самолёт

Формула изобретения

1. Самолет, включающий фюзеляж, крыло обратной стреловидности, переднее горизонтальное и хвостовое оперение, двухкилевое вертикальное оперение, двигатель с изменяемым вектором тяги, имеющий воздухозаборник, и шасси, причем переднее горизонтальное и хвостовое оперение выполнены целиком поворотными, отличающийся тем, что крыло, снабжено корневым наплывом, переднее горизонтальное оперение расположено на корневом наплыве, а хвостовое оперение имеет обратную стреловидность.

2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, протяженность корневого наплыва составляет 25-30% протяженности фюзеляжа.

3. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что крыло обратной стреловидности имеет отклоняемые носки и щелевой предкрылок в корне, выдвижные щелевые закрылки и зависающие элероны.

4. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что воздухозаборник выполнен с косым клином и расположен под фюзеляжем, а носовое колесо шасси находится за срезом входа в воздухозаборник.

5. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что задняя кромка переднего горизонтального оперения расположена параллельно передней кромке крыла обратной стреловидности.

6. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что передняя кромка хвостового оперения расположена параллельно задней кромке крыла.

7. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что крыло обратной стреловидности по обе стороны фюзеляжа имеет шарнирные соединения, параллельные оси симметрии самолета, на расстоянии, равном или большему размаху хвостового горизонтального оперения, обеспечивающие поворот плоскостей крыла в вертикальное положение.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области самолетостроения и представляет собой конструкцию многофункционального высокоманевренного сверхлегкого самолета, преимущественно военного назначения. Самолет предназначен для выполнения тактических боевых задач по уничтожению как воздушных, так и наземных целей на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета, в том числе в условиях горной местности, в густонаселенных местах, при высокой плотности помех. Кроме того, предлагаемый самолет может использоваться как учебный и тренировочный.

Предшествующий уровень техники

Известен многоцелевой высокоманевренный самолет истребитель С-37 "Беркут", выполненный по аэродинамической схеме "продольный интегральный триплан". Крыло плавно сопрягается с фюзеляжем, образуя единую несущую систему. К особенностям компоновки относятся малоразвитые крыльевые наплывы малой стреловидности, под которыми помещены нерегулируемые воздухозаборники двигателей, имеющие в сечении форму, близкую к сектору круга.

Крыло истребителя имеет корневой наплыв с малым углом стреловидности по передней кромке и сопрягаемую с ней консольную часть с обратной стреловидностью по передней кромке. Крыло оснащено флаперонами, занимающими более половины размаха, а также элеронами. Цельноповоротное переднее горизонтальное оперение (ПГО) имеет трапециевидную форму. Заднее горизонтальное оперение относительно небольшой площади также выполнено цельноповоротным.

Основные одноколесные опоры шасси С-37 крепятся к фюзеляжу и убираются вперед по полету с разворотом колес в ниши за воздухозаборниками двигателей. Передняя двухколесная опора убирается в фюзеляж вперед по направлению полета.

Недостатком известного самолета является то, что в корневых сечениях крыла обратной стреловидности с увеличением угла атаки возникает срыв потока, что приводит к появлению интенсивной тряски.

Сущность изобретения

Самолет выполнен в виде интегральной трехплановой компоновки с неустойчивой аэродинамической схемой. Степень неустойчивости выбрана из условия получения максимального аэродинамического качества с учетом балансировки за счет оптимальных углов отклонения ПГО, носков и закрылков крыла, горизонтального оперения. Высокое аэродинамическое качество обеспечивает исключительно высокую маневренность, в частности необходимый продольный момент на пикирование для ухода с больших углов атаки, и способствует уменьшению интенсивности тряски, возникающей от срыва потока в корневых сечениях крыла обратной стреловидности.

Согласно изобретению самолет включает фюзеляж, крыло обратной стреловидности, переднее горизонтальное и хвостовое оперение, двухкилевое вертикальное оперение, двигатель с изменяемым вектором тяги, имеющий воздухозаборник, и шасси. Переднее горизонтальное и хвостовое оперение выполнены целиком поворотными. Крыло самолета снабжено развитым корневым наплывом большой стреловидности, на котором располагается переднее горизонтальное оперение. Хвостовое оперение имеет обратную стреловидность.

Протяженность корневого наплыва (длина его хорды) может составлять до 25-30% протяженности фюзеляжа.

На крыле обратной стреловидности имеются отклоняемые носки и щелевой предкрылок в корне, выдвижные щелевые закрылки и зависающие элероны. Крыло по обе стороны фюзеляжа имеет шарнирные соединения, параллельные оси симметрии самолета, на расстоянии, равном или большем размаху хвостового горизонтального оперения, обеспечивающие поворот плоскостей крыла в вертикальное положение.

Воздухозаборник двигателя выполнен с косым клином и расположен под фюзеляжем. Носовое колесо шасси находится за срезом входа в воздухозаборник.

Задняя кромка переднего горизонтального оперения самолета расположена параллельно передней кромке крыла обратной стреловидности, а передняя кромка хвостового оперения расположена параллельно задней кромке крыла.

Краткое описание чертежей

На фиг. 1 показан вид в плане самолета предлагаемой конструкции, причем справа от оси симметрии дан вид сверху, а слева от оси симметрии - вид снизу.

На фиг.2 изображен вид самолета сбоку.

