RU2166462C1 - Многофункциональный истребитель (мфи) - Google Patents
Многофункциональный истребитель (мфи) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2166462C1 RU2166462C1 RU2000101026/28A RU2000101026A RU2166462C1 RU 2166462 C1 RU2166462 C1 RU 2166462C1 RU 2000101026/28 A RU2000101026/28 A RU 2000101026/28A RU 2000101026 A RU2000101026 A RU 2000101026A RU 2166462 C1 RU2166462 C1 RU 2166462C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- center
- aircraft
- axis
- carrier disk
- Prior art date
Links
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 5
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 238000004321 preservation Methods 0.000 description 1
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C30/00—Supersonic type aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D7/00—Arrangements of military equipment, e.g. armaments, armament accessories, or military shielding, in aircraft; Adaptations of armament mountings for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
- Toys (AREA)
- Nitrogen And Oxygen Or Sulfur-Condensed Heterocyclic Ring Systems (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиации. Центроплан истребителя выполнен в плане в виде профилированного несущего диска с передней и задней кромками по его образующей. На несущем диске выполнены управляющие аэродинамические поверхности в виде носовых сегментов несущего диска центроплана с передней кромкой по образующей окружности несущего диска, размещенные по обе стороны фюзеляжа. Носовые сегменты выполнены поворотными каждый относительно своей оси, совпадающей в своем продолжении в плане с передней кромкой прилегающей поворотной консоли. Ось поворота отклоняемого носка каждой поворотной консоли и ось поворота прилегающего к ней носового сегмента несущего диска центроплана параллельны между собой в плане. Точка приложения приращения суммарной положительной или отрицательной подъемной силы самолета при отклонении поворотных консолей максимально приближена к точке аэродинамического фокуса самолета с возможностью обеспечения управления истребителем без изменения его продольного момента в системе непосредственного управления подъемной силой. Предложенная схема самолета позволит улучшить его маневренные характеристики, сократить длину пробега. 3 ил.
Description
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании маневренных самолетов - истребителей, учебно-тренировочных самолетов, самолетов, к которым предъявляются определенные требования по маневренным характеристикам.
Из существующего уровня техники известен самолет американской фирмы McDonnell Douglas, созданный по программе AFTI (Advanced Fighter Technology Integration), содержащий крыло, состоящее из центроплана и консолей, соединенных с центропланом по его бокам. Консоли выполнены цельно поворотными с возможностью однонаправленного и дифференцированного отклонения. Поворотные консоли имеют предкрылки, отклоняемые на больших углах атаки. Фюзеляж самолета смещен вдоль продольной оси относительно центроплана и плавно сопряжен с ним. Самолет имеет хвостовое горизонтальное и вертикальное оперение и трехопорное шасси с носовой опорой (см. Итоги науки и техники. Авиастроение, Том 2, Струков Ю.П., "Современные самолеты США и стран Западной Европы", Часть II, ВИНИТИ, 1976 г., с. 169-171, рис. 234, 235).
Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является многофункциональный маневренный самолет, содержащий крыло, состоящее из центроплана, выполненного в плане в виде несущего диска с передней и задней кромками по его образующей, и консолей, соединенных с несущим диском центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска по его образующей. Каждая из консолей выполнена поворотной, снабжена приводом и установлена на несущем диске центроплана шарнирно. Каждая поворотная консоль снабжена отклоняемыми носками. Кормовые сегменты несущего диска центроплана, размещенные по обе стороны фюзеляжа, выполнены поворотными относительно поперечной оси фюзеляжа, расположенной за осью поворота консолей крыла по продольной оси самолета, с возможностью дифференциального отклонения поворотных сегментов и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков. Фюзеляж самолета смещен вдоль продольной оси вперед относительно несущего диска, не достигая его задней кромки. Самолет имеет аэродинамические уплотнения между диском центроплана и поворотной консолью крыла, центральные оси которых совмещены с осями поворота консолей. Самолет также снабжен силовой установкой, хвостовым горизонтальным и вертикальным оперением и трехопорным шасси с носовой опорой (см. РФ, патент N 2115593, МПК6 B 64 C 39/00, 1997 г.).
Достижению требуемого технического результата в прототипе препятствует отсутствие какой бы то ни было механизации по передней образующей кромке на передней части профиля центроплана в виде несущего диска.
Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является создание маневренного самолета, обладающего высокими аэродинамическими характеристиками на всех режимах полета и обеспечивающего за счет своей аэродинамической компоновки перемещение в вертикальной плоскости без изменения пространственной ориентации, без изменения продольного момента самолета.
