крыло обратной стреловидности с поворотной частью консолей

Формула изобретения

Крыло обратной стреловидности с поворотной частью консолей, характеризующееся тем, что каждая консоль состоит из корневого наплыва с положительной стреловидностью по передней кромке, корневой части с обратной стреловидностью по передней и задней кромкам, с которой шарнирно относительно вертикальной оси летательного аппарата соединена поворотная часть консоли с возможностью поворота назад по потоку так, что угол стреловидности по ее передней кромке может изменяться от исходного отрицательного до положительных значений.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, а конкретно к крыльям с изменяемым углом стреловидности, и может быть использовано в конструкции сверхзвуковых самолетов, самолетов короткого или вертикального взлета и посадки.

Крыло обратной стреловидности (КОС) содержит центроплан и консоли, отклоненные в сторону носовой части самолета. Такое крыло характеризуется тем, что у него величина угла стреловидности по передней кромке консоли меньше, а по задней кромке больше, чем у прямого крыла. КОС обладает рядом преимуществ. Для него более несущей является корневая часть крыла, где при увеличении углов атаки местное значение коэффициента подъемной силы с_уа раньше достигает максимального значения. Вследствие этого срыв потока начинается раньше у корневой части КОС, что не приводит к потере поперечной управляемости самолета, так как область срыва не захватывает элероны. Это повышает безопасность полетов и позволяет сверхзвуковым самолетам использовать большие углы атаки, повышая их маневренные возможности [1, 2, 3, 4]. Центроплан КОС находится позади центра масс самолета, что на пассажирских самолетах не мешает размещению в фюзеляже пассажирского салона и грузового отсека [5, 6]. Смещая центр масс самолета вперед, КОС облегчает его весовую компоновку. При размещении на КОС двигателей с отклоняемым вектором тяги можно сместить вперед точку приложения равнодействующей тяги и согласовать положения центра тяжести, фокуса, центра тяг и шасси самолета для обеспечения вертикального взлета и посадки. При этом легче удовлетворяется требование соблюдения правила площадей, что может обеспечить снижение волнового сопротивления на околозвуковых скоростях полета и меньшее значение потребной тяги для такого полета [7, 8].

Известны также цельноповоротные КОС, характеризующиеся тем, что каждая консоль шарнирно закреплена корневой частью на центроплане или фюзеляже самолета. По сигналам системы управления КОС поворотные консоли могут занимать положение от перпендикулярного продольной оси самолета ( =0°) до параллельного ей ( =-90°) [9]. При малом значении угла стреловидности улучшаются несущие свойства крыла на малых скоростях полета, при больших значениях уменьшается сопротивление на сверхзвуковых скоростях полета. В результате самолет становится многорежимным, имеет хорошие взлетно-посадочные характеристики, высокую маневренность и высокое аэродинамическое качество на крейсерском режиме. Известно также применение цельноповоротного КОС в конструкции пилотируемого спускаемого космического аппарата [10].

Известен самолет, содержащий крыло, выполненное с участками прямой и обратной стреловидности, причем участки обратной стреловидности выполнены полноповоротными относительно горизонтальной оси самолета так, что самолет приобретает свойства классического самолета или самолета с КОС в зависимости от режима и условий полета [11]. Недостатки данного крыла заключаются в следующем. Если аэродинамические профили участков прямой и обратной стреловидности не имеют ромбовидную форму, то обтекание крыла потоком не эффективно из-за невозможности сопряжения профилей неподвижного и поворотного участков крыла. Низкая надежность устройства, т.к. при отказе в полете системы управления поворотом участка обратной стреловидности он может занять вертикальное положение, что приведет к аварийной ситуации.

В качестве прототипа изобретения выбрано крыло отделяемой кабины самолета, консоли которого состоят из двух частей, шарнирно соединенных относительно вертикальной оси, при этом корневые части консолей шарнирно смонтированы на конструкции кабины также относительно вертикальной оси летательного аппарата. В сложенном положении консоли обращены назад и образуют вершину и переднюю кромку главного дельтавидного крыла летательного аппарата. В случае отделения кабины от летательного аппарата обе части консоли поворачиваются вперед по потоку и выполняют функции планирующего крыла обратной стреловидности [12].

Причиной, препятствующей достижению указанного ниже технического результата при использовании КОС, в том числе поворотного, являются его малые критические скорости аэроупругой дивергенции, что требует дополнительных затрат массы для увеличения прочности и жесткости конструкции КОС. Применение композиционных материалов с определенной ориентацией волокон в конструкции обшивки КОС позволяет увеличить критическую скорость аэроупругой дивергенции, однако проблему не решает, т.к. пока не создан универсальный материал, работающий эффективно во всем диапазоне скоростей полета. По этой причине прекращены программы работ по американскому самолету Х-29 и российскому самолету С-37 «Беркут» [13, 14].

Задачей изобретения и техническим результатом при использовании изобретения является увеличение критической скорости аэроупругой дивергенции КОС.

Это достигается тем, что в известном КОС, консоли которого состоят из двух частей, шарнирно соединенных относительно вертикальной оси летательного аппарата, согласно изобретению корневая часть консоли выполнена с наплывом прямой стреловидности по передней комке, жестко прикрепленным к центроплану или фюзеляжу летательного аппарата, а поворотная часть выполнена с возможностью поворота назад по потоку так, что угол стреловидности по ее передней кромке может изменяться от исходного отрицательного до положительных значений.

Изобретение поясняется чертежами, на которых представлены: фиг.1 - вид самолета с заявленным КОС с поворотной частью консоли; фиг.2 - вариант конструктивно-силовой схемы корневой части консоли (в концевом сечении).

