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, а именно, к самолетам с укороченной длиной разбега и пробега. Самолет с укороченной длиной разбега и пробега содержит фюзеляж 1 с кабиной 2 экипажа в носовой части, крыло 3 с установленными на нем турбовинтовыми двигателями и механизацией в виде поворотных закрылков на задней кромке крыла 3, вертикальное 6 и горизонтальное 7 оперение нормальной схемы. Новым в конструкции самолета является размещение дополнительных несущих поверхностей 8 над крылом 3 в районе носка последнего и установка силовых пилонов 10 в виде перегородок в районе стыка крыла 3 и фюзеляжа 1, на двигателе по его оси и в средней части крыла 3. При этом циклоны 10 выполнены с направляющими 9 для перемещения по ним дополнительных несущих поверхностей 8, профиль которых имеет выпуклую верхнюю и плоскую нижнюю поверхность. Дополнительные несущие поверхности 8 установлены над крылом 3 так, что во всем диапазоне их перемещений вдоль пилонов 10, они образуют с верхней поверхностью крыла 3 и стенками пилонов 10 сужающийся канал. 3 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

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: 2070145
Класс(ы) патента: B64C39/08, B64C21/02
Номер заявки: 93033382/11
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 турбовинтовыми двигателями и с механизацией в виде поворотных закрылков на задней кромке крыла, кили, расположенные на законцовках крыла и дополнительные несущие поверхности, расположенные в носовой части фюзеляжа перед крылом [1]
Недостатком известного самолета является то, что переднее расположение несущих (дополнительных) поверхностей относительно основного крыла не обеспечивает тех положительных эффектов, которые позволяют повысить подъемную силу крыла на взлетных и посадочных режимах, а именно, не обеспечивается дополнительный обдув с большей скоростью потока верхней поверхности крыла при выпущенной механизации. Передние дополнительные несущие поверхности работают одинаково на всех режимах полета, а не применительно к каждому из них. Нет дополнительного прироста подъемной силы на крыле, кроме как от выпущенной механизации в виде закрылков.
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 [2]
Недостатком самолета, выбранного в качестве прототипа, является то, что механизация в виде поворотных закрылков на задней кромке крыла не обеспечивает значительного прироста подъемной силы крыла на режимах взлета и посадки, а тем более, на крейсерских режимах полета, когда дополнительный прирост подъемной силы можно получить за счет "прилипания" потока воздуха, обтекающего крыло, к тангенциально криволинейной поверхности, образованной профилем крыла и отклоненным закрылком. Величина прироста подъемной силы в этом случае зависит от сложности и, как следствие, от массы конструкции механизации задней кромки крыла, что приводит к увеличению Сx крыла и уменьшению величины аэродинамического качества [3]
Цель изобретения улучшение взлетно-посадочных характеристик самолета и крейсерских режимов полета.
Поставленная цель достигается тем, что на самолете с укороченной длиной разбега и пробега, содержащем 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, крыло снабжено дополнительными несущими поверхностями, установленными над крылом, и силовыми пилонами в виде перегородок, установленными на крыле соответственно в районе стыка крыла и фюзеляжа, по оси двигателя и в средней части крыла, при этом дополнительные несущие поверхности расположены над крылом в его передней части и выполнены с возможностью перемещения относительно носка крыла пилонов, а профиль дополнительных несущих поверхностей и стенки пилонов образуют с крылом сужающийся канал, причем сужающийся профиль канала обеспечивается на всем диапазоне перемещений дополнительной несущей поверхности вдоль пилонов по направляющим.
Достижение поставленной цели действительно возможно, так как конструктивное выполнение перемещающихся дополнительных несущих поверхностей вдоль пилонов технически осуществимо, например, по направляющим, установленным на внутренних частях пилонов. Привод может быть как гидравлическим, так и механическим (или электромеханическим). Сужающийся канал образовывается кривизной профиля крыла и дополнительной несущей поверхностью с односторонне выпуклым профилем (верхней частью профиля). Дополнительная несущая поверхность, как малое крыло, создает свою подъемную силу, а при совместной работе с крылом, путем сужения канала, где скорость потока над крылом возрастает, дает дополнительный прирост подъемной силы (Δ Y), при этом поток воздуха, выходящий из канала, задней кромкой дополнительной несущей поверхности прижимается к верхней поверхности крыла, что позволяет оттянуть срыв потока с основного крыла на взлетных и посадочных углах атаки. В этом случае большая часть крыла обтекается ламинарным потоком. Данные мероприятия позволяют уменьшить скорость взлета (Vв) и посадки (Vпос), уменьшить длину разбега (lразб) и пробега (lпроб). Для повышения эффекта обтекания нижняя поверхность дополнительной несущей поверхности выполняется плоской или несколько вогнутой. Для горизонтального полета, осуществляемого в основном на крейсерском режиме, дополнительные несущие поверхности перемещаются вперед по полету вдоль пилонов до положения приблизительно 1/3 своей хорды относительно носка крыла. При этом положении дополнительной несущей поверхности относительно крыла будет достигаться наибольший эффект их совместной работы. При кабрировании дополнительные несущие поверхности смещаются назад (в сторону киля) до положения, при котором носок крыла выступает относительно дополнительных несущих поверхностей на 1/3 хорды последних.
