маневренный учебно-тренировочный и многоцелевой самолет "як- 130"

Формула изобретения

1. Маневренный самолет, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, тормозным щитком в его верхней части и боковыми воздухозаборниками, шасси, силовую установку в виде двух турбореактивных двигателей, размещенных в фюзеляже, стреловидное крыло с передним корневым наплывом оживальной формы, механизацией и отклоняемыми носками с уступами передней кромки, вертикальное и горизонтальное оперения, отличающийся тем, что корневой наплыв крыла выполнен с размахом не менее 0,15 и не более 0,18 размаха консоли крыла от основания наплыва и с хордой не менее 0,4 и не более 0,5 величины местной хорды крыла, а уступ передней кромки отклоняемого носка крыла расположен на расстоянии 0,55 - 0,65 величины размаха консоли крыла от основания наплыва и с хордой не менее 0,075 величины местной хорды крыла без учета уступа, вертикальное оперение выполнено однокилевым, а горизонтальное оперение снабжено уступом по передней кромке на расстоянии 0,25 - 0,35 размаха консоли горизонтального оперения.

2. Маневренный самолет по п.1, отличающийся тем, что двигатели установлены в средней части фюзеляжа таким образом, что их сопла размещены перед горизонтальным оперением, а хорда уступа передней кромки горизонтального оперения составляет не менее 0,2 величины местной хорды с учетом уступа.

3. Маневренный самолет по пп.1 и 2, отличающийся тем, что крыло снабжено концевыми аэродинамическими поверхностями, выполненными площадью не менее 0,03 от площади базовой трапеции крыла и установленными под углом не более 20^o к вертикальной плоскости, причем хорды их оснований повернуты наружу относительно концевых хорд крыла на 2 - 5^o, а их аэродинамическая крутка также составляет 2 - 5^o.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к аэродинамической компоновке самолета, повышающей его маневренные свойства, и может быть использовано при создании многоцелевых самолетов, к которым предъявляются повышенные требования по маневренным характеристикам на больших углах атаки не менее 40^o, в том числе при создании учебно-тренировочных самолетов.

Повышение характеристик маневренности современных самолетов достигается соответствующим выбором геометрических параметров при обеспечении минимально возможного веса самолета.

Из существующего уровня техники известен учебно-тренировочный самолет "Hawk" английской фирмы "British Aerospace" (см. Jane s "All the World" s aircraft", 1994-1995, p. 435-438), содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части и боковыми воздухозаборниками, шасси, силовую установку в виде турбореактивного двигателя, однокилевое вертикальное и горизонтальное оперения.

Недостатком конструкции известного самолета является возможность его эксплуатации на углах атаки не более 25^o и как следствие этого ограничение его маневренных свойств на повышенных углах атаки.

Наиболее близким техническим решением как по конструкции, так и по выполняемым задачам, выбранным в качестве прототипа, является маневренный тренировочный самолет "Boeing F/A - 18 F" американской фирмы "Boeing/Northrop Crumman" (см. Flight International, 20-26 January 1999, p. 38-49), содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части и боковыми воздухозаборниками, шасси, силовую установку в виде двух турбореактивных двигателей, размещенных в фюзеляже, стреловидное крыло с передним корневым наплывом оживальной формы, механизацией и отклоняемыми носками с уступами передней кромки, двухкилевое вертикальное и горизонтальное оперения.

Основным недостатком известного самолета, выбранного в качестве прототипа, является сравнительно низкое весовое совершенство его конструкции, а именно:

- наличие двухкилевого вертикального оперения увеличивает его относительную площадь, что повышает лобовое сопротивление самолета и относительную массу вертикального оперения;

- применение корневого наплыва повышенного размаха и площади для обеспечения путевой и поперечной устойчивости самолета с двухкилевым вертикальным оперением на повышенных углах атаки, что повышает относительную массу крыла;

- вынос сопел двигателей за горизонтальное оперение для исключения попадания реактивной струи на конструкцию самолета увеличивает относительную массу фюзеляжа, кроме того, в силу сравнительно малого удлинения крыла, прототип обладает невысоким аэродинамическим качеством.

Низкая весовая отдача конструкции и невысокий уровень аэродинамического качества отрицательно влияет на летно-технические характеристики известного самолета.

Задачей изобретения является создание маневренного самолета, обладающего высокими аэродинамическими характеристиками на всех режимах полета и обеспечивающего за счет своей аэродинамической компоновки высокие маневренные характеристики на повышенных углах атаки не менее 40^o при максимально возможном весовом совершенстве.

