RU2615605C1 - Самолет с адаптивным цельноповоротным стабилизатором - Google Patents
Самолет с адаптивным цельноповоротным стабилизатором Download PDFInfo
- Publication number
- RU2615605C1 RU2615605C1 RU2015146970A RU2015146970A RU2615605C1 RU 2615605 C1 RU2615605 C1 RU 2615605C1 RU 2015146970 A RU2015146970 A RU 2015146970A RU 2015146970 A RU2015146970 A RU 2015146970A RU 2615605 C1 RU2615605 C1 RU 2615605C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- stabilizer
- adaptive
- angle
- longitudinal
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/10—Stabilising surfaces adjustable
- B64C5/14—Varying angle of sweep
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Tires In General (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области аэродинамики маневренных самолетов. Адаптивный стабилизатор самолета установлен на продольной хвостовой балке, которая позволяет одновременно изменять в полете углы отклонения стабилизатора в двух взаимно перпендикулярных направлениях: относительно оси, перпендикулярной продольной оси самолета, и относительно оси, параллельной продольной оси самолета. Изобретение направлено на повышение путевой устойчивости и управляемости при маневрировании с увеличением углов атаки. 4 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к области аэродинамики маневренных самолетов с цельноповоротным стабилизатором и может быть использовано в компоновках многорежимных сверхзвуковых самолетов, а также других сверхзвуковых ЛА, выполненных по нормальной аэродинамической схеме с близкорасположенным к задней кромке крыла стабилизатором.
В качестве прототипа приняты известные маневренные самолеты, выполненные по нормальной аэродинамической схеме (АВИАЦИЯ. Энциклопедия. Научное издательство «Большая Российская энциклопедия». Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского. Москва 1994, стр. 77-79), с цельноповоротным стабилизатором (органом продольного и поперечного управления) на хвостовой части фюзеляжа, в непосредственной близости за крылом в его плоскости (например, F-22A, Т-50. Национальный аэрокосмический журнал. «ВЗЛЕТ». 3.2010, стр. 12-14, 17-28).
Характерными аэродинамическими особенностями самолетов с таким стабилизатором являются:
1. Значительное смещение аэродинамического фокуса самолета назад при переходе от дозвукового к сверхзвуковому полету, что приводит к увеличению балансировочного сопротивления, снижению аэродинамического качества и уменьшению дальности сверхзвукового полета.
2. Уменьшение эффективности стабилизатора и продольной устойчивости на взлетно-посадочных режимах при попадании стабилизатора в область заторможенного потока за отклоненной механизацией крыла (элевонов).
3. Снижение эффективности корневого элевона при управлении по тангажу и крену из-за возникновения на стабилизаторе приращений моментов противоположного знака, связанных с увеличением скосов потока при отклонении элевона.
4. Уменьшение эффективности вертикального оперения и путевой устойчивости самолета с увеличением углов атаки и скольжения (при боковом ветре) на взлетно-посадочных режимах.
5. Уменьшение эффективности вертикального оперения и путевой устойчивости самолета с увеличением скорости полета до сверхзвуковой, а при достаточно больших сверхзвуковых числах М и полная потеря путевой устойчивости самолета.
6. Уровень потребной путевой устойчивости на рассмотренных в пп. 4 и 5 режимах полета обычно обеспечивается за счет увеличения площади вертикального оперения или установкой подфюзеляжных гребней.
Таким образом, обеспечение путевой устойчивости является общей задачей аэродинамики сверхзвуковых ЛА.
Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения является разработка адаптивного цельноповоротного стабилизатора, применение которого позволит снизить потери аэродинамического качества на балансировку при сверхзвуковых скоростях полета, увеличить путевую устойчивость и управляемость самолета в диапазоне от малых дозвуковых до сверхзвуковых режимов полета и обеспечить адаптацию самолета к режимам полета в расширенном диапазоне углов атаки и скольжения.
Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в многорежимном сверхзвуковом маневренном самолете, выполненном по нормальной аэродинамической схеме, с цельноповоротным стабилизатором, стабилизатор самолета выполнен адаптивным и установлен на продольной хвостовой балке с возможностью одновременного изменения углов отклонения стабилизатора в двух взаимно-перпендикулярных направлениях:
а) по углу ϕ - относительно оси, перпендикулярной продольной оси самолета, и
б) по углу ψ - относительно оси, параллельной продольной оси самолета.