Сопоставительный анализ заявляемого технического решения с прототипом показывает, что заявляемый самолет с укороченной длиной разбега и пробега отличается тем, что крыло самолета снабжено дополнительными несущими поверхностями, установленными над крылом, и силовыми пилонами в виде перегородок, установленными соответственно в районе стыка крыла и фюзеляжа, по оси двигателя и в средней части крыла, при этом дополнительные несущие поверхности расположены над крылом в его передней части и выполнены с возможностью перемещения относительно носка крыла вдоль пилонов, а профиль дополнительных несущих поверхностей и стенки пилонов образуют с крылом сужающийся канал, причем сужающийся профиль канала обеспечивается на всем диапазоне перемещений дополнительной несущей поверхности вдоль пилонов по направляющим.
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 двух проекциях в плане, на фиг.3 показана схема расположения крыла и дополнительных несущих поверхностей (а), схема образования сужающегося канала по сечениям (б) и схема распределения аэродинамических нагрузок (в).
Самолет с укороченной длиной разбега и пробега (фиг.1, фиг.2) содержит фюзеляж 1 с кабиной 2 экипажа 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 дополнительные несущие поверхности 8, которые имеют возможность перемещаться по направляющим 9 силовых пилонов 10. Силовые пилоныESC}(поз.10) установлены соответственно в месте стыка крыла 3 и фюзеляжа 1, сверху двигателей 4 по их продольной оси, и в средней части крыла 3. Профиль дополнительных несущих поверхностей 8 выполнен таким образом, что содержит выпуклую верхнюю поверхность и прямую (или несколько вогнутую) нижнюю поверхность (фиг.3,а, б). Расположение поверхностей 8 над крылом 3 и относительно стенок пилонов 10 создает сужающийся канал, причем сужающийся профиль канала (фиг.3,б) обеспечивается дополнительной несущей поверхностью 8 во всем диапазоне перемещений последней вдоль пилонов 10 по направляющим 9.
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. При этом, закрылки 5 на задней кромке крыла 3 устанавливаются во взлетное положение. Происходит требуемое аэродинамическое искривление несущей поверхности крыла 3. Одновременно с выпуском закрылков 5 дополнительные несущие поверхности 8 перемещаются назад (в сторону киля) по направляющим 9 на силовых пилонах 10, отслеживая угол атаки самолета. При этом, смещение назад будет тем больше, чем больше угол атаки (кабрирования). Воздушный поток Vо (фиг.3,б) от воздушных винтов двигателя 4 и набегающего потока воздуха обтекает крыло 3 по сужающемуся каналу, образованному верхней поверхностью крыла 3, нижней поверхностью дополнительной несущей поверхности 8 и стенками пилонов 10, и, проходя в щель, образованную задней кромкой поверхности 8 и крылом 3, обтекает отклоненный закрылок 5. За счет организованного обтекания с увеличенной скоростью (V3 > Vо) потока верхней поверхности крыла 3 и отклоненного закрылка 5, значительно увеличивается подъемная сила крыла (суммарная подъемная сила). Это происходит за счет увеличения перепада давления D-P на верхней и нижней поверхности крыла 3 (фиг.3, в).
На крейсерском режиме полета закрылки 5 убираются в нулевом положении. При этом одновременно дополнительные несущие поверхности 8 перемещаются в переднее положение, соответствующее выступанию последних на 1/3 своей хорды над носком крыла 3. Такое взаимное расположение поверхностей 8 и крыла 3 дает наибольший аэродинамический эффект обтекания крыла на крейсерских режимах полета.
Привод для перемещения дополнительных несущих поверхностей 8 по направляющим 9 на пилонах 10, может быть конструктивно различным (например, гидравлическим или электромеханическим). Перемещение поверхностей 8 может производиться автоматически, отслеживая угол атаки самолета, или они могут устанавливаться фиксированно в определенные положения по командам экипажа.
При посадке (или при пикировании), отслеживая команды на перемещение и угол атаки, дополнительные несущие поверхности 8 перемещаются вновь назад относительно передней кромки крыла 3, позволяя тем самым оттянуть срыв потока с основного крыла на посадочных углах атаки. Одновременно с перемещением поверхностей 8 назад (относительно носка крыла 3), закрылки 5 устанавливаются в посадочное положение (на посадочный угол). При этом за счет организованного обтекания потоком, выходящим из щели (фиг.3,б, сечение 3-3), верхней поверхности крыла 3 и отклоненного закрылка 5, возрастает подъемная сила крыла.
Применение дополнительных несущих поверхностей, установленных над крылом самолета с возможностью продольных перемещений относительно хорды основного крыла, будет способствовать организации обтекания поверхности крыла безотрывным ламинарным потоком воздуха на всех эксплуатационных режимах полета самолета, включая режимы взлета и посадки. Варьирование взаимного расположения дополнительных несущих поверхностей относительно носка крыла, позволит увеличить подъемную силу (суммарную подъемную силу от совместного использования основного крыла и дополнительных несущих поверхностей как дополнительного крыла) крыла на режимах взлета и посадки, улучшить обтекания крыла на крейсерских режимах полета с убранной механизацией, обеспечивая дополнительный прирост подъемной силы. Все это позволит уменьшить длину разбега и пробега заявляемого самолета и улучшить его аэродинамические характеристики.
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, отличающийся тем, что он снабжен дополнительными несущими поверхностями, установленными над крылом, и силовыми пилонами в виде перегородок, установленными соответственно в районе стыка крыла и фюзеляжа, по оси двигателя и в средней части крыла, при этом дополнительные несущие поверхности расположены над крылом в его передней части и выполнены с возможностью перемещения относительно носка крыла вдоль пилонов, а профиль дополнительных несущих поверхностей и стенки пилонов образуют с крылом сужающийся канал, причем сужающийся профиль канала обеспечивается на всем диапазоне перемещений дополнительной несущей поверхности вдоль пилонов по направляющим.