Самолет

 

Использование: изобретение относится к авиационной технике, в частности к аэродинамической схеме самолета. Сущность: самолет содержит комбинацию из двух крыльев, одно из которых установлено впереди, а другое - позади центра тяжести самолета, так что аэродинамический фокус изолированной комбинации крыльев совпадает с центром тяжести самолета. 7 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к аэродинамической схеме самолета местных воздушных линий (МВЛ).

Самолеты МВЛ, как правило, эксплуатируются на коротких грунтовых аэродромах и обычно являются многоцелевыми самолетами, перевозящими пассажиров и различные хозяйственные грузы. Они одновременно могут быть пассажирскими, грузо-пассажирскими и грузовыми.

Поэтому для них очень важными параметрами являются наличие мощной взлетно-посадочной механизации, обеспечивающей характеристики короткого взлета-посадки (КВП), и широкого диапазона полетных центровок для обеспечения любого варианта размещения грузов в фюзеляже.

Известны самолеты МВЛ, которые имеют эффективную взлетно-посадочную механизацию крыла, позволяющую им иметь характеристики самолета КВП. Наиболее близкими к предлагаемому изобретению являются: 1. Самолет "Ан-2" ("Самолет "Ан-2", изд-во "Транспорт", 1969 г.).

Самолет-биплан, имеет два крыла, расположенных одно над другим. Верхнее крыло снабжено поворотными щелевыми закрылками и щелевыми элеронами-закрылками. Нижнее крыло снабжено поворотными щелевыми закрылками по всему размаху.

Самолет имеет непереставное горизонтальное оперение и поэтому обладает ограниченным диапазоном эксплуатационных центровок. Предельно допустимые центровки самолета находятся в пределах 17,2% 33% САХ (средняя аэродинамическая хорда крыла), рекомендуемые центровки, обеспечивающие наиболее легкое управление самолетом, находятся в пределах 23%28% САХ.

На фиг. 7 приведена схема балансировки самолета. Из схемы видно, что диапазон центровок самолета ограничен из-за ограничения предельно-передней центровки. Для ее расширения необходимо введение переставного горизонтального оперения, но это усложняет конструкцию и эксплуатацию самолета и влияет на безопасность полетов. Поэтому самолет является очень строгим и критичным к размещению грузов (для выполнения центровки на самолете предусмотрено применение центровочных грузов массой до 50 кг) и перемещениям пассажиров в полете (только с ведома экипажа!).

2. Самолет "НОМАД" (техническая информация N14, 1976 г.).

Самолет высокоплан с подкосным крылом большого размаха, снабженным двухщелевыми поворотными закрылками и щелевыми зависающими элеронами.

Для обеспечения балансировки самолета при выпущенной взлетно-посадочной механизации и обеспечения диапазона эксплуатационных центровок 22,5% САХ на самолете установлен цельноповоротный управляемый стабилизатор, применение которого усложняет, утяжеляет и удорожает конструкцию самолета и усложняет его эксплуатацию.

В случае применения в указанных самолетах более мощной и эффективной сдвижной взлетно-посадочной механизации (которая создает большие аэродинамические моменты) и, одновременно, широкого диапазона эксплуатационных центровок, например 30% САХ, решить задачу балансировки самолета в продольном канале практически не представляется возможным.

Целью предлагаемого изобретения являются устранение недостатков указанных самолетов и создание самолета, имеющего минимальные размеры, высокие взлетно-посадочные характеристики короткого взлета-посадки и широкий диапазон эксплуатационных центровок.

Указанная цель, согласно изобретению, достигается тем, что предлагаемый самолет имеет крыло в виде комбинации из двух крыльев, одно из которых установлено впереди, другое позади центра тяжести самолета так, что аэродинамический фокус изолированной комбинации крыльев, находящийся на расстоянии от передней кромки переднего крыла (фиг. 4), совпадает с центром тяжести самолета, а соотношение площадей взлетно-посадочной механизации крыльев где: (фиг. 4, 5) B₁ хорда переднего крыла; b_mex1 b_mex2- хорда переднего и заднего крыла с выпущенной механизацией; S_mex1S_mex2- площадь механизации переднего и заднего крыла - площадь закрылка с обслуживаемой впереди него площадью крыла; C^α_y1, C^α_y2 производные коэффициентов подъемной силы переднего и заднего крыла; S₁ S₂ площадь переднего и заднего крыла;
L аэродинамическое плечо комбинации крыльев расстояние между линиями 25% хорд переднего и заднего крыла;
K коэффициент торможения потока по углу атаки.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами:
фиг. 1 вид самолета в плане, фиг. 2 вид самолета сбоку, фиг. 3 вид самолета спереди, фиг. 4 -вид комбинации крыльев в плане, фиг. 5 сечение крыла, фиг. 6 схема балансировки самолета, фиг. 7 схема балансировки самолета "Ан-2".

