RU2070138C1 - Самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости - Google Patents
Самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости Download PDFInfo
- Publication number
- RU2070138C1 RU2070138C1 RU93033381A RU93033381A RU2070138C1 RU 2070138 C1 RU2070138 C1 RU 2070138C1 RU 93033381 A RU93033381 A RU 93033381A RU 93033381 A RU93033381 A RU 93033381A RU 2070138 C1 RU2070138 C1 RU 2070138C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- stabilizers
- beams
- fuselage
- keels
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Tires In General (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиации, а именно к области самолетостроения, и предназначено улучшить характеристики продольной устойчивости и управляемости самолета на больших углах атаки. Самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости содержит фюзеляж 1 прямоугольного сечения, крыло 2 с двигателями 3, двухкилевое оперение, размещенное на двух балках 4, состоящее из килей 5 и объединенного стабилизатора 6, соединяющего балки 4, трехстоечное шасси с носовым колесом. Самолет снабжен размещенной на конце балки 4 поворотной конструкцией 8, на которой установлены под прямым углом относительно оси балки 4 вертикальное и горизонтальное оперение, симметричной формы в плане и профиля, балки 4 связаны с фюзеляжем 1 посредством силовых элементов 10, установленных перед поворотной относительно оси балки 4 конструкцией 8, стабилизаторы выполнены раздельными и установлены с внешней стороны балки 4 в плоскости крыла 2, верхние части килей 5 и стабилизаторов 6 снабжены устройствами 9 для их взаимной фиксации, а поворот конструкции 8 с установленными на ней килями 5 и стабилизаторами 6 производится на угол ±90 o, при этом кили 5 выполняют функции стабилизаторов, а стабилизаторы 6 - функции киля и подфюзеляжного гребня. 2 ил.
Description
Изобретение относится к самолетостроению, а именно к конструктивным разработкам, улучшающим характеристики продольной устойчивости и управляемости самолета на больших и малых углах атаки.
Известен самолет, содержащий фюзеляж прямоугольного сечения, крыло с турбовинтовыми двигателями, двухкилевое оперение, размещенное на двух балках, состоящее из килей и объединенного цельного стабилизатора, соединяющего балки, трехстоечное шасси с носовым колесом (1).
Недостатком известного самолета является то, что на больших углах атаки происходит затенение вертикального оперения срывом потока с крыла и балок. Это приводит к уменьшению эффективной площади вертикального оперения и рулей направления и тем самым к ухудшению продольной устойчивости самолета.
Известен самолет фирмы НОРД АВИАСЬОН 2501 "НОРАТЛАС", содержащий фюзеляж прямоугольного сечения, крыло с установленными на нем двигателями, двухкилевой оперение, размещенное на двух балках, состоящее из килей, снабженных рулями направлениями, и объединенного стабилизатора, соединяющего балки, снабженного рулями, трехстоечное шасси с носовым колесом (2).
Недостатком известного самолета является то, что происходит (при данной компоновке) нарушение устойчивости по перегрузке, главным образом на больших углах атаки, связанной с затенением вертикального оперения от впереди расположенных частей самолета. При этом неустойчивость по перегрузке приводит к самопроизвольному увеличению угла атаки и тем самым к еще большему затенению эффективной рабочей площади киля и руля направления. Подобная тенденция создает предпосылки для непреднамеренной потери скорости, либо выхода самолета на недопустимо большую перегрузку. Попадание вертикального оперения в спутный след от впереди летящего самолета, например, при дозаправке топливом в полете, сопровождается появлением дополнительных сил и моментов, что вызывает возмущенное движение самолета. Спутный след наибольшую опасность представляет на малых скоростях полета, где рулевые поверхности имеют и без того малую эффективность, а полет происходит на больших углах атаки.
Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является самолет фирмы ФЕРЧАЙЛД С-119 "ФЛАИНГ БОКСКАР", содержащий фюзеляж прямоугольного сечения, крыло с двигателями, двухкилевой оперение, размещенное на двух балках, состоящее из килей и объединенного стабилизатора, соединяющего балки, трехстоечное шасси с носовым колесом (3). Улучшение характеристик продольной устойчивости и управляемости достигается путем размещения вертикального оперения в струе от винтов, установкой на самолете двух килей, установкой подкорпусных аэродинамических гребней.
