RU2100251C1 - Учебно-тренировочный самолет - Google Patents
Учебно-тренировочный самолет Download PDFInfo
- Publication number
- RU2100251C1 RU2100251C1 RU96116560A RU96116560A RU2100251C1 RU 2100251 C1 RU2100251 C1 RU 2100251C1 RU 96116560 A RU96116560 A RU 96116560A RU 96116560 A RU96116560 A RU 96116560A RU 2100251 C1 RU2100251 C1 RU 2100251C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tail
- fuselage
- wing
- rudder
- vertical
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Применение: учебно-тренировочный самолет. Сущность изобретения: учебно-тренировочный самолет содержит трапециевидное крыло, фюзеляж, трапециевидное горизонтальное оперение с рулем высоты, вертикальное оперение с рулем направления, тормозные щитки в хвостовой части фюзеляжа. Согласно изобретению крыло имеет излом по передней кромке по z=0,4, а поперечное сечение хвостовой части фюзеляжа выполнено в виде овала с большой осью в вертикальной плоскости и плавно переходит сверху в вертикальное оперение, на котором консольно закреплено горизонтальное оперение на определенном расстоянии от передней кромки вертикального оперения и выше оси струи двигателя таким образом, что вертикальное оперение, а также верхняя и нижняя части руля направления находятся вне пределов спутного следа от горизонтального оперения и руля высоты. 10 ил.
Description
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к компоновке аэродинамической схемы летательного аппарата.
Известны схемы летательных аппаратов с фюзеляжем круглого сечения, в котором размещен двигатель, с низко расположенным крылом, горизонтальным оперением, с некоторым превышением расположенным над крылом, одним вертикальным оперением с рулем направления (Самолеты "Хоук", МВ-226, АСА-101. Техническая информация ЦАГИ, 1977, 6, с. 10, 13, 19, 24 и 25). В этой схеме, изображенной на фиг. 5 при достижении больших углов атаки на верхней поверхности крыла 1, происходит отрыв потока. Быстрое расширение спутного следа 2 (фиг. 5) приводит к резкому падению скоростного напора, в зону которого попадает горизонтальное оперение 5 и частично вертикальное оперение 4, что приводит к уменьшению эффективности органов управления и стабилизации.
При дальнейшем увеличении угла атаки (например, в штопоре) вертикальное оперение 4 и руль 3 направления попадают дополнительно в слитный след 6 от горизонтального оперения 5. Налицо случай, когда одни органы стабилизации полностью или частично затеняют другие. Так как геометрия поперечных сечений хвостовой части фюзеляжа определяется двигателем, т.е. имеет круглую форму, хвостовая часть фюзеляжа обладает слабыми демпфирующими свойствами (ТИ, 1978, 19-20, фиг. 6 с. 3), что затягивает время выхода УТС на режим установившегося штопора и, соответственно, увеличивает время вывода из штопора.
Наиболее близким конструктивно к изобретению является учебно-тренировочный самолет АТ-3 фиг. 8-10 (Jane's за 1985-86, с. 211-212), содержащий уплощенную хвостовую часть фюзеляжа 2, переходящую в вертикальное оперение 3 с находящимся на ней цельноповоротным горизонтальным оперением 4. Отличительной особенностью этой схемы является нахождение части руля направления 5 в спутной струе от горизонтального оперения 7, невозможность избежать влияния реактивной струи 8 на горизонтальное оперение и нижнюю часть руля направления, отсутствие тормозных щитков на уплощенной нижней хвостовой части фюзеляжа и отсутствие излома по передней кромке крыла.
Цель изобретения повышение безопасности и упрощение пилотирования, обеспечиваемое
на режимах сваливания и штопора за счет увеличения пикирующего момента и повышения боковой устойчивости и управляемости;
в диапазоне полетных углов атаки из-за более плавного протекания характеристики продольного момента;
на этапе взлета-посадки минимальными потерями подъемной силы на балансировку и устойчивостью при движении вблизи экрана;
при полете на больших числах М-профилем крыла и формой крыла в плане.
на режимах сваливания и штопора за счет увеличения пикирующего момента и повышения боковой устойчивости и управляемости;
в диапазоне полетных углов атаки из-за более плавного протекания характеристики продольного момента;
на этапе взлета-посадки минимальными потерями подъемной силы на балансировку и устойчивостью при движении вблизи экрана;
при полете на больших числах М-профилем крыла и формой крыла в плане.
Поставленная цель достигается тем, что учебно-тренировочный самолет содержит трапециевидное крыло с изломом по передней кромке по 0,4, фюзеляж, трапециевидное горизонтальное оперение с рулем высоты, вертикальное оперение с двухсекционным рулем направления, тормозные щитки в хвостовой части фюзеляжа. Поперечное сечение хвостовой части фюзеляжа выполнено в виде овала с большей осью в вертикальной плоскости и плавно переходит сверху в вертикальное оперение, на котором консольно закреплено горизонтальное оперение на расстоянии 0,65-0,75b от передней кромки вертикального оперения до начала центральной хорды горизонтального оперения и на 2,2-3,0 выше оси струи двигателя. Тормозные щитки расположены на расстоянии 3,5-4,5 от среза сопла и образованы расщепляющейся хвостовой частью фюзеляжа под нижней секцией руля направления. В раскрытом положении тормозные щитки частично находятся в струе от двигателей.