На фиг.3 - вид спереди.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения

Позицией 1 на чертежах обозначен фюзеляж самолета, позицией 2 - фонарь. На корневом наплыве 3 расположено переднее горизонтальное оперение 4. Крыло 5 обратной стреловидности имеет предкрылки 6 и отклоняемые носки 7, а также выдвижные щелевые закрылки 9 и зависающие элероны 10. По обе стороны от фюзеляжа крыло 5 имеет шарнирные соединения 8 (условно обозначенные на фиг. 1 пунктирной линией), которые позволяют отгибать консольные части крыла в вертикальное положение, в частности для перевозок в контейнере. Шарнирные соединения 8 параллельны оси симметрии самолета и находятся на расстоянии, равном или большем размаха хвостового горизонтального оперения 11. Хвостовое оперение 11 имеет обратную стреловидность. Переднее горизонтальное оперение 4 и хвостовое оперение 11 выполнены целиком поворотными. Задняя кромка переднего горизонтального оперения 4 расположена параллельно передней кромке крыла 5, а передняя кромка хвостового оперения 11 расположена параллельно задней кромке крыла 5. Двухкилевое вертикальное оперение на фиг. 2 и 3 обозначено позицией 12.

Под фюзеляжем 1 самолета находится воздухозаборник 13 двигателя. Срез воздухозаборника 13 выполнен в виде косого клина. Носовое колесо 14 шасси находится за срезом воздухозаборника 13, что предотвращает попадание в воздухозаборник 13 и далее в двигатель посторонних предметов, которые могут вылетать из-под носового колеса 14 при разгоне на взлете, а также при посадке.

Высокое аэродинамическое качество самолета обеспечивается его интегральной компоновкой, крылом 5 обратной стреловидности, неустойчивой аэродинамической схемой. Выбор степени неустойчивости обуславливает отклонение носков 7 крыла 5, механизации задней кромки, переднего горизонтального (ПГО) и хвостового оперения (4 и 11 соответственно) на оптимальные углы в зависимости от угла атаки и числа М полета и обеспечивает получение высокого балансировочного аэродинамического качества и необходимого продольного момента на пикирование для ухода с больших углов атаки.

Наличие развитого корневого наплыва 3, с расположенным на нем передним горизонтальным оперением 4, отклоняемые носки 7 и предкрылок 6 способствуют уменьшению интенсивности тряски, возникающей от срыва потока в корневых сечениях крыла 5 обратной стреловидности.

Благоприятные характеристики устойчивости и управляемости самолета на больших углах атаки, способность не сваливаться в штопор обеспечены аэродинамической компоновкой самолета с крылом обратной стреловидности, оптимальной степенью неустойчивости. Возможность пилотирования обеспечивается электродистанционной системой управления и 4-кратным резервированием. Бесфорсажный сверхзвуковой полет обеспечен минимальным волновым сопротивлением, полученным за счет проектирования самолета по правилу площадей, распределению поперечных сечений по длине самолета, близкому к телу минимального сопротивления. Управление самолетом осуществляется:

- в продольном канале - целиком поворотным хвостовым горизонтальным оперением обратной стреловидности и передним горизонтальным оперением (ПГО), а также вектором тяги;

- в поперечном канале - элеронами и дифференциальным отклонением целиком поворотного хвостового оперения;

- в путевом канале - целиком поворотным вертикальным оперением и вектором тяги.

Высокие взлетно-посадочные характеристики обеспечены выдвижным щелевым закрылком, зависающими элеронами, балансировкой неустойчивого самолета, поворотом вектора тяги.

Крыло летательного аппарата имеет сложную форму в плане. Оно состоит из консольной части крыла с обратной стреловидностью по передней кромке и корневого наплыва крыла с положительной стреловидностью по передней кромке, равной 75-85^o.

На корневом наплыве крыла установлено поворотное горизонтальное оперение (ПГО). С увеличением угла атаки ПГО отклоняется относительно своей оси вращения носком вниз, на отрицательный угол.

На консольной части крыла, в его носовой части, установлены отклоняемые (поворотные) носки и щелевой предкрылок, которые также поворачиваются, по соответствующему закону, на отрицательный угол с увеличением угла атаки.

При угле атаки порядка 8-10^o на передней кромке корневого наплыва крыла формируется вихрь, который распространяется над верхней поверхностью корневой части крыла и далее вдоль поверхности вертикального оперения. Этот вихрь в зависимости от своей интенсивности благотворно влияет на несущие свойства крыла и характеристики путевой устойчивости на больших углах атаки, а также способствует подавлению тряски в корневых сечениях крыла обратной стреловидности. Он определяет значение максимального коэффициента подъемной силы Су_mах и благоприятные характеристики путевой и поперечной устойчивости на больших углах атаки. С увеличением угла атаки вихрь постепенно отходит от верхней поверхности крыла, смещается в сторону концевого вихря, начинает взаимодействовать с ним, теряет свою интенсивность и разрушается. Для повышения интенсивности вихря и затягиванию его разрушения до больших углов атаки, с целью улучшения аэродинамических характеристик самолета и уменьшения уровня тряски, на заявляемом самолете используются развитый корневой наплыв и поворотные переднее горизонтальное оперение, носки крыла и щелевой предкрылок. При их отклонении на отрицательный угол повышается интенсивность вихря, уменьшается тряска и значительно улучшаются аэродинамические характеристики на больших углах атаки.

Промышленная применимость

Представленный самолет разработан исходя из требований значительного превосходства над существующими тактическими самолетами по боевой эффективности, аэродинамическим характеристикам, маневренности, по способности выполнять крейсерский сверхзвуковой полет на бесфорсажном режиме работы двигателей, по малой заметности, по взлетно-посадочным характеристикам, обеспечивающим возможность эксплуатации укороченных полос и участков дорог с применением мобильных трамплинов и авиафинишеров, высокой мобильностью за счет складывания крыльев и возможностью хранения и транспортировки в морском контейнере. Малая размерность и вес заявляемого самолета определяют малую заметность, низкую стоимость, простую технологию производства, возможность длительного хранения в мобилизационном ожидании в контейнерах.