными: первые над крылом, а вторые за крылом в его плоскости, силовыми пилонами в виде перегородок, установленными соответственно на фюзеляже в районе стыка крыла и фюзеляже, на двигателе по его оси и в средней части крыла, при этом на пилонах выполнены направляющие, передние дополнительные несущие поверхности расположены над крылом в его передней части, выполнены с возможностью перемещения по направляющим относительно носка крыла вдоль пилонов и имеет щель вдоль задней кромки для выдува воздуха, а задние дополнительные несущие поверхности размещены за крылом в боковой нише на верхней части фюзеляжа, закреплены консольно в узлах поворота и выполнены с возможностями выпуска и уборки с поворотом в плоскости крыла в сторону последнего, фиксации на центральном пилоне в выпущенном положении и изменения конфигурации, причем, центральный пилон выполнен выступающим за габариты мотогондолы двигателя и снабжен направляющими для задних дополнительных несущих поверхностей, по форме адекватными направляющим на борту фюзеляжа, изменение конфигурации задних несущих поверхностей при перемещении последних по направляющим, способствует повороту потока воздуха, стекающего с крыла, под крыло, а совместное расположение передних дополнительных несущих поверхностей, верхней поверхности крыла и стенок пилонов образует сужающийся канал на всем диапазоне перемещений передних дополнительных несущих поверхностей вдоль направляющих.
Таким образом, заявляемый самолет с укороченной длиной разбега и пробега соответствует критерию изобретения "новизна".
Сравнение заявляемого технического решения не только с прототипом, но и другими техническими решениями в данной области техники, не позволило выявить в них признаки, отличающие заявляемый самолет от прототипа, что позволяет сделать вывод о соответствии критерию "существенные отличия".
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 показан общий вид самолета, на фиг. 2 представлен самолет с укороченной длиной разбега и пробега на виде сверху с дополнительными несущими поверхностями в рабочем положении, на фиг. 3 показана схема расположения крыла и дополнительных несущих поверхностей в рабочем положении, на фиг. 4 показаны схемы образования сужающегося канала (а), схема распределения аэродинамических нагрузок (б) и схема поворота потока задними дополнительными несущими поверхностями (в), на фиг. 5 показана схема изменения конфигурации задней дополнительной несущей поверхности.
Самолет с укороченной длиной разбега и пробега (фиг. 1, фиг. 2) содержит фюзеляж 1 с кабиной экипажа 2 в носовой части, крыло 3 с установленными на нем турбовинтовыми двигателями 4 и механизацией в виде поворотных закрылков 5 на задней кромке крыла 3, вертикальное 6 и горизонтальное 7 оперение нормальной схемы. Над крылом 3 установлены секции передних дополнительных несущих поверхностей 8, которые имеют возможность перемещаться по направляющим 9 силовых пилонов 10. Силовые пилоны 10 установлены соответственно в месте стыка 3 и фюзеляже 1 и в средней части крыла 3. Центральный силовой пилон 11 установлен сверху двигателей 4 по их оси и выходит за габариты мотогондолы двигателей. На центральном пилоне 11 и на борту фюзеляжа 1 выполнены направляющие 12 для задних дополнительных несущих поверхностей 13, которые в убранном положении размещаются в нишах 14 в верхней части фюзеляжа 1 за крылом 3. Задние дополнительные несущие поверхности 13 консольно закрепляются в узле поворота 15 с возможностью поворота в плоскости крыла 3 и последующей фиксацией в узле крепления 16 на силовом пилоне 11. Профиль дополнительных несущих поверхностей 8 выполнен таким образом, что содержит выпуклую верхнюю поверхность, плоскую (или несколько вогнутую) нижнюю поверхность и щель 17 по задней кромке для выдува воздуха (фиг. 3, фиг. 4а,б). Взаимное расположение поверхности 8 и верхней плоскости крыла 3 создает сужающийся канал (фиг. 4а, б) во всем диапазоне перемещений передней дополнительной несущей поверхности 8 вдоль силовых пилонов 10 и 11 по направляющим 9. Перемещение задней дополнительной несущей поверхности 13 по направляющим 9 и 12 соответственно центрального пилона 11 и фюзеляжа 1 с изменением конфигурации (фиг. 5) при перемещении способствует повороту потока воздуха Vi подл крыло 3.
Самолет с укороченной длиной разбега и пробега эксплуатируется (работает) следующим образом.
