RU2604951C1

RU2604951C1 - Short takeoff and landing aircraft

Info

Publication number: RU2604951C1
Application number: RU2015130265/11A
Authority: RU
Inventors: Сергей Прокофьевич Присяжнюк; Юрий Иванович Безруков
Original assignee: Закрытое акционерное общество "Институт телекоммуникаций"
Priority date: 2015-07-22
Filing date: 2015-07-22
Publication date: 2016-12-20

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, particularly, to short takeoff and landing aircraft designs. Aircraft comprises wing (1) made together with fuselage according to “flying wing" aerodynamic design. In fore end wing (1) is equipped with support (2), on which above wing top surface (1) power plant is installed, including engine (3) with propeller (4). On support (2) foreplane (5) and canard fin (6) are also installed, which are control elements. Engine (3) with propeller (4) is installed so, that during air flow blowing, created during propeller (4) rotation, wing top surface (1) was most complete in blowing area, as well as that controls, foreplane (5) and canard fin (6) were in blowing area.

EFFECT: higher efficiency of control elements in wide range of angles of attack in pitch, roll and yawing, which substantially improves aircraft maneuverability.

4 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области авиации, в частности к самолетам схемы «летающее крыло», в том числе беспилотным, и может быть использовано в конструкциях самолетов для местных авиалиний с аэродромами 3-го или 4-го классов с искусственными или грунтовыми взлетно-посадочными полосами.The invention relates to the field of aviation, in particular to aircraft of the “flying wing” scheme, including unmanned ones, and can be used in the construction of aircraft for local airlines with airfields of 3rd or 4th class with artificial or unpaved runways.

Известные самолеты, выполненные по схеме «летающее крыло», позволяют получить высокое аэродинамическое качество при большой пассажировместимости. По такой же схеме могут быть выполнены и транспортные самолеты. Однако схема «летающее крыло» характеризуется большими балансировочными потерями, в частности на этапе взлета и посадки, что значительно снижает ее аэродинамическое качество на этих режимах. Двигатели, размещенные в хвостовой части центроплана, не обеспечивают существенный обдув поверхности крыла, что не позволяет в полной мере обеспечить увеличение его несущих свойств.Famous aircraft made according to the “flying wing” scheme, allow to obtain high aerodynamic quality with high passenger capacity. Transport planes can be made in the same way. However, the “flying wing” scheme is characterized by large balancing losses, in particular at the take-off and landing stage, which significantly reduces its aerodynamic quality in these modes. Engines located in the tail section of the center wing do not provide significant blowing of the wing surface, which does not fully ensure an increase in its load-bearing properties.

Известен самолет большой грузоподъемности по патенту РФ на полезную модель №64176, включающий крыло, выполненное по технологии «крыла, совмещенного с фюзеляжем», состоящее из центроплана с увеличенной толщиной, снабженного помещениями для размещения пассажиров или груза, передние кромки которого имеют большую прямую стреловидность, стреловидных консолей крыла, установленных на переходных отсеках, примыкающих к центроплану, вертикальное оперение, шасси и силовую установку, при этом он снабжен герметичным фюзеляжем с пассажирским салоном, установленным в передней части центроплана крыла по его оси и несущим переднее горизонтальное оперение, а центроплан снабжен грузовым отсеком для размещения перевозимых грузов и техники, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде турбореактивных двигателей, установленных на пилонах на верхней поверхности центроплана в районе его передних кромок, а турбореактивные двигатели снабжены реактивными соплами с поворотными устройствами вектора тяги козырькового типа, позволяющими поворачивать выхлопные газовые струи на угол до 25-30° в вертикальной плоскости.Known heavy-duty aircraft according to the patent of the Russian Federation for utility model No. 64176, including a wing made by the technology of "wing combined with the fuselage", consisting of a center section with increased thickness, equipped with rooms for passengers or cargo, the front edges of which have a large straight sweep, swept wing consoles mounted on the transitional compartments adjacent to the center wing, vertical tail, landing gear and power unit, while it is equipped with a sealed fuselage with a passenger cabin m, installed in front of the wing center section along its axis and bearing the front horizontal tail, and the center section is equipped with a cargo compartment for accommodating transported goods and equipment, characterized in that the power plant is made in the form of turbojet engines mounted on pylons on the upper surface of the center section in the region its front edges, and turbojet engines are equipped with jet nozzles with rotary devices of the peak-type thrust vector, allowing to turn the exhaust gas jets into l to 25-30 ° in the vertical plane.