Предлагаемый самолет представляет из себя (фиг. 1, 2, 3) многоцелевой самолет короткого взлета-посадки, имеющий потребную длину грунтовой взлетно-посадочной полосы 550 метров.

Он имеет фюзеляж 1, переднее крыло 2, заднее крыло 3, непереставное горизонтальное оперение 4, вертикальное оперение 5. Переднее крыло имеет сдвижные закрылки 8 по всему размаху консолей, заднее крыло сдвижные закрылки 9 и щелевые элероны 10 (фиг. 5).

Горизонтальное оперение 4 имеет руль высоты 6, вертикальное оперение 5 - руль направления 7.

Работа аэродинамической схемы предлагаемого самолета происходит следующим образом.

При полете самолета в крейсерской конфигурации (фиг. 5) (закрылки 8 и 9 в убранном положении) самолет сбалансирован в продольном канале. Все фактические отклонения центровки самолета компенсируются отклонениями руля высоты 6.

При полете самолета во взлетно-посадочной конфигурации с выпущенными сдвижными закрылками переднего и заднего крыла 8 и 9 (фиг. 6) увеличивается хорда, площадь крыльев и площадь механизации крыльев, площадь крыльев приобретает кривизну (фиг. 5). При этом подъемные силы переднего и заднего крыла увеличиваются, а их равнодействующие сдвигаются назад.

Таким образом, на самолете во взлетно-посадочной конфигурации дополнительно возникают значительные аэродинамические силы и моменты, которые должны быть сбалансированы с помощью горизонтального оперения, для чего обычная аэродинамическая схема должна иметь переставной или управляемый стабилизатор большой площади и с большим плечом (фиг. 7).

В предлагаемом самолете возникающие на крыльях аэродинамические моменты, создаваемые относительно центра тяжести самолета, направлены в разные стороны и практически равны и поэтому они уравновешивают и погашают друг друга (фиг. 6). Небольшие отклонения в равенстве моментов, которые могут возникать на некоторых режимах полета, балансируются рулем высоты 6.

Уравнение моментов относительно линии 0,25 b₁ (25% хорды), которая является фокусом переднего крыла в прямолинейном установившемся полете, можно записать:
,
где m_z01m_z02- собственные моменты переднего и заднего крыла;
α угол атаки;
v установочный угол заднего крыла;
e^a a производная угла скоса потока.

Принимая, что при небольших углах атаки коэффициент подъемной силы есть линейная функция, получим:

можем записать:

Взяв частную производную по C_у от выражения момента, получим:

Таким образом, точка, отстоящая от линии 0,25 b₁ на расстоянии , будет являться фокусом изолированной комбинации двух крыльев.

Положение точки фокуса от передней кромки переднего крыла с учетом того, что

запишется:
.

Площади механизации крыльев выбираются из условий (фиг. 4):

Коэффициент "0,88" учитывает торможение и скос потока при условиях b₁≅h_кр≅2,5b₁, b₁≅l_кр≅3b₁
где h_кр высота плоскости хорд заднего крыла над плоскостью хорд переднего крыла (фиг.7 6);
l_кр расстояние между задней кромкой переднего крыла и передней кромкой заднего крыла (фиг. 4).

Таким образом, предлагаемый самолет имеет аэродинамическую схему, которая обеспечивает условия полета самолета во взлетно-посадочной конфигурации с выпущенной взлетно-посадочной механизацией, мало отличающиеся от условий полета в основной крейсерской конфигурации по условиям продольной балансировки самолета, что позволяет применить на самолете мощную сдвижную механизацию крыла, иметь простое непереставное горизонтальное оперение минимальной площади и с минимальным плечом, получить широкий диапазон эксплуатационных центровок и постоянство усилий на органах продольного управления.

Применение на самолете двух крыльев, горизонтального оперения с минимальным плечом позволяют уменьшить габаритные размеры самолета и его массу.

Формула изобретения

Самолет, содержащий крыло со взлетно-посадочной механизацией и оперение, отличающийся тем, что крыло выполнено в виде комбинации из двух крыльев, одно из которых установлено впереди, другое позади центра тяжести самолета так, что аэродинамический фокус изолированной комбинации крыльев, находящийся от передней кромки переднего крыла на расстоянии

совпадает с центром тяжести самолета, а соотношение площадей взлетно-посадочной механизации крыльев равно

где b₁ хорда переднего крыла;
S₁, S₂ площадь переднего и заднего крыла;
хорда крыла с выпущенной механизацией переднего и заднего крыла;
площадь механизации площадь закрылка с обслуживаемой впереди него площадью переднего и заднего крыла;
производные коэффициентов подъемной силы переднего и заднего крыла;
L аэродинамическое плечо комбинации крыльев расстояние между линиями 25% хорд переднего и заднего крыла;
K коэффициент торможения потока.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7