RU2632550C1 - Летательный аппарат - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к авиации. Самолет содержит крыло, фюзеляж, в хвостовой части которого установлено цельноповоротное вертикальное оперение (ЦПВО), выполненное в виде двух поворотных консолей с возможностью их синфазного и дифференциального поворотов, силовую установку. Консоли ЦПВО дифференциально поворачиваются вокруг осей вращения на заданные углы задней кромкой к плоскости симметрии самолета в зависимости от числа Маха и угла атаки полета самолета. Изобретение направлено на снижение симметричных нагрузок на ЦПВО, направленных к плоскости симметрии самолета, и повышение эффективности управления летательным аппаратом по крену. 4 ил.

Description

Изобретение относится к авиации и может использоваться для различных самолетов, в том числе для многорежимных, эксплуатируемых как при до-, так и при сверхзвуковых скоростях полета.

Для обеспечения маневренных характеристик, устойчивости и управляемости, в том числе на больших углах атаки, используется двухкилевое вертикальное оперение (ВО): кили с отклоняемыми рулями направления или консоли цельноповоротного вертикального оперения (ЦПВО). Применение двухкилевой схемы ведет к увеличению нагрузок на ВО по сравнению с однокилевой схемой, так как к основным параметрам нагружения, обусловленным углом скольжения β и углом отклонения цельноповоротных консолей ВО δ_во, добавляются симметричные нагрузки, направленные к плоскости симметрии самолета, вызванные обтеканием двухкилевого ВО воздушным потоком под углом атаки а и соответствующими скосами воздушного потока за головной частью фюзеляжа самолета на различных числах Маха полета самолета.

Поэтому применение двухкилевого ВО приводит к более высокому уровню нагружения как самого ВО, так и хвостовой части фюзеляжа в зоне стыковки с ВО, что требует увеличения прочности конструкции планера самолета, что в свою очередь приводит к увеличению массы этих частей и, как следствие, к увеличению массы самолета в целом. Например, на самолетах, подобных самолетам по патентам США №№4354646 и 4538779, проблема повышенного уровня нагружения килей и хвостовой части фюзеляжа решается путем усилением конструкции килей и узлов их стыковки с фюзеляжем.

В качестве ближайшего аналога принят самолет по патенту РФ №2440916 «Самолет интегральной аэродинамической компоновки», на котором вертикальное оперение выполнено цельноповоротным с возможностью синфазного и дифференциального отклонений.

В качестве недостатка данного самолета можно указать отсутствие способа снижения постоянно действующей нагрузки на цельноповоротные консоли вертикального оперения на всех режимах в течение всего полета для обеспечения оптимального веса конструкции самолета (ВО и узлов его стыковки с фюзеляжем).

Техническим результатом, на достижение которого направлено данное изобретение, является снижение симметричных нагрузок на ВО, направленных к плоскости симметрии самолета, и повышение эффективности управления летательным аппаратом по крену.

Заявленный технический результат достигается тем, что в самолете, содержащем крыло, силовую установку, фюзеляж, в хвостовой части которого установлено цельноповоротное вертикальное оперение, выполненное в виде двух поворотных консолей с возможностью их синфазного и дифференциального поворотов, консоли ЦПВО дифференциально поворачиваются вокруг своих осей вращения на заданные углы δ_{во диф} задней кромкой к плоскости симметрии самолета в зависимости от числа Маха и угла атаки полета самолета, определяемые по формуле:

δ_{во диф}=К_δ+К_α,

где К_δ - коэффициент, зависящий следующим образом от числа Маха полета самолета:

К_δ=-1,25^° при М≤1,

К_δ=-0,75^°при М>1,

М - текущее число Маха полета самолета;

К_α - коэффициент, зависящий следующим образом от угла атаки α полета самолета:

К_α=-0,1⋅α+1,0^°,

причем из-за неточности отклонения консоли ЦПВО в реальном осуществлении самолета, обусловленной особенностями конструкции самолета и его системы управления, значение К_δ может колебаться в пределах ±0,25°, от указанной вычисляемой величины, а значение К_α может колебаться в пределах ±0,5°, от указанной вычисляемой величины.

При этом на правой и левой консолях ЦПВО возникают дополнительные аэродинамические силы, направленные в сторону от плоскости симметрии самолета. Это приводит к снижению симметричных аэродинамических нагрузок, действующих на консоли ЦПВО.

В дальнейшем изобретение поясняется примерами его выполнения со ссылками на прилагаемые рисунки и графики, на которых изображены:

Фиг. 1 - общий вид самолета.

Фиг. 2 - аэродинамические силы, действующие на неповернутые консоли ЦПВО.

Фиг. 3 - аэродинамические силы, действующие на консоли ЦПВО, дифференциально повернутые задней кромкой к плоскости симметрии самолета.

Фиг. 4 - зависимость аэродинамических нагрузок, действующих на консоли ЦПВО без и с их дифференциальными поворотами.

На фиг. 1 изображен самолет, на котором средняя часть фюзеляжа (1) состыкована с правой (2) и левой (3) консолями крыла, с головной (4) и хвостовой (5) частями фюзеляжа. На хвостовой части фюзеляжа установлено цельноповоротное вертикальное оперение, выполненное в виде левой (6) и правой (7) консоли. Самолет снабжен силовой установкой (не представлена).

На фиг. 2 изображены аэродинамические силы (Р_во), действующие на консоли 6 и 7 ЦПВО в положении без отклонения, когда плоскости консолей ЦПВО параллельны плоскости симметрии самолета. Плоскость симметрии самолета - это условная плоскость, относительно которой симметричны правая и левая стороны самолета.