Взлет самолета производится по нормальной схеме для самолета с трехопорным шасси с носовым колесом. Для этого закрылки 5 на задней кромке крыла 3 устанавливаются во взлетное положение. Происходит требуемое аэродинамическое искривление несущей поверхности крыла 3. Одновременно с выпуском закрылков 5 передние дополнительные несущие поверхности 8 перемещаются назад (в сторону киля) по направляющим 9 на силовых пилонах 10 и 11, отслеживая угол атаки самолета. Задняя дополнительная несущая поверхность 13 выдвигается из ниши 14 вперед по полету, поворачиваясь в узле поворота 15 в плоскости крыла 3. При контакте с замками узла крепления 16, расположенными на центральном пилоне 11, поверхность 13 попадает в направляющие 12 (на пилоне 11 и на фюзеляже 1). Перемещаясь по направляющим 12, поверхность 13 изменяют свою конфигурацию, например, трансформируясь в поверхность, близкую к вогнутой. Выпуклость трансформированной поверхности 13 обеспечивает поворот потока Vi (фиг. 4, в) под крыло 3, обеспечивая дополнительный прирост избыточного давления под крылом. Ведущий поток Vо (фиг. 4,а) от воздушных винтов двигателя 4 и набегающего потока воздуха обтекает крыло 3 по сужающемуся каналу, образованному верхней поверхностью крыла 3, нижней поверхностью передней дополнительной несущей поверхности 8 и стенками пилонов 10 и 11, и, проходя в щель, образованную задней кромкой поверхности 8 и крылом 3, обтекает отклоняемый закрылок 5. Для повышения эффективности прилипания потока воздуха, выходящего из сужающегося канала, он прижимается к крылу 3 задней кромкой поверхности 8 потоком воздуха, исходного из щели 17 на задней кромке поверхности 3. За счет организованного обтекания с увеличенной скоростью Vi потока верхней поверхности крыла 3 и отклоняемого закрылка 5, значительно увеличивается подъемная сила крыла 3. Это происходит за счет увеличения перепада давления D--Р на верхней и нижней поверхности крыла (фиг. 4,б). Дополнительное увеличение перепада давления Δ--Р происходит за счет поворота потока воздуха Vi, стекающего с крыла 3, под крыло, с помощью трансформированной в вогнутую поверхность задней дополнительной несущей поверхности 13 (фиг. 4, в).
На крейсерском режиме полета задняя дополнительная несущая поверхность в обратном порядке трансформируется в плоскую, снимается с замков узла крепления 16, выводится из направляющих 12 и, поворачиваясь относительно узла поворота 15, убирается в боковую нишу 14 на фюзеляже 1. Одновременно с уборкой поверхностей 13 передние дополнительные несущие поверхности 8 перемещаются в переднее положение, соответствующее выступанию последней приблизительно на 30% своей хорды над носком крыла 3. Такое взаимное расположение поверхностей 8 и крыла 3 будет создавать наибольший аэродинамический эффект на крейсерских режимах полета.
Привод для перемещения передних 8 и задних 13 дополнительных несущих поверхностей по направляющим 9 и 12, соответственно пилонов 10 и 11, может быть конструктивно различным (например, гидравлическим или электромеханическим).
На режиме посадки передние дополнительные несущие поверхности 8, отслеживая угол атаки, вновь перемещается назад относительно передней кромки крыла 3, позволяя тем самым оттянуть срыв потока с поверхности основного крыла 3 на посадочных углах атаки. Одновременно с перемещением дополнительных несущих поверхностей 8 назад по полету, закрылки 5 устанавливаются в посадочное положение (на посадочный угол) (фиг. 5). При этом за счет организованного обтекания потоком воздуха, исходящего из сужающего канала (сечение 3 3, фиг. 4, а), верхней поверхности крыла 3 и закрылка 5, возрастает подъемная сила крыла. В целях дополнительного увеличения подъемной силы крыла выпускается в стекающий с крыла 3 поток воздуха задняя дополнительная несущая поверхность 13. Транспортируясь, после фиксации в направляющих 12, задняя дополнительная несущая поверхность 13, организует поворот потока под крыло, увеличивая степень повышения давления под крылом, что будет способствовать суммарную суммарному увеличению подъемной силы.
При посадке задняя дополнительная несущая поверхность 13 убирается в нишу 14.
Совместное применение передней и задней дополнительных несущих поверхностей, установленных с целью организации безотрывного обтекания поверхности крыла с отклоненной механизацией на режимах взлета и посадки, будет способствовать увеличению подъемной силы крыла на указанных режимах полета. Варьирование взаимного расположения передней дополнительной несущей поверхности относительно носка крыла на крейсерских режимах полета, позволит повысить эффективность получения дополнительной подъемной силы и на этих режимах полета.
Формула изобретения: Самолет с укороченной длиной разбега и пробега, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, крыло с установленными на нем турбовинтовыми двигателями и механизацией в виде поворотных закрылков на задней кромке крыла, вертикальное и горизонтальное оперения нормальной схемы, трехстоечное шасси с носовым колесом, отличающийся тем, что он снабжен дополнительными несущими поверхностями, установленными первые над крылом, а вторые за крылом в его плоскости, силовыми пилонами в виде перегородок, установленными соответственно на фюзеляже в районе стыка крыла и фюзеляжа, на двигателе по его оси и в средней части крыла, при этом на пилонах выполнены направляющие, передние дополнительные несущие поверхности расположены над крылом в его передней части, выполнены с возможностью перемещения по направляющим относительно носка крыла пилонов и имеют щель вдоль задней кромки для выдува воздуха, а задние дополнительные несущие поверхности размещены за крылом в боковой нише на верхней части фюзеляжа, закреплены консольно в узлах поворота и выполнены с возможностью выпуска и уборки с поворотом в плоскости крыла в сторону последнего, фиксации на центральном пилоне и выпущенном положении и изменения конфигурации, причем центральный пилон выполнен выступающим за габариты мотогондолы двигателя и снабжен направляющими для задних дополнительных несущих поверхностей, по форме адекватными направляющим на борту фюзеляжа, изменение конфигурации задних дополнительных несущих поверхностей при перемещении последних по направляющим способствует повороту потока воздуха, стекающего с крыла, под крыло, а совместное расположение передних дополнительных несущих поверхностей верхней поверхности крыла и стенок пилонов образуют сужающийся канал на всем диапазоне перемещений передних дополнительных несущих поверхностей вдоль направляющих.