К недостаткам данного технического решения следует отнести потребность в теплозащите центроплана от раскаленных реактивных струй и малую эффективность переднего горизонтального оперения типа «Утка» - на малых скоростях полета (взлет, посадка).The disadvantages of this technical solution include the need for thermal protection of the center section from incandescent jet jets and the low efficiency of the front horizontal plumage of the “Duck” type - at low flight speeds (takeoff, landing).

Известен беспилотный летательный аппарат по патенту РФ на полезную модель 107126, включающий фюзеляж, крыло с органами управления, двигатель и винт, в котором крыло выполнено из условия использования аэродинамической схемы «летающее крыло», при этом фюзеляж расположен в носовой части летательного аппарата в контакте с передней кромкой крыла, а двигатель - в хвостовой части летательного аппарата в контакте с задней кромкой крыла.Known unmanned aerial vehicle according to the patent of the Russian Federation for utility model 107126, comprising a fuselage, a wing with controls, an engine and a screw, in which the wing is made using the aerodynamic scheme "flying wing", while the fuselage is located in the nose of the aircraft in contact with the front edge of the wing, and the engine in the tail of the aircraft in contact with the trailing edge of the wing.

К недостаткам этого летательного аппарата следует отнести наличие фюзеляжа, который не создает подъемной силы, а также использование толкающего винта, что требует искусной балансировки аппарата, особенно при сбросе целевой нагрузки.The disadvantages of this aircraft include the presence of the fuselage, which does not create lift, as well as the use of a pushing screw, which requires skillful balancing of the device, especially when dumping the target load.

В качестве технического решения, наиболее близкого к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков, выбран самолет короткого взлета и посадки по патенту РФ №2165867, включающий фюзеляж, крыло, силовую установку и органы управления, в котором двигатели размещены в передней части самолета так, что ось исходящих газов и эжектируемого при этом воздуха расположена по касательной к верхней поверхности крыла, выполненного М-образным и прикрепленного к фюзеляжу в нижней его задней части.As a technical solution closest to the claimed invention in terms of the essential features, a short take-off and landing airplane was selected according to RF patent No. 21585867, including a fuselage, a wing, a power plant and controls, in which the engines are located in front of the aircraft so that the axis the outgoing gases and the air ejected while this is located tangentially to the upper surface of the wing, made M-shaped and attached to the fuselage in its lower back.

Известный самолет характеризуется повышенной подъемной силой, но в нем не в полной мере используются потенциальные возможности конструкции, а именно большие потери на трение от фюзеляжа и не обдуваемой части крыла, малой эффективностью органов управления при маневрировании на малых скоростях.A well-known aircraft is characterized by increased lift, but it does not fully utilize the potential design features, namely, large friction losses from the fuselage and the non-blown part of the wing, low efficiency of the controls when maneuvering at low speeds.

Задачей настоящего изобретения является создание конструкции самолета, в т.ч. беспилотного, с коротким взлетом и посадкой, высокой маневренностью, с более высокими летными характеристиками.An object of the present invention is to provide an aircraft structure, incl. unmanned, with short take-off and landing, high maneuverability, with higher flight characteristics.

Согласно изобретению самолет короткого взлета и посадки, содержащий фюзеляж, крыло, силовую установку, включающую двигатель с воздушным винтом, а также органы управления и взлетно-посадочные опоры, характеризуется тем, что фюзеляж и крыло выполнены по аэродинамической схеме «летающее крыло», силовая установка и органы управления установлены в носовой части самолета над верхней поверхностью крыла на опоре, при этом органы управления выполнены в виде переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и установлены с возможностью обдува воздушным винтом переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и верхней поверхности крыла.According to the invention, a short take-off and landing airplane comprising a fuselage, a wing, a power plant including an engine with a propeller, as well as controls and take-off and landing supports, is characterized in that the fuselage and wing are made according to the flying wing aerodynamic design, power plant and controls are installed in the nose of the aircraft above the upper surface of the wing on a support, while the controls are made in the form of front horizontal tail and front vertical tail and installed with POSSIBILITY blowing propeller canards and front vertical tail and the top surface of the wing.