Недостатком самолета, выбранного в качестве прототипа, является то, что эффективность вертикального оперения понижается на больших углах атаки вследствие затенения его крылом и корпусом самолета, в частности хвостовыми балками. В полете со скольжением большая часть вертикального оперения попадает в тень (аэродинамическую) от балок и горизонтального оперения, расположенного ниже основания киля. При таком аэродинамическом затенении киля и особенно руля направления самолет обладает плохими характеристиками продольной устойчивости и управляемости, а также плохими штопорными характеристиками. Даже установка форкилей и аэродинамических гребней на законцовках балок не устраняет в полной мере вышеуказанных недостатков. Попадание вертикального оперения в спутный след от впереди летящего самолета вызывает появление дополнительных сил и моментов, что приводит к возмущенному движению самолета с самопроизвольным увеличением угла атаки. Такое явление наиболее опасно на малых скоростях полета, когда самолет летит на больших углах атаки и где рулевые поверхности имеют малую эффективность.
Целью изобретения является улучшение характеристик продольной устойчивости при больших и малых углах атаки.
Указанная цель достигается тем, что самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости, содержащий фюзеляж прямоугольного сечения, крыло с двигателями, двухкилевое оперение, размещенное на двух балках, состоящее из килей и объединенного стабилизатора, соединяющего балки, трехстоечное шасси с носовым колесом, снабжен размещенной на конце балки поворотной относительно оси балки конструкцией, на которой установлены под прямым углом относительно оси балки вертикальное и горизонтальное оперение, симметричной формы и профиля, балки связаны с фюзеляжем посредством силовых элементов, установленных перед поворотной конструкцией, стабилизаторы выполнены раздельными и установлены с внешней стороны балки в плоскости крыла, верхние части килей и стабилизаторов снабжены устройствами для их взаимной фиксации, а поворот конструкции с установленными на ней горизонтальным и вертикальным оперением производится на угол ± 90 o, при этом килы выполняют функции стабилизатора, а стабилизаторы функции киля и подфюзеляжного гребня.
Достижение поставленной цели действительно возможно, так как жесткость конструкции двухбалочного самолета с разнесенным хвостовым оперением достигается за счет связи балок с фюзеляжем посредством силовых элементов, а также путем взаимной фиксации элементов хвостового оперения при его повороте во внутрь конструкции, образованной балками. Данное закрепление балок способствует уменьшению изгибающих и крутящих моментов по сравнению со случаем консольного закрепления балки на крыле и с элементами хвостового оперения на законцовке балки. Поворот конструкции, содержащей вертикальное и горизонтальное оперение, относительно оси балки является технически возможным процессом. Профиль вертикального и горизонтального оперения выполняется симметричным, что обеспечивает его использование в любой плоскости при этом с меньшим сопротивлением, более высокое критическое число М полета и меньшую величину шарнирного момента рулей. Площади вертикального и горизонтального оперения выбираются одинаковыми (как и форма в плане) и определяются по величине коэффициента статического момента. И в связи с тем, что на основных режимах полета вертикальное оперение будет работать с максимальной эффективностью и имеет увеличенную площадь, то и по конфигурации вертикальное и горизонтальное оперение могут быть выполнены симметричными (4). Управление рулями может быть технически выполнено электродистанционным. Снабжение килей и стабилизаторов в их верхней части устройствами для взаимной фиксации даст возможность улучшить жесткостные характеристики хвостового оперения при повороте его на угол 90 o во внутрь конструкции, образованной балками самолета.
Сопоставительный анализ заявляемого технического решения с прототипом показывает, что заявляемый самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости отличается тем, что он снабжен размещенной на конце балки поворотной относительно оси балки конструкцией, на которой установлены под прямым углом относительно оси балки вертикальное и горизонтальное оперение, симметричной формы в плане и профиля, балки связаны с фюзеляжем посредством силовых элементов, установленных перед поворотной конструкцией, стабилизаторы выполнены раздельными и установлены с внешней стороны балки в плоскости крыла, верхние части килей и стабилизаторов снабжены устройствами для их взаимной фиксации, а поворот конструкции с установленными на ней горизонтальным и вертикальным оперением производится на угол ± 90 o, при этом кили выполняют функции стабилизатора, а стабилизаторы функции киля и подфюзеляжного гребня.
