способ взлета самолета

Формула изобретения

1. Способ взлета самолета, предусматривающий перед стартом вывод маршевого двигателя на рабочий режим, стартовый разгон при пробеге самолета за счет реактивной тяги маршевого двигателя, включающий разгон по тангажу на заключительном участке пробега при взаимодействии с криволинейным трамплином, а после схода с трамплина - увеличение скорости полета, отличающийся тем, что перед стартом маршевый двигатель выводят на режим максимальной форсажной тяги, составляющей не менее 0,5 взлетного веса самолета, и поддерживают этот режим до достижения эволютивной скорости полета, стартовый разгон при пробеге по всей длине трамплина осуществляют на дистанции не менее 8 расстояний между передней и основными опорами самолета с монотонным возрастанием нормальной перегрузки до не более 3 g при параболическом возрастании угла тангажа до 12 - 16^o при сходе с трамплина, при этом поворачивают стабилизатор из положения под отрицательным углом атаки при входе на трамплин в положение положительного угла атаки для формирования аэродинамического момента на пикирование, нейтрализующего момент на кабрирование, возникающий при взаимодействии самолета с трамплином, после чего поворачивают стабилизатор в положения меньшего положительного угла атаки, достаточного для возрастания угла атаки самолета до величины, соответствующей увеличивающейся скорости полета.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что поворачивают через 0,5 - 2,0 с после схода самолета с трамплина отклоняемые носки крыла в положение, соответствующее углу атаки самолета.

3. Способ по п. 1 или 2, отличающийся тем, что поворачивают переднее горизонтальное оперение перед завершением пробега самолета по трамплину на участке его наибольшей кривизны из положения с положительным углом атаки в положение отрицательного угла атаки, а после завершения пробега возвращают переднее горизонтальное оперение в положение положительного угла атаки.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к способам укороченного взлета самолетов с реактивными маршевыми двигателями при значительной тяговооруженности с использованием трамплина.

Преимущественной областью применения изобретения является взлет самолета с палубы авианосца.

Предшествующий уровень техники

При взлете с трамплина самолетов типа "Хариер" ("Air Pictoral", 1977, II, vol 39, N 2;

патентные заявки: Великобритания - 1475313 и 1554968,

Франция - 2418744 и 2466396,

Германия - 2907280,

Япония - 5-16896;

патенты США - 4173323 и 4350316) используется относительно короткий трамплин с незначительной кривизной конечного участка.

При взлете с трамплина самолета F-18 (Техническая информация ЦАГИ, N 15, август 1996) использовался прямой трамплин с небольшим углом наклона.

Разбег самолета по криволинейному трамплину сопровождается увеличением нормальной перегрузки с раскачкой самолета в вертикальной плоскости, тем большей, чем меньше относительная длина трамплина, и ростом момента по тангажу. При сходе с трамплина этот момент придает самолету угловую скорость на кабрирование при сравнительно небольшой скорости полета. По изложенным причинам управление самолетом после схода с трамплина может быть существенно затруднено.

Управление самолетом типа "Хариер" после схода с трамплина обеспечивается за счет отклонения вектора тяги маршевого двигателя.

Взлет самолета F-18 осуществляется на максимальном безфорсажном режиме работы маршевых двигателей.

Сущность изобретения

В основу изобретения положено решение задачи обеспечения надежного взаимодействия самолета с трамплином, имеющим параболический профиль третьего порядка, при незначительной раскачке в вертикальной плоскости и устойчивого полета с набором высоты после схода с трамплина, со скоростью, существенно меньше эволютивной.

Для решения поставленной задачи при реализации способа взлета самолета, предусматривающего перед стартом вывод маршевого двигателя на рабочий режим, стартовый разгон при пробеге самолета за счет реактивной тяги маршевого двигателя, включающий разгон по тангажу на заключительном участке пробега при взаимодействии с криволинейным трамплином, а после схода с трамплина - увеличение скорости полета, согласно изобретению, перед стартом маршевый двигатель выводят на режим максимальной форсажной тяги, составляющей не менее 0,5 взлетного веса самолета, и поддерживают этот режим до достижения эволютивной скорости полета, стартовый разгон при пробеге по всей длине трамплина осуществляют на дистанции не менее 8 расстояний между передней и основными опорами самолета с монотонным возрастанием нормальной перегрузки до не более 3g при параболическом возрастании угла тангажа до 12 - 16^o при сходе с трамплина, при этом поворачивают стабилизатор из положения под отрицательным углом атаки при входе на трамплин в положение положительного угла атаки для формирования аэродинамического момента на пикирование, нейтрализующего момент на кабрирование, возникающий при взаимодействии самолета с трамплином.

При максимальной форсажной тяге самолет при наименьшей длине пробега до трамплина приобретает максимально возможную скорость, необходимую как для получения максимально возможного ускорения по тангажу при пробеге по трамплину, так и возможно большей скорости полета при сходе с трамплина. При этом тяговооруженность 0,5 достаточна для того, чтобы эти скорость и ускорение были достаточны для взлета самолета с предельной нагрузкой и последующего разгона без потери высоты полета.