Известное техническое решение и предлагаемое изобретение поясняются чертежами.
На фиг. 1 приведена схема хвостовой части фюзеляжа самолета-прототипа.
На фиг. 2 - схема отклонения стабилизатора самолета-прототипа по углу ϕ.
На фиг. 3 - аэродинамическая схема предлагаемого самолета.
На фиг. 4а - схема отклонения адаптивного цельноповоротного стабилизатора предлагаемого самолета по углу ϕ.
На фиг. 4б - схема отклонения адаптивного цельноповоротного стабилизатора предлагаемого самолета по углу ψ.
Аэродинамическая схема хвостовой части фюзеляжа самолета-прототипа приведена на фиг. 1. Перед цельноповоротным стабилизатором 3 на консолях крыла 1 расположены элевоны 2, выполняющие функции взлетно-посадочной механизации и корневых элеронов. Консоли стабилизатора самолета-прототипа имеют одну степень свободы и могут отклоняться только относительно оси, перпендикулярной вертикальной плоскости симметрии самолета по углу ϕ. На виде сбоку показана схема отклонения стабилизатора на угол ϕ (фиг. 2).
На фиг. 3 приведена аэродинамическая схема предлагаемого самолета. Самолет содержит крыло, на его консолях расположены элевоны. 2 Адаптивный цельноповоротный стабилизатор 3 установлен на хвостовой балке 4, которая, кроме отклонения стабилизатора на угол ϕ, дает возможность отклонения стабилизатора относительно продольной оси на угол ψ. На виде сбоку фиг. 4а и сзади фиг. 4б показаны схемы изменения углов отклонения стабилизатора в двух направлениях: на угол ϕ и на угол ψ.
Способ управления адаптивным стабилизатором реализуется следующим образом: в зависимости от режима полета стабилизатор отклоняется на отрицательный угол ψ=0÷-60° (вниз от горизонтальной плоскости самолета). Как показали экспериментальные исследования, в этом диапазоне изменения углов ψ, эффективность стабилизатора в продольном канале (при отклонении по углу ϕ) несколько уменьшается за счет уменьшения площади горизонтальной проекции, но увеличивается за счет выхода стабилизатора из области скосов потока за крылом. При этом в целом эффективность стабилизатора незначительно уменьшается, но сохраняется практически постоянной в большем диапазоне углов атаки. Проекция отклоненного стабилизатора на вертикальную плоскость симметрии самолета увеличивает эффективную площадь вертикального оперения и, соответственно, путевую устойчивость самолета.
Таким образом, применение адаптивного цельноповоротного стабилизатора позволит:
1. Увеличить путевую устойчивость и расширить область полетов маневренных ЛА на взлетно-посадочных режимах (в том числе при боковом ветре), при маневрах на дозвуковых и сверхзвуковых числах М без увеличения площади вертикального оперения или установки подфюзеляжных гребней.
2. Уменьшить смещение аэродинамического фокуса и балансировочные потери, увеличить аэродинамическое качество и дальность полета при трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета.
3. Увеличить эффективность совместного отклонения корневых элевонов и цельноповоротного стабилизатора при создании управляющих моментов тангажа, крена и рысканья.