На фиг. 1-3 изображен предлагаемый самолет; на фиг. 4 изображены зависимости протекания коэффициента продольного момента в зависимости от угла атаки; на фиг. 5-7 схема самолета-аналога; на фиг. 8-10 схема самолета-прототипа.
На фиг. 1 и 2 даны
b центральная хорда горизонтального оперения;
bo центральная хорда крыла;
относительная координата вдоль размаха, равная Z/(l/2), где l/2 - полуразмах крыла;
Z расстояние от плоскости симметрии самолета до точки излома;
D диаметр сопла контура низкого давления двигателя.
b
bo центральная хорда крыла;
относительная координата вдоль размаха, равная Z/(l/2), где l/2 - полуразмах крыла;
Z расстояние от плоскости симметрии самолета до точки излома;
D
На фиг. 4 даны
mza коэффициент продольного момента;
α угол атаки.
mza коэффициент продольного момента;
α угол атаки.
Предлагаемый двухдвигательный самолет фиг. 1 имеет низкорасположенное крыло 1. Хвостовая часть фюзеляжа 2 в поперечном сечении представляет собой овал с большей осью в вертикальной плоскости плавно переходящий сверху в вертикальное оперение 3, на котором консольно закреплено горизонтальное оперение 4 с рулем высоты 10, вынесенным из зоны руля направления. Руль направления двухсекционный 5 и 6, хвостовая часть фюзеляжа под нижней секцией руля направления 6 выполнена расщепляющейся, образуя безмоментные тормозные щитки 9.
Сбоку к фюзеляжу 2 примыкают мотогондолы 11, заканчивающиеся соплами 12, и боковые воздухозаборники 13. Сопла 12 развернуты наружу для исключения воздействия на нижнюю секцию руля направления 6 и уменьшения разворачивающего момента при отказе одного из двигателей.
Работа схемы происходит следующим образом.
Консольное закрепление горизонтального оперения 4 на расстоянии 0,65-0,75b от передней кромки вертикального оперения 3 до начала центральной хорды горизонтального оперения и вынос руля высоты 10 из зоны руля направления 5 и 6 исключают взаимовлияние горизонтального оперения 4 и руля высоты 10 на вертикальное оперение 3 и руль направления 5 и 6 во всем диапазоне углов атаки (7 граница спутного следа горизонтального оперения, 8 граница спутного следа руля высоты).
Превышение горизонтального оперения 4 над крылом 1, фюзеляжем 2, мотогондолами 13 и место излома 0,4 выбраны таким образом, что с ростом угла атаки при затенении горизонтального оперения мотогондолами и фюзеляжем, концевые сечения горизонтального оперения продолжают эффективно работать. Этим исключается резкий уход фокуса вперед (появление ложки). При достижении срывных режимов за счет фиксации начала срыва по месту излома, а не по борту мотогондол, обеспечивается дальнейшая эффективная работа частей 14 горизонтального оперения, находящихся вне зон срыва фюзеляжа, мотогондол и крыла по мере роста угла атаки и распространения срыва на крыле по размаху от места излома. При дальнейшем росте угла атаки горизонтальное оперение выходит из зоны спутных струй крыла и мотогондол, что позволяет увеличить момент на пикирование на режимах штопора (результаты продувок фиг. 4, кривая А).
При выпуске закрылка, за счет излома по передней кромке, средняя аэродинамическая хорда обслуживаемой механизацией площади лежит впереди средней аэродинамической хорды самолета. Этим достигается уменьшение пикирующего момента и снижение потерь подъемной силы на балансировку. Кроме того, излом включает в работу подфюзеляжную часть (фиг. 4 кривая В).
При подходе к экрану за счет большей средней аэродинамической хорды центральной части крыла из-за излома и поднятого горизонтального оперения обеспечивается более переднее положение фокуса по высоте над экраном, чем фокуса по углу атаки, а следовательно, обеспечивается устойчивость при движении вблизи экрана.