Указанная дистанция пробега по трамплину достаточна как для достижения нужной скорости полета при сходе с трамплина, так и для минимизации раскачки самолета в вертикальной плоскости настолько, чтобы эта раскачка не повлияла на устойчивость самолета по тангажу после схода с трамплина. Для этого же необходимы указанное ограничение нормальной перегрузки и монотонность ее возрастания.

Параболическое возрастание угла тангажа до указанного предела, соответствующее увеличению кривизны трамплина, необходимо для обеспечения как указанного характера изменения нормальной перегрузки, так и для достижения к моменту схода самолета с трамплина такой скорости по тангажу, при которой возможен дальнейший разгон без практически потери высоты. Вследствие указанного поворота стабилизатора при пробеге самолета по трамплину аэродинамический момент на пикирование нейтрализует момент на кабрирование, возникающий при взаимодействии самолета с трамплином, предотвращая как отрыв передней опоры от трамплина, так и ее избыточную нагрузку.

Если самолет имеет крыло с отклоняемыми носками, целесообразно через 0,5 - 2,0 с после схода самолета с трамплина повернуть их в положение, соответствующее углу атаки самолета.

При этом увеличивается кривизна крыла и его подъемная сила, вследствие чего возрастает скороподъемность самолета.

В тех случаях, когда самолет выполнен с передним горизонтальным оперением, целесообразно, если его перед завершением пробега самолета по трамплину на участке его наибольшей кривизны поворачивают из положения с положительным углом атаки в положение отрицательного угла атаки, а после завершения пробега возвращают переднее горизонтальное оперение в положение положительного угла атаки.

При указанном повороте переднего горизонтального оперения возникает дополнительный аэродинамический момент на пикирование, нейтрализующий момент на кабрирование, возникающий при взаимодействии самолета с трамплином, вследствие чего становится возможным сход самолета с трамплина при большем угле тангажа.

Перечень фигур

В дальнейшем изобретение поясняется конкретными примерами его реализации со ссылками на прилагаемый чертеж и графики, на которых изображены:

Фиг. 1 - схема патентуемого способа взлета самолета с положениями его перед трамплином (А), на трамплине (Б) и в полете (В).

Фиг. 2 - график, иллюстрирующий изменение положение самолета при пробеге и в полете по высоте, скорости самолета при пробеге и в полете, нормальной перегрузки, момента на кабрирование при взаимодействии самолета с трамплином, углов тангажа и атаки самолета, угла атаки стабилизатора и переднего горизонтального оперения (ПГО), положения отклоняемых носков крыла.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения

Самолет, способ взлета которого патентуется, содержит шасси с передней 1 и основными 2 опорами, переднее горизонтальное оперение 3 и стабилизатор 4. Крыло 5 механизировано отклоняемыми носками 6 и закрылками 7, являющимися частью флапперонов. Силовая установка самолета включает в себя два турбореактивных двигателя 8 с форсажом. Взлет осуществляется с использованием трамплина 9.

Перед стартом оба маршевых двигателя 8 выводят на рабочий режим максимального форсажа. Стартовый разгон при пробеге самолета осуществляют за счет реактивной тяги маршевых двигателей, составляющей не менее 0,5 взлетного веса самолета. Этот режим работы маршевых двигателей поддерживают до достижения эволютивной скорости полета, приблизительно 300 км/ч. Стартовый разгон включает разгон по тангажу на заключительном участке пробега при взаимодействии с криволинейным трамплином 9. Закрылки 7 установлены во взлетное положение.

После схода с трамплина скорость полета увеличивают от 100 - 180 км/ч до эволютивной.

Стартовый разгон при пробеге по всей длине трамплина осуществляют на дистанции не менее 8 расстояний между передней и основными опорами самолета. При этом нормальная перегрузка монотонно возрастает до приблизительно 1,8 - 2,5g при параболическом возрастании угла тангажа до приблизительно 14^o при сходе с трамплина. При входе на трамплин поворачивают стабилизатор 4 из положения под отрицательным углом атаки 4 - 6^o при входе на трамплин в положение положительного угла атаки 12 - 15^o. Поворот осуществляют со скоростью, соответствующей скорости возрастания момента на кабрирование при параболическом увеличении кривизны трамплина 9 до величины, соответствующей наибольшему значению этого момента при сходе с трамплина.

Вследствие изменения угла атаки стабилизатора формируется аэродинамический момент на пикирование, нейтрализующий момент на кабрирование, возникающий при взаимодействии самолета с параболической поверхностью трамплина.

При сходе самолета с трамплина стабилизатор 4 поворачивают в положение меньшего положительного угла атаки 6 - 10^o. Величина этого угла достаточна для возрастания угла атаки самолета до величины, соответствующей увеличивающейся скорости полета.

В дальнейшем угол атаки стабилизатора изменяют соответственно с увеличением скорости полета. При увеличении скорости полета стабилизатор может быть установлен в нейтральное положение.

Через 0,5 - 2,0 с после схода самолета с трамплина отклоняемые носки 6 крыла поворачивают в положение, соответствующее углу атаки самолета.

Переднее горизонтальное оперение 3 перед завершением пробега самолета по трамплину 9 на верхнем участке его наибольшей кривизны кратковременно поворачивают из положения с положительным углом атаки 4^o - 6^o в положение отрицательного угла атаки 3 - 5^o, а после завершения пробега возвращают переднее горизонтальное оперение в положение положительного угла атаки.