Самолет с пластинчатым крылом

 

Изобретение относится к авиастроению и касается создания самолетов с пластинчатыми крыльями. Самолет с пластинчатым крылом содержит фюзеляж. В задней части фюзеляжа размещен реактивный двигатель. Самолет имеет два полукрыла, посадочное устройство, а также вертикальный и горизонтальный стабилизаторы с рулями направления и высоты. Каждое полукрыло выполнено в форме пластины, равномерной по профилю, заостренной спереди и имеющей сзади закрылок и элерон. Кроме того, на верхней поверхности пластины установлены продольные ребра, образующие горизонтальные волнообразные каналы. Ширина канала равна радиусу окружности, образующей кривизну канала. Оба полукрыла закреплены на фюзеляже под нулевым углом атаки. Технический результат реализации изобретения заключается в повышении эксплуатационных качеств самолета. 11 ил.

Настоящее изобретение относится к области авиации и может найти применение в качестве воздушного транспортного средства, Известен самолет МиГ - 3, винтомоторный моноплан, выполненный по низкопланной схеме и содержащий фюзеляж, в передней части которого размещен двигатель, крыло, вертикальный и горизонтальные стабилизаторы с рулями направления и высоты, посадочное шасси с хвостовым колесом. Мощность двигателя 993 кВт, площадь крыла 17,44 м., размах крыла 10,2 м. Взлетная масса 3,355 т, максимальная скорость полета 615 км/ч /Авиация, энциклопедия, гл. ред. Г. П. Свищев, Большая Российская энциклопедия. Центральный аэрогидродинамический институт им Н.Е. Жуковского, М., 1994, с. 346-347/.

Недостатками известного самолета МиГ-3 являются небольшая подъемная сила крыла, малая грузоподъемность, большой расход топлива, небольшая дальность полета.

Указанные недостатки обусловлены конструкцией самолета.

Известен также реактивный самолет Як - 15, выполненный по низкопланной схеме, содержащий фюзеляж, в передней нижней части которого установлен реактивный двигатель, к которому прикреплено крыло ромбовидной формы со скругленными законцовками, вертикальный и горизонтальный стабилизаторы с рулями направления и высоты, посадочное шасси с задним опорным колесом. Длина самолета 8,7 м, размах крыла 9,2 м, площадь крыла 14,85 м², тяга двигателя 8,83 кН, взлетный вес 2,634 т, масса пустого самолета 1,918 т, максимальная скорость полета 815 км/ч, дальность полета 515 км /там же, с. 678-683/.

Самолет Як-15, как наиболее близкий по технической сущности и достигаемому полезному результату, принят за прототип.

Недостатки самолета Як-15, принятого за прототип, те же.

Указанные недостатки обусловлены конструкцией самолета.

Целью настоящего изобретения является повышение эксплуатационных качеств самолета.

Указанная цель согласно изобретению обеспечивается тем, что крыло аэродинамического профиля заменено пластинчатым крылом, представляющим в плане трапецию с продольным удлинением, каждое полукрыло которого выполнено в форме пластины равномерной по профилю, заостренной спереди, имеющей сзади закрылок и элерон, кроме того, на верхней поверхности пластины установлены продольные ребра, образующие горизонтальные волнообразные каналы, причем ширина канала равна радиусу окружности, образующей кривизну канала, а полукрылья закреплены на фюзеляже под нулевым углом атаки.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид самолета с пластинчатым крылом, на фиг.2 - вид спереди на самолет с пластинчатым крылом, на фиг.3 - вид сверху на самолет с пластинчатым крылом, на фиг. 4 - общий вид пластинчатого полукрыла, на фиг.5 - вид спереди на пластинчатое полукрыло, на фиг.6 - вид снизу на левое пластинчатое полукрыло, на фиг.7 - вид снизу на правое пластинчатое полукрыло, на фиг.8 - вид сверху на правое пластинчатое полукрыло, на фиг.9 - вид сверху на левое пластинчатое полукрыло, на фиг.10 - схема образования волнового канала на верхней поверхности полукрыла, на фиг.11 - схема создания подъемной силы на пластинчатом крыле.

Предлагаемый самолет с пластинчатым крылом содержит сигарообразный фюзеляж 1, имеющий пилотское и грузопассажирское отделения. В задней части размещен реактивный двигатель 2, имеющий воздухозаборник 3, выше которого установлены вертикальный стабилизатор 4 с рулем направления 5 и горизонтальные стабилизаторы 6,7 с рулями высоты 8,9. Планер самолета выполнен по типу среднеплана с крылом, представляющим в плане трапецию с продольным удлинением. Крыло состоит из двух полукрыльев 10, 11 с закрылками 12,13 и элеронами 14,15. Каждое полукрыло представляет собой пластину, равномерную по профилю, заостренную спереди. Нижняя поверхность пластины ровная и гладкая, а на верхней такой же поверхности установлены продольные ребра 16, образующие горизонтальные волнообразные каналы 17, причем ширина l каждого из волнообразных каналов равна радиусу r окружности, образующей волны. Оба полукрыла закреплены на фюзеляже под нулевым углом атаки. Остальные узлы самолета выполнены без особенностей. На фиг. 10 точками 18 и 19 обозначены пути, проходимые верхним и нижним воздушными потоками при обтекании полукрыла. В нижней части самолета размещено посадочное шасси с передним опорным колесом. По продольным краям каждого полукрыла установлены фигурные профили 20, равные по высоте ребрам.