На фиг. 3 показаны аэродинамические силы (ΔР_во (δ_{во диф})), действующие на консоли 6 и 7 ЦПВО при их дифференциальном отклонении, когда задние кромки консолей 6 и 7 ЦПВО повернуты в сторону плоскости симметрии самолета на угол δ_{во диф}.

На фиг. 4 изображены зависимости аэродинамических нагрузок, действующих на консоли ЦПВО без (Р_во) и с (ΔР_во (δ_{во диф})) их дифференциальными поворотами вокруг своих осей вращения на заданные углы δ_{ВО диф} задней кромкой к плоскости симметрии самолета, а также суммарная аэродинамическая сила (Р_Σ).

Аэродинамическая нагрузка в виде аэродинамических сил, действующих на левую или правую консоль ЦПВО, определяется следующей формулой:

Р_во=С_{z во}⋅q⋅S_во,

где C_{z во} - безразмерный коэффициент аэродинамической боковой силы, действующей на консоль ЦПВО;

q - скоростной напор;

S_во - площадь консоли ЦПВО.

где C_{z0 во} - безразмерный коэффициент аэродинамической боковой силы при нулевом угле атаки самолета α=0°;

С_{z во} ^α - безразмерный коэффициент аэродинамической производной боковой силы по углу атаки самолета;

α - угол атаки самолета;

C_{z во} ^β - безразмерный коэффициент аэродинамической производной боковой силы по углу скольжения самолета;

β - угол скольжения самолета;

- безразмерный коэффициент аэродинамической производной боковой силы по синфазному углу поворота консоли ЦПВО;

δ_{во синф} - синфазный угол поворота консоли ЦПВО;

С_{z во}(δ_фл, ϕ_го, …) - безразмерный коэффициент аэродинамической боковой силы, зависящий от углов отклонения (поворота) различных органов управления: флаперонов, горизонтального оперения и др.;

C_{z во}(ω) - безразмерный коэффициент аэродинамической боковой силы, зависящий от угловых скоростей вращения самолета.

Все безразмерные коэффициенты зависят от числа М полета, что обусловлено формой самолета и характером обтекания самолета воздушным потоком.

На левую (6) и правую (7) консоли ЦПВО действуют симметричные аэродинамические силы, обусловленные обтеканием двухкилевого ВО воздушным потоком под углом атаки α, направленные к плоскости симметрии самолета. Зависимость этих сил от угла атаки α и числа Маха полета самолета обусловлена обтеканием самолета воздушным потоком, влиянием вихрей, сходящих с головной (4) части фюзеляжа, взаимным влиянием левой (6) и правой (7) консолей ЦПВО друг на друга, «условно» образующих стенки аэродинамического канала, внутри которого при обтекании набегающим воздушным потоком образуется зона пониженного давления. Вихри, сходящие с головной (4) части фюзеляжа, располагаются близко к корневым частям консолей ЦПВО, и создаваемые ими скосы воздушного потока порождают аэродинамические силы Р_во, направленные к плоскости симметрии самолета.

В результате описанных выше явлений аэродинамическая нагрузка, действующая на консоли ЦПВО, при полете направлена в основном к плоскости симметрии самолета и достигает значительных величин.

Дифференциальные повороты консолей ЦПВО вокруг своих осей вращения на углы δ_{во диф} задней кромкой к плоскости симметрии самолета приводят к появлению дополнительных симметричных аэродинамических сил, действующих на консоли ЦПВО, и направленных в противоположных Р_во направлениях, т.е. от плоскости симметрии самолета, и снижающих суммарную нагрузку Р_Σ (см. фиг. 3, 4):

где

- безразмерный коэффициент аэродинамической производной боковой силы по дифференциальному углу поворота консоли ЦПВО;

δ_{во диф} - дифференциальный угол поворота консоли ЦПВО.

Угол дифференциального поворота консоли δ_{во диф} подбирается оптимальным образом в зависимости от числа Маха и угла атаки полета самолета:

δ_{во диф}=К_δ+К_α,

где К_δ - коэффициент, зависящий следующим образом от числа Маха полета самолета:

К_δ=-1,25^° при М≤1,

К_δ=-0,75^° при М>1,

М - текущее число Маха полета самолета;

К_α - коэффициент, зависящий следующим образом от угла атаки полета самолета α:

К_α=-0,1⋅α+1,0^°,

причем из-за неточности отклонения консоли ЦПВО в реальном осуществлении самолета, обусловленной особенностями конструкции самолета и его системы управления, значение К_δ может колебаться в пределах ±0,25^° от указанной вычисляемой величины, а значение К_α может колебаться в пределах ±0,5^° от указанной вычисляемой величины.

При этом суммарная аэродинамическая сила, действующая на консоль ЦПВО, складывается из двух компонент (без дифференциального поворота и с дифференциальным поворотом консоли)

Р_Σ=Р_во+ΔР_во(δ_{во диф}).

Claims (8)

1. Самолет, содержащий крыло, фюзеляж, в хвостовой части которого установлено цельноповоротное вертикальное оперение (ЦПВО), выполненое в виде двух поворотных консолей с возможностью их синфазного и дифференциального поворотов, силовую установку, отличающийся тем, что угол дифференциального поворота δ_{во диф} консоли ЦПВО задней кромкой к плоскости симметрии самолета зависит от числа Маха и угла атаки полета самолета и определяется по формуле
2. δ_{во диф}=K_δ+К_α,
3. где К_δ - коэффициент, зависящий следующим образом от числа Маха полета самолета:
4. К_δ=-1,25° при М≤1,
5. К_δ=-0,75° при М>1,
6. М - текущее число Маха полета самолета;
7. К_α - коэффициент, зависящий следующим образом от угла атаки α полета самолета:
8. К_α=-0,1⋅α+1,0°.

Images