RU2212359C1 - Самолёт - Google Patents
Самолёт Download PDFInfo
- Publication number
- RU2212359C1 RU2212359C1 RU2002106713/28A RU2002106713A RU2212359C1 RU 2212359 C1 RU2212359 C1 RU 2212359C1 RU 2002106713/28 A RU2002106713/28 A RU 2002106713/28A RU 2002106713 A RU2002106713 A RU 2002106713A RU 2212359 C1 RU2212359 C1 RU 2212359C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- tail
- aircraft
- fuselage
- root
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации. Самолет включает фюзеляж, крыло обратной стреловидности с корневым наплывом, переднее и хвостовое горизонтальное оперение, двухкилевое вертикальное оперение, двигатель с изменяемым вектором тяги, воздухозаборник и шасси. Переднее и хвостовое горизонтальное оперение выполнены целиком поворотными. Переднее горизонтальное оперение расположено на корневом наплыве. Хвостовое горизонтальное оперение имеет обратную стреловидность. Задняя кромка переднего горизонтального оперения расположена параллельно передней кромке крыла обратной стреловидности. Передняя кромка хвостового горизонтального оперения расположена параллельно задней кромке крыла. Воздухозаборник выполнен с косым клином и расположен под фюзеляжем. Изобретение направлено на улучшение маневренности и боевой эффективности. 6 з.п.ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к области самолетостроения и представляет собой конструкцию многофункционального высокоманевренного сверхлегкого самолета, преимущественно военного назначения. Самолет предназначен для выполнения тактических боевых задач по уничтожению как воздушных, так и наземных целей на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета, в том числе в условиях горной местности, в густонаселенных местах, при высокой плотности помех. Кроме того, предлагаемый самолет может использоваться как учебный и тренировочный.
Предшествующий уровень техники
Известен многоцелевой высокоманевренный самолет истребитель С-37 "Беркут", выполненный по аэродинамической схеме "продольный интегральный триплан". Крыло плавно сопрягается с фюзеляжем, образуя единую несущую систему. К особенностям компоновки относятся малоразвитые крыльевые наплывы малой стреловидности, под которыми помещены нерегулируемые воздухозаборники двигателей, имеющие в сечении форму, близкую к сектору круга.
Известен многоцелевой высокоманевренный самолет истребитель С-37 "Беркут", выполненный по аэродинамической схеме "продольный интегральный триплан". Крыло плавно сопрягается с фюзеляжем, образуя единую несущую систему. К особенностям компоновки относятся малоразвитые крыльевые наплывы малой стреловидности, под которыми помещены нерегулируемые воздухозаборники двигателей, имеющие в сечении форму, близкую к сектору круга.
Крыло истребителя имеет корневой наплыв с малым углом стреловидности по передней кромке и сопрягаемую с ней консольную часть с обратной стреловидностью по передней кромке. Крыло оснащено флаперонами, занимающими более половины размаха, а также элеронами. Цельноповоротное переднее горизонтальное оперение (ПГО) имеет трапециевидную форму. Заднее горизонтальное оперение относительно небольшой площади также выполнено цельноповоротным.
Основные одноколесные опоры шасси С-37 крепятся к фюзеляжу и убираются вперед по полету с разворотом колес в ниши за воздухозаборниками двигателей. Передняя двухколесная опора убирается в фюзеляж вперед по направлению полета.
Недостатком известного самолета является то, что в корневых сечениях крыла обратной стреловидности с увеличением угла атаки возникает срыв потока, что приводит к появлению интенсивной тряски.
Сущность изобретения
Самолет выполнен в виде интегральной трехплановой компоновки с неустойчивой аэродинамической схемой. Степень неустойчивости выбрана из условия получения максимального аэродинамического качества с учетом балансировки за счет оптимальных углов отклонения ПГО, носков и закрылков крыла, горизонтального оперения. Высокое аэродинамическое качество обеспечивает исключительно высокую маневренность, в частности необходимый продольный момент на пикирование для ухода с больших углов атаки, и способствует уменьшению интенсивности тряски, возникающей от срыва потока в корневых сечениях крыла обратной стреловидности.
Самолет выполнен в виде интегральной трехплановой компоновки с неустойчивой аэродинамической схемой. Степень неустойчивости выбрана из условия получения максимального аэродинамического качества с учетом балансировки за счет оптимальных углов отклонения ПГО, носков и закрылков крыла, горизонтального оперения. Высокое аэродинамическое качество обеспечивает исключительно высокую маневренность, в частности необходимый продольный момент на пикирование для ухода с больших углов атаки, и способствует уменьшению интенсивности тряски, возникающей от срыва потока в корневых сечениях крыла обратной стреловидности.