Кроме того, заявленное техническое решение характеризуется наличием ряда дополнительных факультативных признаков, а именно:In addition, the claimed technical solution is characterized by the presence of a number of additional optional features, namely:

- силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным винтовентилятором;- the power plant is made in the form of an engine with a coaxial fan;

- силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным биротативным винтовентилятором с малошумными лопастями;- the power plant is made in the form of an engine with a coaxial birotative propeller fan with low noise blades;

- силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным пропеллером.- the power plant is made in the form of an engine with a coaxial propeller.

Реализация заявленной совокупности существенных признаков обеспечивает получение технического результата, который заключается в участии всей верхней поверхности крыла в создании подъемной силы. Выполнение корпуса в виде крыла, совмещенного с фюзеляжем, позволяет уменьшить лобовое сопротивление. Предлагаемое конструктивное выполнение самолета обеспечивает нахождение переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения в зоне обдува воздушным винтом в широком диапазоне углов атаки, благодаря чему обеспечивается создание дополнительной подъемной силы в широком диапазоне углов атаки без срыва потока с крыла, в т.ч. и на малых скоростях полета, что обеспечивает возможность выполнения короткого взлета и посадки. Кроме того, наличие в качестве органов управления переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и их размещение в носовой части крыла в зоне обдува обеспечивает повышение эффективности органов управления по тангажу, крену и рысканию, а следовательно, повышение маневренности самолета в широком диапазоне углов атаки.The implementation of the claimed combination of essential features provides a technical result, which consists in the participation of the entire upper surface of the wing in creating lift. The execution of the body in the form of a wing, combined with the fuselage, can reduce drag. The proposed structural embodiment of the aircraft ensures that the front horizontal tail and front vertical tail in the area of blowing a propeller in a wide range of angles of attack, which ensures the creation of additional lifting force in a wide range of angles of attack without stalling the flow from the wing, including and at low flight speeds, which makes it possible to perform short take-off and landing. In addition, the presence of front horizontal tail and front vertical tail as controls and their placement in the nose of the wing in the airflow zone increases the efficiency of the pitch, roll and yaw controls, and therefore increases the aircraft’s maneuverability over a wide range of angles of attack.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 представлен общий вид заявленного самолета, на фиг. 2 - вид сбоку.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 is a general view of the claimed aircraft; FIG. 2 is a side view.

Самолет короткого взлета и посадки содержит крыло 1, выполненное в совокупности с фюзеляжем по аэродинамической схеме «летающее крыло». Крыло 1 в носовой части оснащено опорой 2, на которой над верхней поверхностью крыла 1 установлена силовая установка, включающая двигатель 3 с воздушным винтом 4. На опоре 2 также установлены переднее горизонтальное оперение 5 и переднее вертикальное оперение 6, являющиеся органами управления. Двигатель 3 с воздушным винтом 4 установлен таким образом, чтобы при обдуве воздушным потоком, создаваемым при вращении воздушного винта 4, верхняя поверхность крыла 1 максимально полно находилась в зоне обдува, а также, чтобы в зоне обдува находились органы управления - переднее горизонтальное оперение 5 и переднее вертикальное оперение 6. При этом в зоне обдува находятся также и органы управления, размещенные в хвостовой части летательного аппарата. Оптимальная форма крыла в плане определяется геометрией воздушного потока, создаваемого при обдуве. Самолет может быть оборудован взлетно-посадочными опорами для посадки на землю, а при необходимости на воду и взлета с воды.The short take-off and landing aircraft contains a wing 1, made in conjunction with the fuselage according to the aerodynamic scheme "flying wing". The wing 1 in the bow is equipped with a support 2, on which a power plant is installed above the upper surface of the wing 1, which includes an engine 3 with a propeller 4. On the support 2 are also installed front horizontal tail 5 and front vertical tail 6, which are controls. The engine 3 with the propeller 4 is installed in such a way that when blowing with the air flow generated by the rotation of the propeller 4, the upper surface of the wing 1 is as completely as possible in the zone of blowing, and also that there are controls in the zone of blowing - front horizontal tail 5 and front vertical plumage 6. At the same time in the zone of blowing are also controls located in the tail of the aircraft. The optimal wing shape in terms of is determined by the geometry of the air flow generated by blowing. The aircraft can be equipped with take-off and landing supports for landing on the ground, and, if necessary, on water and take-off from the water.