К техническим результатам, достигаемым при использовании данного изобретения, можно отнести увеличение подъемной силы на переходных режимах и повышение маневренности самолета, а также повышение эффективности управления им на больших углах атаки.
Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что в многофункциональном истребителе, содержащем крыло, состоящее из центроплана, выполненного в плане в виде профилированного несущего диска с передней и задней кромками по его образующей, консолей, соединенных с несущим диском центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска то его образующей, каждая из которых выполнена поворотной, снабжена приводом, отклоняемыми носками и установлена на несущем диске центроплана шарнирно, кормовые сегменты несущего диска центроплана, размещенные по обе стороны фюзеляжа, выполненные поворотными относительно поперечной оси фюзеляжа, расположенной за осью поворота консолей крыла по продольной оси самолета, с возможностью дифференциального отклонения поворотных сегментов и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков, фюзеляж, смещенный вдоль продольной оси самолета вперед относительно несущего диска, не достигая его задней кромки, аэродинамические уплотнения между диском центроплана и поворотной консолью крыла, центральные оси которых совмещены с осями поворота консолей, силовую установку, хвостовое горизонтальное и вертикальное оперение и трехопорное шасси, согласно изобретению на профилированном несущем диске центроплана выполнены управляющие аэродинамические поверхности в виде носовых сегментов несущего диска центроплана с передней кромкой по образующей окружности несущего диска, размещенные по обе стороны фюзеляжа, причем носовые сегменты выполнены поворотными каждый относительно своей оси, совпадающей в своем продолжении в плане с передней кромкой прилегающей поворотной консоли, а ось поворота отклоняемого носка каждой поворотной консоли и ось поворота прилегающего к ней носового сегмента несущего диска центроплана параллельны между собой в плане, при этом точка приложения приращения суммарной положительной или отрицательной подъемной силы самолета ± Δ Y при отклонении поворотных консолей максимально приближена к точке аэродинамического фокуса самолета с возможностью обеспечения управления истребителем без изменения его продольного момента в системе непосредственного управления подъемной силой.
На фиг. 1 изображен маневренный самолет, вид сбоку;
на фиг. 2 - то же, вид в плане;
на фиг. 3 - то же, вид спереди.
на фиг. 2 - то же, вид в плане;
на фиг. 3 - то же, вид спереди.
Многофункциональный истребитель содержит крыло 1, состоящее из центроплана 2, выполненного в виде профилированного несущего диска в плане с передней 3 и задней 4 кромками по его образующей. Консоли 5 соединены с несущим диском центроплана 2 по его бокам с сохранением формы передней 3 и задней 4 кромок несущего диска по его образующей. Каждая из консолей 5 выполнена поворотной, снабжена приводом (не показано) и установлена на несущем диске центроплана 2 шарнирно.
Консоли 5 снабжены отклоняемыми носками 6. Несущий диск центроплана 2 имеет кормовые сегменты 7, размещенные по обе стороны фюзеляжа 8. Кормовые сегменты 7 выполнены поворотными относительно поперечной оси фюзеляжа 8, расположенной за осью поворота OO консолей 5 крыла 1 по продольной оси самолета, с возможностью дифференциального их отклонения и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков.
Фюзеляж 8 смещен вдоль продольной оси самолета вперед относительно несущего диска центроплана 2, не достигая его задней кромки. Аэродинамические уплотнения 9 установлены между диском центроплана 2 и каждой поворотной консолью 5 крыла 1.
Самолет имеет силовую установку 10, хвостовое горизонтальное 11 и вертикальное 12 оперение и трехопорное шасси 13.
На профилированном несущем диске центроплана 2 выполнены управляющие аэродинамические поверхности в виде носовых сегментов 14 несущего диска центроплана 2 с передней кромкой 3 по образующей окружности несущего диска. Носовые сегменты 14 размещены по обе стороны фюзеляжа 8 и выполнены поворотными каждый относительно своей оси 15, совпадающей в своем продолжении в плане с передней кромкой прилегающей поворотной консоли 5. Ось поворота 16 отклоняемого носка 6 каждой поворотной консоли 5 и ось поворота 15 прилегающего к ней носового сегмента 14 несущего диска центроплана 2 параллельны между собой в плане.
Многофункциональный истребитель функционирует следующим образом.