Таким образом, заявляемый самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости 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 заявляемое решение от прототипа, что позволяет сделать вывод о соответствии критерию "существенные отличия".
На фиг. 1 представлен общий вид самолета с улучшенными характеристиками продольной устойчивости с расположением хвостового оперения в режиме взлета и посадки (а) и на крейсерских режимах полета (б); на фиг.2- представлены схемы возможного расположения хвостового оперения.
Самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости содержит фюзеляж 1 прямоугольного сечения, крыло 2 с двигателями 3, балки 4, киль 5 и горизонтальное оперение 6 (стабилизатор). Вертикальное 5 и горизонтальное 6 оперение выполнено симметричной формы в плане и с симметричным профилем, и снабжено рулями 7. Киль 5 и горизонтальное оперение 6 установлены под прямым углом относительно оси балки 4 на поворотной (относительно оси балки 4) конструкции 8. Конструкция 8 выполнена с возможностью поворота на угол ± 90 o относительно продольной оси балки 4. Верхние части килей 5 и стабилизаторов 6 снабжены устройствами 9 для их взаимной фиксации при повороте во внутрь конструкции, образованной балками 4. Балки 4 соединены с фюзеляжем 1 посредством силовых элементов 10, узлы креплений 11 которых расположены на балках 4 перед поворотной конструкцией 8.
Предлагаемый самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости работает следующим образом.
Взлет самолета происходит аналогично самолету с трехопорным шасси с носовым колесом. При этом хвостовое оперение находится в положении согласно фиг.1,а. и фиг.2,а. при котором кили 5 находятся в вертикальном положении, а стабилизаторы 6 в горизонтальном (в плоскости крыла 2). Взлет может производиться и в положении, когда кили 5 повернуты относительно оси балок 4 на угол 90 o во внутрь конструкции, образованной двумя балками 4 (фиг.2,в). В этом случае кили 5 фиксируются между собой с помощью устройств 9, расположенных на законцовках килей.
В случае (после набора высоты) кили поворачиваются вместе с конструкцией 8, на которой они закреплены, на угол 90 o так, что становятся стабилизаторами самолета, а стабилизаторы 6 начинают выполнять функции килей и подфюзеляжных гребней. При этом (см. фиг.1,б. фиг.2,б) кили находятся под балками в невозмущенном потоке воздуха. С целью повышения жесткости конструкции может быть осуществлен поворот конструкций 8 с закрепленным на них хвостовым оперением так, что кили 5 будут располагаться под фюзеляжем (под балками 4), а стабилизаторы 6 переместятся во внутрь конструкции, образованной балками 4, и в соединенном в одной плоскости состоянии будут зафиксированы с помощью устройств 9, размещенных на законцовках стабилизаторов 6. В любом варианте установки элементов хвостового оперения относительно оси балки 4 управление самолетом осуществляется с помощью рулей 7, система управления которыми автоматически переключается на требуемый режим работы согласно каналов управления. Расположение килей в положении, благоприятном для обтекания их потоком воздуха под балками 4, будет способствовать улучшению характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета.
В посадочном режиме конструкции 8 с размещенным на ней хвостовым оперением поворачивается относительно оси балки 4 на угол, при котором киль 5 и стабилизатор 6 занимают положение согласно фиг.1,а и фиг.2,а. При этом положении кили 5 не будут мешать посадке самолета, производимой на заданном посадочном углу атаки. Посадка осуществляется аналогично самолету с трехопорным шасси с носовым колесом.
Улучшение характеристик продольной устойчивости осуществляется путем перестановки вертикального оперения из зоны срывных потоков с впереди расположенных частей самолета и невозмущенный поток воздуха под несущую конструкцию самолета. При этом обеспечиваются требуемые прочностные и жесткостные характеристики самолета за счет уменьшения длины консольной части балок и соединения элементов хвостового оперения в единую конструкцию повышенной жесткости.