Заявленное устройство работает следующим образом.The claimed device operates as follows.

Взлет самолета осуществляется при его коротком разбеге, на взлетном режиме двигателя, за счет создания дополнительной подъемной силы от обдува воздушным винтом - винтовентилятором 4 верхней поверхности крыла 1 и органов управления - переднего горизонтального оперения 5 и переднего вертикального оперения 6. При взлете переднее горизонтальное оперение 5 отклоняет вниз поток воздуха от воздушного винта на верхнюю поверхность крыла 1, что создает дополнительную подъемную силу как от перепада давлений на верхней и нижней поверхности крыла, так и дополнительную подъемную силу от переднего горизонтального оперения 5. При этом благодаря осуществлению обдува, обеспечивающего дополнительную подъемную силу, предотвращается срыв потока с крыла на любых углах атаки.The take-off of the aircraft is carried out during its short take-off, at the take-off mode of the engine, by creating additional lifting force from blowing with a propeller - a rotor fan 4 of the upper surface of the wing 1 and controls - front horizontal tail 5 and front vertical tail 6. When taking off, the front horizontal tail 5 deflects down the air flow from the propeller to the upper surface of the wing 1, which creates additional lifting force both from the pressure differential on the upper and lower surface of the wing, and additional lifting force from canards 5. In this implementation due to blowing providing additional lift is prevented from wing stall at any angle of attack.

В режиме крейсерского полета обдув верхней поверхности крыла и органов управления позволяет существенно улучшить маневренность летательного аппарата за счет повышения эффективности органов управления по тангажу, крену и рысканью в широком диапазоне углов атаки.In cruise mode, blowing the upper surface of the wing and controls allows you to significantly improve the maneuverability of the aircraft by increasing the effectiveness of the controls for pitch, roll and yaw in a wide range of angles of attack.

Посадка с коротким пробегом осуществляется на малых оборотах двигателя путем отклонения вниз переднего горизонтального оперения 5. Выполнение посадки с коротким пробегом также требует увеличения угла атаки и дополнительной подъемной силы, создание которой обеспечивается за счет обдува верхней поверхности крыла 1 воздушным потоком, создаваемым при вращении винтовентилятора 4, установленного над верхней поверхностью носовой части крыла, позволяющего исключить при этом срыв потока с крыла.Landing with short mileage is carried out at low engine speeds by deflecting the front horizontal tail 5. Performing landing with short mileage also requires an increase in the angle of attack and additional lifting force, which is created by blowing the upper surface of the wing 1 with the air flow generated by rotation of the fan fan 4 mounted above the upper surface of the nose of the wing, allowing to exclude the stall flow from the wing.

Таким образом, выполнение самолета заявленным образом обеспечивает дополнительное использование воздушного потока в части создания дополнительной подъемной силы без срыва потока с крыла при высоких углах атаки (в широком диапазоне углов атаки), что, в свою очередь, обеспечивает возможность короткого взлета и посадки самолета. Размещение органов управления в зоне обдува обеспечивает повышение эффективности органов управления в широком диапазоне углов атаки по тангажу, крену и рысканью, что существенно улучшает маневренность летательного аппарата.Thus, the implementation of the aircraft in the claimed manner provides additional use of air flow in terms of creating additional lifting force without disrupting the flow from the wing at high angles of attack (in a wide range of angles of attack), which, in turn, provides the possibility of short take-off and landing of the aircraft. Placing the controls in the airflow zone increases the efficiency of the controls in a wide range of attack angles in pitch, roll and yaw, which significantly improves the maneuverability of the aircraft.