Несущий диск центроплана 2 установлен конструктивно под положительным углом атаки α = 2o - 4o относительно строительной горизонтальной оси фюзеляжа 8, расположенной по полету. Перед взлетом поворотные консоли 5 отклоняют на положительный угол атаки β = 2o = 6o, а кормовые сегменты 7 несущего диска в режиме закрылков отклоняют на взлетный угол δ = 15o - 20o. При этом носовые сегменты 14 отклоняют вниз на отрицательный угол Φ = 5o - 10o относительно оси 15, совпадающей в своем продолжении в плане с передней кромкой прилегающей поворотной консоли 5.
После вывода силовой установки 10 на взлетный режим происходит разгон самолета до скорости отрыва передней стойки шасси 13. Одновременно с этим отклоняют стабилизатор горизонтального оперения 11 на угол, соответствующий углу отрыва передней стойки шасси и, отклоняют поворотные консоли 5 на угол β = 15o - 20o и отклоняют носки 6 поворотных консолей 5 относительно осей 16 на угол λ = 5o - 10o. Самолет при этом выходит на угол атаки, соответствующий углу атаки отрыва, что приводит к формированию на крыле 1 необходимой для отрыва подъемной силы.
В полете во время маневрирования в вертикальной и горизонтальной плоскостях при отклонении поворотных консолей 5 на заданный угол при одновременном отклонении носовых сегментов 14 и носков 6 консолей 5, оси 15 и 16 поворота которых параллельны между собой в плане, происходит приращение подъемной силы, пропорционально углам отклонения упомянутых управляющих аэродинамических поверхностей. Приращение подъемной силы происходит вблизи центра тяжести самолета, что позволяет совершать пространственные маневры без изменения угла атаки, т.е. осуществлять непосредственное управление подъемной силой.
Важно акцентировать внимание на том, что точка приложения приращения суммарной положительной или отрицательной подъемной силы самолета ± Δ Y при отклонении поворотных консолей 5 максимально приближена к точке аэродинамического фокуса самолета с возможностью обеспечения управления истребителем без изменения его продольного момента в системе непосредственного управления подъемной силой.
Приращение суммарной подъемной силы самолета ± Δ Yснупс в данном случае может достигать до 50% суммарной подъемной силы всего самолета.
При выходе самолета на большие и критические углы атаки по команде датчика угла атаки (не показано) отклоняют носовые сегменты 14 и носки 6 консолей 5, что позволяет затянуть срыв потока на еще большие углы атаки.
При осуществлении дифференциального отклонения поворотных консолей 5 с одновременным отклонением носовых сегментов 14 диска центроплана 2 и носков 6 консолей 5, оси 15 и 16 поворота которых параллельны между собой в плане, управляют многофункциональным истребителем по крену в широком диапазоне углов атаки, что позволяет улучшить его маневренные характеристики.
При снижении во время полета по глиссаде отклоняют носовые сегменты 14 и носки 6 консолей 5 с одновременным отклонением кормовых сегментов 7 в режиме закрылков, что уменьшает дистанцию снижения самолета. Во время пробега при посадке самолета после касания шасси 13 поверхности ВПП отклоняют поворотные консоли 5 на отрицательные углы, что обеспечивает эффективное торможение самолета как за счет прижимания его к ВПП, так и за счет увеличения лобового сопротивления, что позволяет сократить длину пробега.
Claims (1)
- Многофункциональный истребитель, содержащий крыло, состоящее из центроплана, выполненного в плане в виде профилированного несущего диска с передней и задней кромками по его образующей, консолей, соединенных с несущим диском центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска по его образующей, каждая из которых выполнена поворотной, снабжена приводом, отклоняемыми носками и установлена на несущем диске центроплана шарнирно, кормовые сегменты несущего диска центроплана, размещенные по обе стороны фюзеляжа, выполненные поворотными относительно поперечной оси фюзеляжа, расположенной за осью поворота консолей крыла по продольной оси самолета, с возможностью дифференциального отклонения поворотных сегментов и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков, фюзеляж, смещенный вдоль продольной оси самолета вперед относительно несущего диска, не достигая его задней кромки, аэродинамические уплотнения между диском центроплана и поворотной консолью крыла, центральные оси которых совмещены с осями поворота консолей, силовую установку, хвостовое горизонтальное и вертикальное оперение и трехопорное шасси, отличающийся тем, что на профилированном несущем диске центроплана выполнены управляющие аэродинамические поверхности в виде носовых сегментов несущего диска центроплана с передней кромкой по образующей окружности несущего диска, размещенные по обе стороны фюзеляжа, причем носовые сегменты выполнены поворотными каждый относительно своей оси, совпадающей в своем продолжении в плане с передней кромкой прилегающей поворотной консоли, а ось поворота отклоняемого носка каждой поворотной консоли и ось поворота прилегающего к ней носового сегмента несущего диска центроплана параллельны между собой в плане, при этом точка приложения приращения суммарной положительной или отрицательной подъемной силы самолета ±ΔY при отклонении поворотных консолей максимально приближена к точке аэродинамического фокуса самолета с возможностью обеспечения управления истребителем без изменения его продольного момента в системе непосредственного управления подъемной силой.