Согласно изобретению самолет включает фюзеляж, крыло обратной стреловидности, переднее горизонтальное и хвостовое оперение, двухкилевое вертикальное оперение, двигатель с изменяемым вектором тяги, имеющий воздухозаборник, и шасси. Переднее горизонтальное и хвостовое оперение выполнены целиком поворотными. Крыло самолета снабжено развитым корневым наплывом большой стреловидности, на котором располагается переднее горизонтальное оперение. Хвостовое оперение имеет обратную стреловидность.
Протяженность корневого наплыва (длина его хорды) может составлять до 25-30% протяженности фюзеляжа.
На крыле обратной стреловидности имеются отклоняемые носки и щелевой предкрылок в корне, выдвижные щелевые закрылки и зависающие элероны. Крыло по обе стороны фюзеляжа имеет шарнирные соединения, параллельные оси симметрии самолета, на расстоянии, равном или большем размаху хвостового горизонтального оперения, обеспечивающие поворот плоскостей крыла в вертикальное положение.
Воздухозаборник двигателя выполнен с косым клином и расположен под фюзеляжем. Носовое колесо шасси находится за срезом входа в воздухозаборник.
Задняя кромка переднего горизонтального оперения самолета расположена параллельно передней кромке крыла обратной стреловидности, а передняя кромка хвостового оперения расположена параллельно задней кромке крыла.
Краткое описание чертежей
На фиг. 1 показан вид в плане самолета предлагаемой конструкции, причем справа от оси симметрии дан вид сверху, а слева от оси симметрии - вид снизу.
На фиг. 1 показан вид в плане самолета предлагаемой конструкции, причем справа от оси симметрии дан вид сверху, а слева от оси симметрии - вид снизу.
На фиг.2 изображен вид самолета сбоку.
На фиг.3 - вид спереди.
Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения
Позицией 1 на чертежах обозначен фюзеляж самолета, позицией 2 - фонарь. На корневом наплыве 3 расположено переднее горизонтальное оперение 4. Крыло 5 обратной стреловидности имеет предкрылки 6 и отклоняемые носки 7, а также выдвижные щелевые закрылки 9 и зависающие элероны 10. По обе стороны от фюзеляжа крыло 5 имеет шарнирные соединения 8 (условно обозначенные на фиг. 1 пунктирной линией), которые позволяют отгибать консольные части крыла в вертикальное положение, в частности для перевозок в контейнере. Шарнирные соединения 8 параллельны оси симметрии самолета и находятся на расстоянии, равном или большем размаха хвостового горизонтального оперения 11. Хвостовое оперение 11 имеет обратную стреловидность. Переднее горизонтальное оперение 4 и хвостовое оперение 11 выполнены целиком поворотными. Задняя кромка переднего горизонтального оперения 4 расположена параллельно передней кромке крыла 5, а передняя кромка хвостового оперения 11 расположена параллельно задней кромке крыла 5. Двухкилевое вертикальное оперение на фиг. 2 и 3 обозначено позицией 12.
Позицией 1 на чертежах обозначен фюзеляж самолета, позицией 2 - фонарь. На корневом наплыве 3 расположено переднее горизонтальное оперение 4. Крыло 5 обратной стреловидности имеет предкрылки 6 и отклоняемые носки 7, а также выдвижные щелевые закрылки 9 и зависающие элероны 10. По обе стороны от фюзеляжа крыло 5 имеет шарнирные соединения 8 (условно обозначенные на фиг. 1 пунктирной линией), которые позволяют отгибать консольные части крыла в вертикальное положение, в частности для перевозок в контейнере. Шарнирные соединения 8 параллельны оси симметрии самолета и находятся на расстоянии, равном или большем размаха хвостового горизонтального оперения 11. Хвостовое оперение 11 имеет обратную стреловидность. Переднее горизонтальное оперение 4 и хвостовое оперение 11 выполнены целиком поворотными. Задняя кромка переднего горизонтального оперения 4 расположена параллельно передней кромке крыла 5, а передняя кромка хвостового оперения 11 расположена параллельно задней кромке крыла 5. Двухкилевое вертикальное оперение на фиг. 2 и 3 обозначено позицией 12.
Под фюзеляжем 1 самолета находится воздухозаборник 13 двигателя. Срез воздухозаборника 13 выполнен в виде косого клина. Носовое колесо 14 шасси находится за срезом воздухозаборника 13, что предотвращает попадание в воздухозаборник 13 и далее в двигатель посторонних предметов, которые могут вылетать из-под носового колеса 14 при разгоне на взлете, а также при посадке.