Работа самолета с пластинчатым крылом.

После осмотра самолета и проверки работы всех узлов и систем производится запуск реактивного двигателя 2. Самолет выруливает на взлетную полосу и начинает разбег. Как только скорость самолета достигнет необходимой величины подъемная сила Ру уравновешивает вес самолета и он отрывается от взлетной полосы, после чего производится набор высоты. Создание подъемной силы на полукрыльях 10,11 происходит следующим образом. При обтекании полукрыла воздушным потоком V последний делится на две части фиг. 11. Одна часть воздушного потока обтекает нижнюю поверхность полукрыла и в результате этого давление на нижнюю поверхность меньше, чем давление окружающего воздуха. В результате возникает сила F, приложенная к нижней поверхности полукрыла, вектор которой направлен вниз. Другая часть воздушного потока, обтекая верхнюю поверхность полукрыла и двигаясь по волнообразным каналам, преодолевает путь значительно больший, чем путь, проходимый по прямой воздушным потоком, движущимся по нижней поверхности. Это видно на фиг.10. Путь, проходимый воздушным потоком между двумя точками 18 и 19 по нижней поверхности полукрыла (прямая линия), меньше пути, проходимого воздушным потоком по горизонтальному волнообразному каналу 17 (волнистая линия) между этими же точками. Если измерить обе линии, то окажется, что путь, проходимый воздушным потоком по волнообразному каналу 17 на длине, образованной тремя волнами (фиг.10) на 15,8% больше, чем путь, проходимый воздушным потоком по прямой на нижней поверхности полукрыла. И эта разница растет с увеличением количества волн, расположенных на длине хорды, и может достигать 50-60%, в отличие от обычного крыла с аэродинамическим профилем, где эта разница очень незначительна. Следовательно, скорость воздушного потока по волнообразным каналам будет намного больше, чем скорость воздушного потока по нижней поверхности полукрыльев. Если бы скорость движения обоих воздушных потоков была бы одинаковой, то воздушный поток, движущийся по нижней поверхности, приходил бы к концу полукрыла быстрее, чем воздушный поток, движущийся по верхней поверхности и в конце верхней поверхности создавался бы вакуум, что невозможно. Воздушный поток обтекает верхнюю поверхность полукрыла и в результате давление воздуха на верхнюю поверхность полукрыла меньше, чем давление окружающего воздуха. При этом возникает сила F₁, приложенная к верхней поверхности, вектор которой направлен вверх.

Но так, как скорость движения воздушного потока по верхней поверхности полукрыла значительно больше, чем скорость движения воздушного потока по нижней поверхности полукрыла, то давление воздуха на верхнюю поверхность полукрыла значительно меньше давления на нижнюю поверхность полукрыла. Разность этих давлений и является подъемной силой Ру, вектор которой направлен вверх, уравновешивает вес самолета и отрывает его от взлетной полосы. Чем больше количество волн, укладывающихся на длине хорды полукрыла, тем больший путь проходит воздушный поток по верхней поверхности, тем больше скорость его движения, тем меньше давление воздуха на верхнюю поверхность и тем больше подъемная сила полукрыла. Наиболее выгодный режим работы пластинчатого крыла при угле атаки, равном нулю. В этом случае воздушный поток равномерно распределяется по поверхности волнообразного канала. При установке полукрыльев под некотором углом атаки возможно уменьшение подъемной силы вследствие подъема воздушного потока над поверхностью волнообразного канала, выхода его за ребра 16 и переход его движения на прямолинейное. Что приведет к уменьшению скорости движения воздушного потока по верхней поверхности полукрыльев и снижению подъемной силы. Для уменьшения сопротивления неполные волнообразные каналы по краям полукрыльев заполнены фигурными профилями 20, равными по высоте ребрам 16. Управление самолетом с пластинчатым крылом в полете ничем не отличается от управления обычным самолетом.

Положительный эффект: большая грузоподъемность, более высокая подъемная сила крыла, повышенная прочность планера из-за меньшего удлинения крыла, экономия металла.

Формула изобретения

Самолет с пластинчатым крылом, содержащий фюзеляж, в задней части которого размещен реактивный двигатель, имеющий два полукрыла, посадочное устройство, вертикальный и горизонтальный стабилизаторы с рулями направления и высоты, отличающийся тем, что каждое полукрыло выполнено в форме пластины, равномерной по профилю, заостренной спереди и имеющей сзади закрылок и элерон, кроме того, на верхней поверхности пластины установлены продольные ребра, образующие горизонтальные волнообразные каналы, причем ширина канала равна радиусу окружности, образующей кривизну канала, а оба полукрыла закреплены на фюзеляже под нулевым углом атаки.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11