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000101026/28A RU2166462C1 (ru) | 2000-01-17 | 2000-01-17 | Многофункциональный истребитель (мфи) |
PCT/RU2001/000014 WO2001058752A2 (fr) | 2000-01-17 | 2001-01-16 | Avion de chasse a fonctions multiples |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000101026/28A RU2166462C1 (ru) | 2000-01-17 | 2000-01-17 | Многофункциональный истребитель (мфи) |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2166462C1 true RU2166462C1 (ru) | 2001-05-10 |
Family
ID=20229390
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2000101026/28A RU2166462C1 (ru) | 2000-01-17 | 2000-01-17 | Многофункциональный истребитель (мфи) |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2166462C1 (ru) |
WO (1) | WO2001058752A2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2768101C1 (ru) * | 2021-07-19 | 2022-03-23 | Акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" (АО "Компания "Сухой") | Легкий тактический самолет |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3190583A (en) * | 1963-07-17 | 1965-06-22 | Nancy Vos | Variable lift wing |
US3343768A (en) * | 1966-03-14 | 1967-09-26 | Walter R Gartzke | Aircraft |
RU2052367C1 (ru) * | 1992-07-14 | 1996-01-20 | Фатидин Абдурахманович Мухамедов | Маневренный самолет |
RU2040435C1 (ru) * | 1992-07-14 | 1995-07-25 | Фатидин Абдурахманович Мухамедов | Самолет большой пассажировместимости интегральной схемы |
-
2000
- 2000-01-17 RU RU2000101026/28A patent/RU2166462C1/ru not_active IP Right Cessation
-
2001
- 2001-01-16 WO PCT/RU2001/000014 patent/WO2001058752A2/ru active Application Filing
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2768101C1 (ru) * | 2021-07-19 | 2022-03-23 | Акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" (АО "Компания "Сухой") | Легкий тактический самолет |
WO2023003490A1 (ru) * | 2021-07-19 | 2023-01-26 | Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" (ПАО "ОАК") | Легкий тактический самолет |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2001058752A2 (fr) | 2001-08-16 |
WO2001058752A3 (fr) | 2002-01-24 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11634222B2 (en) | Vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle having foldable fixed wing and based on twin-ducted fan power system | |
US11180248B2 (en) | Fixed wing aircraft with trailing rotors | |
US4856736A (en) | Aircraft with paired aerofoils | |
US4538779A (en) | Caster type empennage assembly for aircraft | |
US8651431B1 (en) | Aircraft with movable winglets and method of control | |
US6328265B1 (en) | Slot forming segments and slot changing spoilers | |
EP2193079B1 (en) | Oblique blended wing body aircraft | |
US8657226B1 (en) | Efficient control and stall prevention in advanced configuration aircraft | |
US4598885A (en) | Airplane airframe | |
US10640212B1 (en) | Double wing aircraft | |
CN108045575B (zh) | 一种短距起飞垂直着陆飞行器 | |
JP2001213397A (ja) | 航空機の改良 | |
EP3771638B1 (en) | Lift rotor system | |
WO2006022813A2 (en) | High-lift, low-drag dual fuselage aircraft | |
CN104981401A (zh) | 向下延伸的翼梢装置 | |
EP1917186A2 (en) | Aircraft with belly flaps | |
US10336439B2 (en) | Stealth design with multi-faceted dihedral planform and insufflation mechanism | |
CN111232196A (zh) | 一种三倾转飞行器 | |
KR20210124978A (ko) | 전환식 비행기 및 관련된 제어 방법 | |
US20020047069A1 (en) | Directional control and aerofoil system for aircraft | |
RU2166462C1 (ru) | Многофункциональный истребитель (мфи) | |
EP3838753A1 (en) | Convertiplano | |
CN110775250A (zh) | 一种变体倾转旋翼机及其工作方法 | |
US3718294A (en) | Wing arrangement for a v/stol aircraft | |
RU2115593C1 (ru) | Маневренный самолет и способ его взлета |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20060118 |