К техническим результатам, получаемым от использования данного изобретения, можно отнести обеспечение продольной, путевой и поперечной устойчивости самолета во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки не менее 40^o с повышенным уровнем аэродинамического качества при снижении его массы.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что в маневренном самолете, содержащем фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, тормозным щитком в его верхней части и боковыми воздухозаборниками, шасси, силовую установку в виде двух турбореактивных двигателей, размещенных в фюзеляже, стреловидное крыло с передним корневым наплывом оживальной формы, механизацией и отклоняемыми носками с уступами передней кромки, вертикальное и горизонтальное оперение, согласно изобретению, корневой наплыв крыла выполнен с размахом не менее 0,15 и не более 0,18 размаха консоли крыла от основания наплыва и с хордой не менее 0,4 и не более 0,5 величины местной хорды крыла, а уступ передней кромки отклоняемого носка крыла выполнен на расстоянии 0,55 - 0,65 величины размаха консоли крыла от основания наплыва и с хордой не менее 0,075 величины местной хорды крыла без учета уступа, кроме этого вертикальное оперение выполнено однокилевым, а горизонтальное оперение снабжено уступом по передней кромке на расстоянии 0,25 - 0,35 размаха консоли горизонтального оперения.

Двигатели размещены в средней части фюзеляжа таким образом, что их сопла находятся перед горизонтальным оперением, а хорда уступа передней кромки горизонтального оперения составляет не менее 0,2 величины местной хорды с учетом уступа.

Крыло снабжено концевыми аэродинамическими поверхностями, выполненными площадью не менее 0,03 от площади базовой трапеции крыла и установленными под углом не более 20^o к вертикальной плоскости, причем хорды их оснований повернуты наружу относительно концевых хорд крыла на 2-5^o, а аэродинамическая крутка также составляет 2-5^o.

На фиг. 1 изображен маневренный самолет с пояснением геометрических параметров, совмещенный вид сверху и снизу; на фиг. 2 - то же, вид сбоку; на фиг. 3 - то же, вид спереди; на фиг. 4 представлена зависимость коэффициента динамической боковой устойчивости самолета на углах атаки до 40^o от параметров корневого наплыва крыла; на фиг. 5 - экспериментальные результаты визуализации потока крыла без уступа и с уступом; на фиг. 6 - влияние местоположения уступа передней кромки отклоняемого носка крыла на продольную устойчивость самолета; на фиг. 7 - влияние размеров уступа передней кромки носка на продольную устойчивость; на фиг. 8 - влияние местоположения уступа горизонтального оперения на продольную устойчивость; на фиг. 9 - влияние параметров наплыва крыла при рациональных параметрах уступов на степень продольной устойчивости по перегрузке на углах атаки до 40^o; на фиг. 10 - результаты летных испытаний, подтверждающих обеспечение продольной и поперечно-путевой устойчивости самолета на углах атаки до 40^o; на фиг. 11 - характер обтекания реактивных струй двигателей хвостовой части самолета; на фиг. 12-15 - экспериментальные зависимости влияния параметров концевых аэродинамических поверхностей (КАП) на относительное аэродинамическое качество самолета; на фиг. 16 - результаты летных испытаний по влиянию концевых аэродинамических поверхностей на километровый расход топлива.

Маневренный самолет содержит фюзеляж 1 с кабиной экипажа 2 и боковыми воздухозаборниками 3, трехстоечное шасси с носовым колесом 4 и основными опорами 5, силовую установку в виде двух турбореактивных двигателей 6, размещенных в фюзеляже 1, и тормозной щиток 7, установленный на фюзеляже 1. Самолет имеет стреловидное крыло 8 с передним корневым наплывом 9 оживальной формы и механизацией, выполненной в виде закрылков 10 и отклоняемых носков 11 с уступами 12 передней кромки. Самолет содержит однокилевое вертикальное оперение 13 с рулем поворота 14 и горизонтальное оперение 15 с уступом 16 на передней кромке. Двигатели 6 размещены в средней части фюзеляжа 1 таким образом, что их сопла находятся перед горизонтальным оперением 15. Крыло 8 снабжено концевыми аэродинамическими поверхностями 17 (фиг. 1).

Корневой наплыв 9 выполнен с размахом l_н не менее 0,15 и не более 0,18 размаха l_кр консоли крыла 8 от основания наплыва 9 и с хордой b_н не менее 0,4 и не более 0,5 величины местной хорды b_кр1 базовой трапеции крыла 8 без учета уступа 12 его передней кромки.

Уступ 12 выполнен на расстоянии (l_уст)_кр = 0,55 - 0,65 величины размаха крыла 8 от основания наплыва 9 и с хордой (b_уст)_кр не менее 0,075 величины местной хорды b_кр2 базовой трапеции крыла 8 без учета уступа 12 его передней кромки.

Уступ 16 горизонтального оперения 15 выполнен на расстоянии (l_уст)_г.о = 0,25 - 035 от размаха l_г.о консоли горизонтального оперения 15, а величина хорды составляет не менее 0,2 величины местной хорды b_г.о горизонтального оперения 15 с учетом уступа 16.