КОС с поворотной частью консолей может применяться как на легких маневренных, так и на тяжелых сверхзвуковых самолетах. В примере осуществления изобретения использована схема самолета в виде интегральной трехплановой компоновки, аналогичной самолету С-37 «Беркут» [14]. Самолет (фиг.1) содержит фюзеляж 1 с корневым наплывом 2, крыло обратной стреловидности, переднее горизонтальное 3 и хвостовое 4 оперения, двухкилевое вертикальное оперение 5, двухдвигательную силовую установку 6, кабину пилота с фонарем 7, воздухозаборники, шасси (на схеме не показаны).

Заявленное крыло самолета имеет сложную форму в плане. Оно состоит из корневых наплывов 8 с положительной стреловидностью по передней кромке, корневой части консолей 9 с обратной стреловидностью по передней и задней кромкам, поворотной части консолей (ПЧК) 10. Корневые наплывы 8 крыла жестко закреплены на корневом наплыве 2 фюзеляжа 1. Корневая часть консоли 9 и ПЧК 10 соединены шарнирно относительно вертикальной оси самолета с помощью шарнирного узла 11 так, что при повороте ПЧК 10 ее хвостовая часть в районе бортовой нервюры задвигается внутрь корневой части консоли 9.

Геометрическая форма, соотношение размеров частей крыла, их конструктивно-силовые схемы определяются и рассчитываются по известным правилам [например, 1] в соответствии с назначением и летно-тактическими характеристиками самолета. В предпочтительном варианте угол стреловидности по передней кромке корневой части консоли 9 и ПЧК 10 в неотклоненном положении а составляет минус 13-18 градусов. В отклоненном положении б угол стреловидности по передней кромке ПЧК 10 находится в пределах от минус 13-18 до плюс 30-35 градусов, т.е крыло может иметь участки с обратной и прямой стреловидностью. Отношение размаха поворотной части консоли к размаху крыла составляет 0,6-0,65.

Корневая часть консоли 9 выполнена по двухлонжеронной схеме со свободным внутренним объемом между ними для помещения в нем хвостовой части ПЧК 10, при этом основной лонжерон 12, размещенный в носовой части консоли, и лонжерон 13, размещенный в хвостовой части, могут иметь в поперечном сечении полуовальную форму (фиг.2). ПЧК 10 может иметь кессонную схему с двумя лонжеронами и топливными баками-отсеками. Шарнирный узел 11 расположен на основных лонжеронах корневой части консоли 9 и ПЧК 10 на расстоянии порядка 0,25 хорд, соответственно, концевого и бортового сечений указанных частей. Поворот ПЧК 10 может осуществляться электро- или гидромеханическим приводом (на чертеже не показан) по направляющей 14 с устройствами уплотнения и фиксации в требуемом положении. Для уменьшения массы крыла обшивка 15 его частей может быть выполнена в виде панелей из композиционных материалов. Механизация крыла включает предкрылки, отклоняемые носки, закрылки и элероны (для упрощения чертежа не показаны).

КОС с поворотной частью консолей работает следующим образом. В полете при угле атаки 8-10 градусов на передней кромке корневого наплыва 8 формируется вихрь, который, распространясь над верхней поверхностью корневой части консоли 9, уменьшает область отрыва потока и препятствует поперечному течению потока по крылу при увеличении угла атаки. Благодаря этому возникает дополнительная подъемная сила, уменьшается сопротивление и обеспечивается высокая устойчивость и управляемость самолета на больших углах атаки. Вместе с тем, по мере увеличения скорости полета возрастает опасность аэроупругой дивергенции КОС, возникающей в следствие того, что при изгибе это крыло закручивается на увеличение угла атаки, способствующее появлению дополнительной подъемной силы на концах крыла, которая увеличивает его изгиб, что еще больше увеличивает угол атаки и т.д. вплоть до разрушения крыла. Для предотвращения этого явления ПЧК 10 поворачивается назад по потоку на расчетные углы стреловидности по ее передней кромке в пределах от минус 13-18 градусов до плюс 30-35 градусов. При переходе в область прямой и положительной стреловидности ПЧК 10 при изгибе будет закручиваться на уменьшение угла атаки и тем самым компенсировать закрутку корневой части консоли 9 на увеличение угла атаки. При этом производная коэффициента подъемной силы по углу атаки существенно уменьшается, что отодвигает значение критической скорости аэроупругой дивергенции за пределы максимальной скорости полета самолета.

Использование изобретения позволяет расширить режимы эксплуатации сверхзвуковых самолетов, различных по конструкции и по назначению.

Источники информации

1. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов: Учебник для студентов авиационных специальностей вузов. - 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1995, стр.60, 128-130, 135.

2. US 4767083, В 64 С 21/04, 244-12.3, 1988.

3. RU 2180309, В 64 С 30/00, 2002.

4. RU 2212359, В 64 С 30/00, 2003.

5. US 4741497, В 64 С 1/00, 244/117 R, 1988.

6. US 5114097, В 64 С 1/00, 244/119, 1992.

7. RU 1816717, В 64 С 29/00, 1993.

8. RU 1821421, В 64 С 29/04, 1993.

9. US 5984231, В 64 С 3/40, 244/46, 1999.

10. ЕР 0217507, В 64 G 1/14, 1/62, 1987.

11. RU 2241636, В 64 С 3/40, 2004.

12. US 3881671, В 64 D 25/08, 244/140, 1975.

13. Военная авиация. Кн. 1, 2-е изд., испр. - Мн.: ООО «Попурри», стр.495.

14. Журнал «Авиа Панорама», ноябрь-декабрь, 1997, стр.28-29.