Высокое аэродинамическое качество самолета обеспечивается его интегральной компоновкой, крылом 5 обратной стреловидности, неустойчивой аэродинамической схемой. Выбор степени неустойчивости обуславливает отклонение носков 7 крыла 5, механизации задней кромки, переднего горизонтального (ПГО) и хвостового оперения (4 и 11 соответственно) на оптимальные углы в зависимости от угла атаки и числа М полета и обеспечивает получение высокого балансировочного аэродинамического качества и необходимого продольного момента на пикирование для ухода с больших углов атаки.
Наличие развитого корневого наплыва 3, с расположенным на нем передним горизонтальным оперением 4, отклоняемые носки 7 и предкрылок 6 способствуют уменьшению интенсивности тряски, возникающей от срыва потока в корневых сечениях крыла 5 обратной стреловидности.
Благоприятные характеристики устойчивости и управляемости самолета на больших углах атаки, способность не сваливаться в штопор обеспечены аэродинамической компоновкой самолета с крылом обратной стреловидности, оптимальной степенью неустойчивости. Возможность пилотирования обеспечивается электродистанционной системой управления и 4-кратным резервированием. Бесфорсажный сверхзвуковой полет обеспечен минимальным волновым сопротивлением, полученным за счет проектирования самолета по правилу площадей, распределению поперечных сечений по длине самолета, близкому к телу минимального сопротивления. Управление самолетом осуществляется:
- в продольном канале - целиком поворотным хвостовым горизонтальным оперением обратной стреловидности и передним горизонтальным оперением (ПГО), а также вектором тяги;
- в поперечном канале - элеронами и дифференциальным отклонением целиком поворотного хвостового оперения;
- в путевом канале - целиком поворотным вертикальным оперением и вектором тяги.
- в продольном канале - целиком поворотным хвостовым горизонтальным оперением обратной стреловидности и передним горизонтальным оперением (ПГО), а также вектором тяги;
- в поперечном канале - элеронами и дифференциальным отклонением целиком поворотного хвостового оперения;
- в путевом канале - целиком поворотным вертикальным оперением и вектором тяги.
Высокие взлетно-посадочные характеристики обеспечены выдвижным щелевым закрылком, зависающими элеронами, балансировкой неустойчивого самолета, поворотом вектора тяги.
Крыло летательного аппарата имеет сложную форму в плане. Оно состоит из консольной части крыла с обратной стреловидностью по передней кромке и корневого наплыва крыла с положительной стреловидностью по передней кромке, равной 75-85o.
На корневом наплыве крыла установлено поворотное горизонтальное оперение (ПГО). С увеличением угла атаки ПГО отклоняется относительно своей оси вращения носком вниз, на отрицательный угол.
На консольной части крыла, в его носовой части, установлены отклоняемые (поворотные) носки и щелевой предкрылок, которые также поворачиваются, по соответствующему закону, на отрицательный угол с увеличением угла атаки.
При угле атаки порядка 8-10o на передней кромке корневого наплыва крыла формируется вихрь, который распространяется над верхней поверхностью корневой части крыла и далее вдоль поверхности вертикального оперения. Этот вихрь в зависимости от своей интенсивности благотворно влияет на несущие свойства крыла и характеристики путевой устойчивости на больших углах атаки, а также способствует подавлению тряски в корневых сечениях крыла обратной стреловидности. Он определяет значение максимального коэффициента подъемной силы Суmах и благоприятные характеристики путевой и поперечной устойчивости на больших углах атаки. С увеличением угла атаки вихрь постепенно отходит от верхней поверхности крыла, смещается в сторону концевого вихря, начинает взаимодействовать с ним, теряет свою интенсивность и разрушается. Для повышения интенсивности вихря и затягиванию его разрушения до больших углов атаки, с целью улучшения аэродинамических характеристик самолета и уменьшения уровня тряски, на заявляемом самолете используются развитый корневой наплыв и поворотные переднее горизонтальное оперение, носки крыла и щелевой предкрылок. При их отклонении на отрицательный угол повышается интенсивность вихря, уменьшается тряска и значительно улучшаются аэродинамические характеристики на больших углах атаки.
Промышленная применимость
Представленный самолет разработан исходя из требований значительного превосходства над существующими тактическими самолетами по боевой эффективности, аэродинамическим характеристикам, маневренности, по способности выполнять крейсерский сверхзвуковой полет на бесфорсажном режиме работы двигателей, по малой заметности, по взлетно-посадочным характеристикам, обеспечивающим возможность эксплуатации укороченных полос и участков дорог с применением мобильных трамплинов и авиафинишеров, высокой мобильностью за счет складывания крыльев и возможностью хранения и транспортировки в морском контейнере. Малая размерность и вес заявляемого самолета определяют малую заметность, низкую стоимость, простую технологию производства, возможность длительного хранения в мобилизационном ожидании в контейнерах.