Claims (1)
- Самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости, содержащей фюзеляж прямоугольного сечения, крыло с двигателями, двухкилевое оперение, размещенное на двух балках, состоящее из килей и объединенного стабилизатора, соединяющего балки, трехстоечное шасси с носовым колесом, отличающийся тем, что он снабжен размещенной на конце балки поворотной относительно оси балки конструкцией, на которой установлены под прямым углом относительно оси балки вертикальное и горизонтальное оперения симметричной формы в плане и профиле, балки связаны с фюзеляжем посредством силовых элементов, установленных перед поворотной конструкцией, стабилизаторы выполнены раздельно и установлены с внешней стороны балки в плоскости крыла, верхние части килей и стабилизаторов снабжены устройствами для их взаимной фиксации, а поворот конструкции с установленными на ней горизонтальным и вертикальным оперениями производится на угол ±90o, при этом кили выполняют функции стабилизатора, а стабилизаторы функции киля и подфюзеляжного гребня.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93033381A RU2070138C1 (ru) | 1993-06-28 | 1993-06-28 | Самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93033381A RU2070138C1 (ru) | 1993-06-28 | 1993-06-28 | Самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU93033381A RU93033381A (ru) | 1996-11-27 |
RU2070138C1 true RU2070138C1 (ru) | 1996-12-10 |
Family
ID=20144023
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU93033381A RU2070138C1 (ru) | 1993-06-28 | 1993-06-28 | Самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2070138C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN113697086A (zh) * | 2021-09-26 | 2021-11-26 | 北京海利天梦科技有限公司 | 一种可旋转式多功能无人机尾翼 |
RU2765837C1 (ru) * | 2020-12-30 | 2022-02-03 | Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") | Способ и система управления двухкилевого пилотируемого летательного аппарата в канале курса |
-
1993
- 1993-06-28 RU RU93033381A patent/RU2070138C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Справочник по зарубежным самолетом и вертолетам. - Издательство ЦАГИ им. проф. И.Е.Жуковского, 1961, с.283. 2. Там же, с.259 - 261. 3. Там же, 1961, с.227 и 228. 4. Гребеньков О.А. Конструкция самолетов. - М.: Машиностроение, 1984, с.121 - 127. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2765837C1 (ru) * | 2020-12-30 | 2022-02-03 | Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") | Способ и система управления двухкилевого пилотируемого летательного аппарата в канале курса |
CN113697086A (zh) * | 2021-09-26 | 2021-11-26 | 北京海利天梦科技有限公司 | 一种可旋转式多功能无人机尾翼 |
CN113697086B (zh) * | 2021-09-26 | 2023-12-19 | 北京海利天梦科技有限公司 | 一种可旋转式多功能无人机尾翼 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP7414310B2 (ja) | 航空機及び航空機を飛行させる方法 | |
US11634222B2 (en) | Vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle having foldable fixed wing and based on twin-ducted fan power system | |
US10661884B2 (en) | Oblique blended wing body aircraft | |
US10293933B2 (en) | Rotating wing assemblies for tailsitter aircraft | |
US6098923A (en) | Aircraft structure to improve directional stability | |
EP0661206B1 (en) | An unmanned vertical take-off and landing, horizontal cruise, air vehicle | |
US6398157B1 (en) | Aircraft | |
US6607162B2 (en) | Ring-wing aircraft | |
US5086993A (en) | Airplane with variable-incidence wing | |
US8505846B1 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
US20070215746A1 (en) | Aircraft Having A Ring-Shaped Wing Structure | |
CN111315655B (zh) | 用于空中、水上、陆上或太空交通工具的三个复合翼的组件 | |
US20060016931A1 (en) | High-lift, low-drag dual fuselage aircraft | |
CA2195581A1 (en) | Gyro stabilized triple mode aircraft | |
WO2015019255A1 (en) | Boxwing aircraft | |
CA2572929A1 (en) | Hybrid aircraft | |
USRE36487E (en) | Airplane with variable-incidence wing | |
US5102067A (en) | Integrated helicopter empennage structure | |
JP2021529695A (ja) | テールシッター | |
CN107804469B (zh) | 飞机 | |
RU2070138C1 (ru) | Самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости | |
RU2082651C1 (ru) | Легкий летательный аппарат | |
WO1988006551A1 (en) | An improved aircraft | |
RU2028964C1 (ru) | Самолет вертикального взлета и посадки | |
RU2187444C2 (ru) | Летательный аппарат |