Также следует отметить, что при эксплуатации заявленного самолета шум от винта силовой установки, как главный источник звука, отражается крылом вверх, не доходя до земли. Кроме того, заявленное техническое решение позволяет установить более экономичные двигатели, а перенос двигателя наверх снижает вероятность попадания посторонних предметов с взлетно-посадочной полосы в воздухозаборники, что повышает безопасность полетов, а также возможность уменьшить длину стоек шасси и тем самым уменьшить массу конструкции.It should also be noted that during the operation of the claimed aircraft, noise from the propeller propeller, as the main source of sound, is reflected upward, not reaching the ground. In addition, the claimed technical solution allows you to install more efficient engines, and moving the engine up reduces the likelihood of foreign objects from the runway in the air intakes, which increases flight safety, as well as the ability to reduce the length of the landing gear and thereby reduce the weight of the structure.

По оценке специалистов, см. http://aviation.gb7.ru/Wings.htm, «полное минимальное профильное сопротивление самолета типа "летающее крыло" будет 40…59% от сопротивления традиционного самолета. Мощность, создаваемая самолетом типа "летающее крыло", чтобы сохранить ту же самую крейсерскую скорость как у обычной машины, в пределах 70…80% процентов, и, наоборот, дальность летающего крыла, относительно крейсерской скорости обычного самолета, будет от 125 до 143%. Дальность самолета типа "летающее крыло" ЛК на собственной крейсерской скорости от 130 до 158% от традиционного, и одновременно сама эта скорость будет на 115…125% выше.According to experts, see http://aviation.gb7.ru/Wings.htm, “the total minimum profile resistance of a flying wing aircraft will be 40 ... 59% of the resistance of a traditional aircraft. The power created by a flying wing aircraft to maintain the same cruising speed as that of a conventional machine is within 70 ... 80%, and, conversely, the flying wing range relative to the cruising speed of a conventional aircraft will be from 125 to 143% . The range of a flying wing LC aircraft at its own cruising speed is from 130 to 158% of the traditional one, and at the same time this speed will be 115 ... 125% higher.

На высоких скоростях, соответствующих мощности турбовинтового или турбореактивного самолета, где индуктивное сопротивление составляет 20% и паразитное сопротивление 80% процентов суммарного, мощность, требуемая для управления самолетом типа "летающее крыло" на скорости традиционного самолета, будет 52…67%, и, наоборот, дальность будет 149…192% обычного самолета. Максимальная скорость самолета типа "летающее крыло" на сопоставимых мощностях будет от 114% до 124% от общепринятых схем самолетов».At high speeds, corresponding to the power of a turboprop or turbojet aircraft, where inductance is 20% and parasitic resistance is 80% of the total, the power required to control a flying wing aircraft at a speed of a traditional aircraft will be 52 ... 67%, and vice versa , the range will be 149 ... 192% of a conventional aircraft. The maximum speed of a flying wing aircraft at comparable capacities will be from 114% to 124% of generally accepted aircraft designs. ”

Создание самолета короткого взлета и посадки заявленной конструкции на 70 мест для местных авиалиний, с двигателем Д-27, позволит загрузить более 800 аэродромов РФ с длиной взлетно-посадочной полосы до 600 м.The creation of a short take-off and landing aircraft of the claimed design for 70 seats for local airlines with a D-27 engine will allow loading more than 800 airfields of the Russian Federation with a runway length of up to 600 m.

Claims

1. A short take-off and landing airplane comprising a fuselage, a wing, a power plant including an engine with a propeller, as well as controls and take-off and landing bearings, characterized in that the fuselage and wing are made according to the “flying wing” aerodynamic design, power plant and controls are installed in the nose of the aircraft above the upper surface of the wing on a support, while the controls are made in the form of front horizontal tail and front vertical tail and installed with the possibility of blowing air the stuffy screw of the front horizontal tail and the front vertical tail and the upper surface of the wing.

2. The aircraft under item 1, characterized in that the power plant is made in the form of an engine with a coaxial rotor fan.

3. Aircraft according to claim 1, characterized in that the power plant is made in the form of an engine with a coaxial rotational propeller fan with low noise blades.

4. The aircraft under item 1, characterized in that the power plant is made in the form of an engine with a coaxial propeller.