Нахождение стабилизирующих и рулевых поверхностей вне зоны влияния реактивной струи двигателей (сопла 12 развернуты наружу, превышение горизонтального оперения относительно оси 15 реактивной струи 2,2-3,0D ) также упрощает процесс пилотирования. Тормозные щитки 9, образованные расщепляющейся хвостовой частью фюзеляжа, находятся на расстоянии 3,5-4,5D от среза сопла. Расположение тормозных щитков 9 на расстоянии менее 3,5D привело бы к снижению их аэродинамической эффективности из-за затенения щитков мотогондолами, а размещение их на расстоянии более 4,5D от среза сопла не позволило бы достичь потребного коэффициента реверсирования тяги. Кроме того, предложенное размещение в случае отказа одного из двигателей и раскрытия тормозных щитков обеспечивает создание разворачивающего момента в сторону работающего двигателя из-за больших нагрузок на щиток, находящийся в реактивной струе, и расположение тормозных щитков по линии центра масс исключает перебалансировку при их выпуске в случае нормальной работы двигателей.
Обеспечение начала срыва на крыле по месту излома 0,4 улучшает поперечную управляемость. Форма крыла в плане обеспечивает раннее возникновение волнового кризиса в сечениях крыла по ≥0,4, имеющих отрицательную стреловидность по линии 50% хорд сечений, при сохранении дозвукового обтекания вынесенных вперед частей крыла с изломом. Этим исключается резкое нарастание пикирующего момента при увеличении числа М полета, а применение суперкритических профилей позволяет увеличить скорость начала затягивания в пикирование.
Таким образом, предлагаемая аэродинамическая схема самолета полностью реализует поставленную цель.
Claims (1)
- Учебно-тренировочный самолет, содержащий трапециевидное крыло, фюзеляж, трапециевидное горизонтальное оперение с рулем высоты, вертикальное оперение с рулем направления, тормозные щитки в хвостовой части фюзеляжа, отличающийся тем, что крыло имеет излом по передней кромке по а поперечное сечение хвостовой части фюзеляжа выполнено в виде овала с большой осью в вертикальной плоскости и плавно переходит сверху в вертикальное оперение, на котором консольно закреплено горизонтальное оперение на расстоянии 0,65 0,75 b
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU96116560A RU2100251C1 (ru) | 1996-08-13 | 1996-08-13 | Учебно-тренировочный самолет |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU96116560A RU2100251C1 (ru) | 1996-08-13 | 1996-08-13 | Учебно-тренировочный самолет |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2100251C1 true RU2100251C1 (ru) | 1997-12-27 |
RU96116560A RU96116560A (ru) | 1998-01-20 |
Family
ID=20184518
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU96116560A RU2100251C1 (ru) | 1996-08-13 | 1996-08-13 | Учебно-тренировочный самолет |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2100251C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2572507C1 (ru) * | 2014-07-02 | 2016-01-10 | Публичное акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Иркут" | Учебный самолет |
CN112550658A (zh) * | 2020-12-08 | 2021-03-26 | 芜湖中科飞机制造有限公司 | 一种高性能高强度串座式复合材料机身结构 |
-
1996
- 1996-08-13 RU RU96116560A patent/RU2100251C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Jane's aircraft. 1985 - 1986, PKL, London - New York, p.211 - 212. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2572507C1 (ru) * | 2014-07-02 | 2016-01-10 | Публичное акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Иркут" | Учебный самолет |
CN112550658A (zh) * | 2020-12-08 | 2021-03-26 | 芜湖中科飞机制造有限公司 | 一种高性能高强度串座式复合材料机身结构 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10435137B2 (en) | Oblique blended wing body aircraft | |
EP2452877B1 (en) | Method and apparatus for reducing aircraft noise | |
US4293110A (en) | Leading edge vortex flap for wings | |
US6923403B1 (en) | Tailed flying wing aircraft | |
US4691879A (en) | Jet airplane | |
RU188859U1 (ru) | Сверхзвуковой самолет | |
EP2110312B1 (en) | Fuselage shaping and inclusion of spike on a supersonic aircraft for controlling and reducing sonic boom | |
RU2302975C2 (ru) | Компоновка самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками | |
US4447022A (en) | Reduced noise monolithic wing-stabilizer aircraft | |
US4033526A (en) | Aerodynamic flow body | |
US4569494A (en) | Pitch control of swept wing aircraft | |
US6935592B2 (en) | Aircraft lift device for low sonic boom | |
US6318677B1 (en) | Method and apparatus for generating a stable leading-edge lifting-vortex controller | |
US5178348A (en) | Contoured wing/flap assembly and method | |
RU2391254C2 (ru) | Сверхзвуковой самолет (варианты) | |
RU2100251C1 (ru) | Учебно-тренировочный самолет | |
EP0080460B1 (en) | Leading edge vortex flap for wings | |
RU2174483C2 (ru) | Устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла (варианты) | |
US6279500B1 (en) | Aircraft carriers and methods of operation thereof | |
US3406929A (en) | Aerofoils | |
US3465990A (en) | Aircraft having energy-conserving means | |
RU2776193C1 (ru) | Сверхзвуковой самолет | |
RU2070145C1 (ru) | Самолет с укороченной длиной разбега и пробега | |
RU2070144C1 (ru) | Высокоманевренный самолет | |
RU2813394C1 (ru) | Сверхзвуковой пассажирский самолёт |