Представленный самолет разработан исходя из требований значительного превосходства над существующими тактическими самолетами по боевой эффективности, аэродинамическим характеристикам, маневренности, по способности выполнять крейсерский сверхзвуковой полет на бесфорсажном режиме работы двигателей, по малой заметности, по взлетно-посадочным характеристикам, обеспечивающим возможность эксплуатации укороченных полос и участков дорог с применением мобильных трамплинов и авиафинишеров, высокой мобильностью за счет складывания крыльев и возможностью хранения и транспортировки в морском контейнере. Малая размерность и вес заявляемого самолета определяют малую заметность, низкую стоимость, простую технологию производства, возможность длительного хранения в мобилизационном ожидании в контейнерах.
Claims (7)
1. Самолет, включающий фюзеляж, крыло обратной стреловидности, переднее горизонтальное и хвостовое оперение, двухкилевое вертикальное оперение, двигатель с изменяемым вектором тяги, имеющий воздухозаборник, и шасси, причем переднее горизонтальное и хвостовое оперение выполнены целиком поворотными, отличающийся тем, что крыло, снабжено корневым наплывом, переднее горизонтальное оперение расположено на корневом наплыве, а хвостовое оперение имеет обратную стреловидность.
2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, протяженность корневого наплыва составляет 25-30% протяженности фюзеляжа.
3. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что крыло обратной стреловидности имеет отклоняемые носки и щелевой предкрылок в корне, выдвижные щелевые закрылки и зависающие элероны.
4. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что воздухозаборник выполнен с косым клином и расположен под фюзеляжем, а носовое колесо шасси находится за срезом входа в воздухозаборник.
5. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что задняя кромка переднего горизонтального оперения расположена параллельно передней кромке крыла обратной стреловидности.
6. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что передняя кромка хвостового оперения расположена параллельно задней кромке крыла.
7. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что крыло обратной стреловидности по обе стороны фюзеляжа имеет шарнирные соединения, параллельные оси симметрии самолета, на расстоянии, равном или большему размаху хвостового горизонтального оперения, обеспечивающие поворот плоскостей крыла в вертикальное положение.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002106713/28A RU2212359C1 (ru) | 2002-03-15 | 2002-03-15 | Самолёт |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002106713/28A RU2212359C1 (ru) | 2002-03-15 | 2002-03-15 | Самолёт |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2212359C1 true RU2212359C1 (ru) | 2003-09-20 |
Family
ID=29777542
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002106713/28A RU2212359C1 (ru) | 2002-03-15 | 2002-03-15 | Самолёт |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2212359C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110077589A (zh) * | 2019-06-11 | 2019-08-02 | 四川垚磊科技有限公司 | 无人机气动布局 |
-
2002
- 2002-03-15 RU RU2002106713/28A patent/RU2212359C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Авиация и Космонавтика, январь 1999, с.1-6. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110077589A (zh) * | 2019-06-11 | 2019-08-02 | 四川垚磊科技有限公司 | 无人机气动布局 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US3981460A (en) | Staggered channel wing-type aircraft | |
US10435137B2 (en) | Oblique blended wing body aircraft | |
US4856736A (en) | Aircraft with paired aerofoils | |
US8807478B2 (en) | Amphibious aircraft | |
US4691879A (en) | Jet airplane | |
US20070018041A1 (en) | Model aircraft | |
CN110154658B (zh) | 基于翠鸟和龙虱外形的组合仿生跨介质变体无人航行器 | |
US10640212B1 (en) | Double wing aircraft | |
RU188859U1 (ru) | Сверхзвуковой самолет | |
US3995794A (en) | Super-short take off and landing apparatus | |
CN105818980A (zh) | 新型高升力垂直起降飞行器 | |
CN108045575A (zh) | 一种短距起飞垂直着陆飞行器 | |
CN103158856A (zh) | 可短距起降的轻型螺旋桨飞翼飞机 | |
US4962978A (en) | High efficiency seaplane | |
CN205738073U (zh) | 一种垂直起降水平飞行的直升飞机 | |
CN105947198A (zh) | 一种三栖气垫旋翼飞行器构型 | |
TWI763447B (zh) | 雙翼飛行裝置 | |
CN113247250A (zh) | 摆渡飞船 | |
CN108674652A (zh) | 一种双整流的水陆两栖飞机 | |
CN105460202A (zh) | 一种可变机翼无人机 | |
US4482109A (en) | Jet aircraft | |
RU2212359C1 (ru) | Самолёт | |
CN205602117U (zh) | 一种新型高升力垂直起降飞行器 | |
CN212501033U (zh) | 一种萤火虫轻型运动飞机 | |
US3758057A (en) | Airplane kite |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20040316 |
|
PC4A | Invention patent assignment |
Effective date: 20071029 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090316 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20100910 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20120316 |