Концевые аэродинамические поверхности 17 выполнены площадью не менее 0,03 от площади базовой трапеции крыла 8 и установлены под углом не более = 20 к вертикальной плоскости, причем хорды их оснований повернуты наружу относительно концевых хорд крыла на угол _o= 2-5,, а аэродинамическая крутка составляет также угол _o= 2-5..

Маневренный самолет функционируется следующим образом.

Взлет и посадка происходит аналогично самолету-прототипу. В полете, при увеличении угла атаки, благодаря рациональным для однокилевого вертикального оперения 13 параметрам корневого наплыва 9 крыла 8 обеспечивается поперечно-путевая устойчивость самолета до углов атаки не менее 40^o, что объясняется положительным взаимодействием вихревых структур корневого наплыва 9 с вертикальным оперением 13. Результаты испытаний (фиг. 4) модели заявленного маневренного самолета в аэродинамической трубе показали, что выбранные размеры корневого наплыва 9 обеспечивают требуемый для эксплуатации уровень динамической боковой устойчивости самолета, а именно:



где - коэффициент боковой динамической устойчивости самолета;

m_y - производная коэффициента путевого момента по углу скольжения;

- угол атаки;

J_y - момент инерции относительной вертикальной оси самолета;

J_x - момент инерции относительно горизонтальной оси самолета;

m_x - производная коэффициента поперечного момента по углу скольжения.

Благодаря выполненному уступу 12 на передней кромке отклоняемого носка 11, зона отрыва воздушного потока (фиг. 5) смещается с концевой части крыла 8 в его корневую часть, что исключает появление кабрирующего момента и повышает продольную устойчивость заявленного самолета. Аналогичный эффект обеспечивает уступ 16 передней кромки горизонтального оперения 15.

В соответствии с результатами экспериментальных исследований (фиг. 6-8) рациональные параметры уступов 12 и 16 обеспечивают наибольшее улучшение продольной устойчивости самолета. Влияние корневого наплыва 9 крыла 8 на продольную устойчивость самолета объясняется взаимодействием вихревых структур корневого наплыва 9 и крыла 8. Рациональный выбор параметров наплыва 9 приводит к такому смещению центра давления крыла 8, которое при выбранных параметрах уступов 12 и 16 обеспечивает требуемый для эксплуатации уровень степени продольной устойчивости.

Результаты экспериментальных испытаний (фиг. 9) показали оптимальность выбранных параметров корневого наплыва 9, обеспечивающих выполнение требований по уровню продольной устойчивости по перегрузке во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки, а именно:



где _n - степень продольной устойчивости самолета по перегрузке;

m_z^Су - степень статической продольной устойчивости самолета;

коэффициент продольного демпфирования самолета;

- плотность воздуха;

S - площадь крыла;

b - средняя аэродинамическая хорда крыла;

m - масса самолета.

Летные испытания (фиг. 10) подтвердили обеспечение продольной и поперечно-путевой устойчивости заявленного самолета во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки до угла атаки не менее 40.

При этом поверхность горизонтального оперения 15 при любом угле отклонения вплоть до максимального благодаря его конфигурации, а именно наличию уступа 16 передней кромки с рациональными размерами, находится вне реактивных струй двигателей, размещенных с целью снижения веса перед горизонтальным оперением 15 (фиг. 11).

Установленные концевые аэродинамические поверхности 17 уменьшают скос воздушного потока на крыле 8, индуцируемый концевым вихрем, а также создают дополнительную подсасывающую силу на их передних кромках, что приводит к уменьшению индуктивного сопротивления крыла 8 и к увеличению аэродинамического качества самолета.

Экспериментальные исследования подтвердили оптимальность выбора параметров концевых аэродинамических поверхностей 17 крыла 8, обеспечивающих наибольшее относительное аэродинамическое качество (фиг. 12-15).

Кроме того, результаты летных испытаний (фиг. 16) подтверждают положительное влияние концевых аэродинамических поверхностей 17 на километровый расход топлива q_кн, т.е. на его аэродинамическое качество.

Предложенная конструкция маневренного самолета обладает высокими аэродинамическими характеристиками на всех режимах полета, обеспечивает за счет своей аэродинамической компоновки улучшенные маневренные характеристики на повышенных углах атаки не менее 40 и имеет повышенный уровень аэродинамического качества при максимально возможном весовом совершенстве, а именно по сравнению с известным самолетом-прототипом уменьшены на 25-30% относительная площадь вертикального оперения и не менее чем на 20% его относительная масса. Кроме того, снижены площадь и относительная масса корневого наплыва крыла не менее чем на 30% и уменьшена масса хвостовой части фюзеляжа не менее чем на 10% общей массы фюзеляжа.

Технические результаты, полученные от использования данного изобретения, подтверждены летными испытаниями самолета ЯК-130.