Claims (3)
- Многорежимный сверхзвуковой маневренный самолет, выполненный по нормальной аэродинамической схеме, с цельноповоротным стабилизатором, отличающийся тем, что стабилизатор самолета выполнен адаптивным и установлен на продольной хвостовой балке с возможностью одновременного изменения углов отклонения стабилизатора в двух взаимно-перпендикулярных направлениях:
- а) по углу ϕ - относительно оси, перпендикулярной продольной оси самолета, и
- б) по углу ψ - относительно оси, параллельной продольной оси самолета.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015146970A RU2615605C1 (ru) | 2015-11-02 | 2015-11-02 | Самолет с адаптивным цельноповоротным стабилизатором |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015146970A RU2615605C1 (ru) | 2015-11-02 | 2015-11-02 | Самолет с адаптивным цельноповоротным стабилизатором |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2615605C1 true RU2615605C1 (ru) | 2017-04-05 |
Family
ID=58506671
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015146970A RU2615605C1 (ru) | 2015-11-02 | 2015-11-02 | Самолет с адаптивным цельноповоротным стабилизатором |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2615605C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2806135C1 (ru) * | 2022-12-28 | 2023-10-26 | Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" (ПАО "ОАК") | Поворотная часть хвостовой балки самолета |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2207968C2 (ru) * | 1996-12-10 | 2003-07-10 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Многоцелевой высокоманевренный сверхзвуковой самолет, его агрегаты планера, оборудование и системы |
SU505162A1 (ru) * | 1974-06-17 | 2005-04-20 | В.А. Рушаков | Дифференциальная система управления цельноповоротным стабилизатором |
US7108231B2 (en) * | 2003-04-14 | 2006-09-19 | Eads Deutschland Gmbh | Adjustment mechanism for a variable-shape wing |
US7264201B2 (en) * | 2003-12-19 | 2007-09-04 | Airbus France | Process for reducing the aerodynamic loads applied to the elevators of an aircraft during takeoff |
CN104260887A (zh) * | 2014-09-29 | 2015-01-07 | 上海交通大学 | 可变共振频率电磁驱动式双驱动微扑翼飞行器 |
WO2015007259A2 (de) * | 2013-07-17 | 2015-01-22 | Airbus Defence and Space GmbH | Veränderbares flügelprofil |
-
2015
- 2015-11-02 RU RU2015146970A patent/RU2615605C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU505162A1 (ru) * | 1974-06-17 | 2005-04-20 | В.А. Рушаков | Дифференциальная система управления цельноповоротным стабилизатором |
RU2207968C2 (ru) * | 1996-12-10 | 2003-07-10 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Многоцелевой высокоманевренный сверхзвуковой самолет, его агрегаты планера, оборудование и системы |
US7108231B2 (en) * | 2003-04-14 | 2006-09-19 | Eads Deutschland Gmbh | Adjustment mechanism for a variable-shape wing |
US7264201B2 (en) * | 2003-12-19 | 2007-09-04 | Airbus France | Process for reducing the aerodynamic loads applied to the elevators of an aircraft during takeoff |
WO2015007259A2 (de) * | 2013-07-17 | 2015-01-22 | Airbus Defence and Space GmbH | Veränderbares flügelprofil |
CN104260887A (zh) * | 2014-09-29 | 2015-01-07 | 上海交通大学 | 可变共振频率电磁驱动式双驱动微扑翼飞行器 |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2806135C1 (ru) * | 2022-12-28 | 2023-10-26 | Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" (ПАО "ОАК") | Поворотная часть хвостовой балки самолета |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9440740B2 (en) | Oblique blended wing body aircraft | |
US5094411A (en) | Control configured vortex flaps | |
CN105366049A (zh) | 一种垂直起降无人机 | |
US10011350B2 (en) | Vertical take-off and landing drag rudder | |
WO2018199808A1 (ru) | Аэродинамическая поверхность летательного аппарата | |
US11554849B2 (en) | Tailless aircraft | |
RU2667410C1 (ru) | Аэродинамическая поверхность и планер летательного аппарата | |
Livne | Supersonic Configurations at Low Speeds (SCALOS): The Aerodynamic Effects of Control Surfaces | |
RU2615605C1 (ru) | Самолет с адаптивным цельноповоротным стабилизатором | |
CN105460202A (zh) | 一种可变机翼无人机 | |
US4289287A (en) | Fixed skewed wing airborne vehicle | |
CN207902734U (zh) | 一种气动布局的无人机 | |
CN104554739A (zh) | 一种可以增强和调整无尾布局飞机航向稳定性的进气道唇口 | |
US20180305019A1 (en) | Fixed-wing aircraft with increased static stability | |
RU2606216C1 (ru) | Беспилотный летательный аппарат короткого взлета и посадки | |
US2920842A (en) | Aircraft configuration | |
RU2632550C1 (ru) | Летательный аппарат | |
RU2818209C1 (ru) | Беспилотный летательный аппарат | |
US3384326A (en) | Aerodynamic strake | |
RU2611296C2 (ru) | Вертолёт с асимметричным крылом | |
AU2017202056A1 (en) | Joint Box Wing aircraft configuration, offering efficiency gains through aerodynamic advantage and improved structural efficiency through its unique geometry. Resulting in an increase in lift capability, range and endurance above traditional aircraft platforms. | |
RU2604755C1 (ru) | Беспилотный универсальный самолет вертикального или короткого взлета и посадки | |
RU2655571C1 (ru) | Законцовка крыла (варианты) | |
Makgantai et al. | A review on wingtip devices for reducing induced drag on fixed-wing drones | |
RU2678905C1 (ru) | Несущая поверхность |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171103 |