RU2466907C1 - Aircraft - Google Patents
Aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2466907C1 RU2466907C1 RU2011117107/11A RU2011117107A RU2466907C1 RU 2466907 C1 RU2466907 C1 RU 2466907C1 RU 2011117107/11 A RU2011117107/11 A RU 2011117107/11A RU 2011117107 A RU2011117107 A RU 2011117107A RU 2466907 C1 RU2466907 C1 RU 2466907C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- fuselage
- landing
- take
- military
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Retarders (AREA)
Abstract
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИFIELD OF TECHNOLOGY
Изобретение относится к авиастроению и может быть использовано при создании сверхзвуковых и дозвуковых летательных аппаратов (ЛА) различной грузоподъемности и различного назначения.The invention relates to aircraft manufacturing and can be used to create supersonic and subsonic aircraft (LA) of various carrying capacities and for various purposes.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИBACKGROUND
При создании пилотируемых летательных аппаратов, способных выполнять полеты со стандартных взлетно-посадочных полос (ВПП), конструкторам неизбежно приходится решать одну очень важную задачу. Для достижения минимальных скоростей при выполнении взлета и посадки крыло ЛА должно иметь достаточно большую площадь. Однако крыло большой площади всегда имеет большой коэффициент лобового сопротивления (Сх), активно препятствующий полету ЛА на высоких скоростях. При полете на крейсерских скоростях достаточно небольших крыльевых поверхностей, расположенных в носовой и хвостовой частях ЛА. По такому принципу, например, была создана американская тактическая крылатая ракета GAM-63 RASCAL, способная развивать скорость более 3000 км/ч.When creating manned aircraft capable of flying from standard runways, designers inevitably have to solve one very important problem. To achieve minimum speeds during take-off and landing, the aircraft wing should have a sufficiently large area. However, a wing of a large area always has a large drag coefficient (Cx), actively preventing the flight of aircraft at high speeds. When flying at cruising speeds, rather small wing surfaces located in the nose and tail of the aircraft. According to this principle, for example, the American tactical cruise missile GAM-63 RASCAL was created, capable of speeds of more than 3,000 km / h.
В военно-воздушной авиации уже давно существуют ЛА с изменяемой геометрией крыла, такие как американский F-14, российские СУ-22, СУ-24 и т.д. Такая конструкция ЛА позволяет выполнять взлет и посадку на достаточно малых скоростях, а на высокой скорости полет становится более экономичным за счет уменьшения Сх крыла при изменении его геометрии. Крыло современного ЛА обычно имеет предкрылки, закрылки, элероны и топливные баки. Эти элементы делают крыло с изменяемой геометрией достаточно сложной конструкцией. Агрегаты имеют увеличенный размер и вес, получаются ненадежными, сложными и дорогими при производстве и техническом обслуживании. Поэтому крыло с изменяемой геометрией не нашло применения в гражданской авиации.In the air force, aircraft with variable wing geometry, such as the American F-14, Russian SU-22, SU-24, etc., have long existed. This design of the aircraft allows you to take off and land at fairly low speeds, and at high speed, the flight becomes more economical by reducing Cx wing when changing its geometry. The wing of a modern aircraft usually has slats, flaps, ailerons, and fuel tanks. These elements make the variable geometry wing a rather complex structure. Units have an increased size and weight, and are unreliable, complex and expensive to manufacture and maintain. Therefore, the wing with variable geometry is not used in civil aviation.
Также известен ЛА, включающий одну пару крыльев, соединенных с фюзеляжем посредством узлов навески с возможностью поворота крыльев относительно осей узлов навески для перемещения во взлетно-посадочное положение на этапах взлета и посадки и в убранное положение в крейсерском полете и на стоянке (US 5984231 от 16.11.1999).An aircraft is also known, including one pair of wings connected to the fuselage by means of hinge assemblies with the possibility of turning the wings relative to the axes of the hinge assemblies for moving to the take-off and landing position at the take-off and landing stages and to the retracted position in cruise flight and at the parking lot (US 5984231 from 16.11 .1999).
Недостатком ЛА данной конструкции является то, что каждое крыло имеет один узел навески, подверженный высоким аэродинамическим нагрузкам в процессе поворота крыла в полете.The disadvantage of the aircraft of this design is that each wing has one node node, subject to high aerodynamic loads during rotation of the wing in flight.
Другим недостатком крыла данной конструкции является то, что в крейсерской конфигурации крыло продолжает создавать Сх и расход топлива ЛА снижается незначительно.Another disadvantage of the wing of this design is that in the cruising configuration, the wing continues to create Cx and the fuel consumption of the aircraft is reduced slightly.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯSUMMARY OF THE INVENTION
Целью изобретения является создание достаточно простой и надежной конструкции ЛА, позволяющей выполнять полеты со стандартных ВПП на скоростях современных транспортных ЛА, а полет на крейсерской скорости сделать предельно экономичным за счет уменьшения Сх конструкции до минимального значения.The aim of the invention is to create a fairly simple and reliable aircraft design, allowing flights from standard runways at the speeds of modern transport aircraft, and flight at cruising speed is extremely economical by reducing the design CX to a minimum value.
Сущность изобретения заключается в том, что в состав конструкции ЛА входят взлетно-посадочные крылья (ВПК). На этапах взлета и посадки ВПК находятся в выпущенном положении и являются основными аэродинамическими элементами конструкции ЛА, создающими подъемную силу. В крейсерском полете ВПК находятся в убранном положении и не участвуют в создании подъемной силы, что обеспечивает минимально возможный Сх конструкции ЛА, в результате чего значительно снижается расход топлива в крейсерской конфигурации.The essence of the invention lies in the fact that the structure of the aircraft includes take-off and landing wings (MIC). At the take-off and landing stages, the military-industrial complex is in the released position and is the main aerodynamic design elements of the aircraft, creating lift. In cruising flight, the military-industrial complex is in the retracted position and does not participate in the creation of lift, which ensures the lowest possible design of the aircraft, resulting in significantly reduced fuel consumption in the cruising configuration.
Указанный технический результат достигается тем, что в крейсерской конфигурации ВПК компактно интегрируются в поверхность фюзеляжа ЛА.The specified technical result is achieved by the fact that in the cruising configuration the military-industrial complex are compactly integrated into the surface of the aircraft fuselage.
ПЕРЕЧЕНЬ ЧЕРТЕЖЕЙLIST OF DRAWINGS
На фиг.1 показан фюзеляж ЛА в разрезе с ВПК, находящимися в убранном положении.Figure 1 shows the fuselage of the aircraft in the context of the military-industrial complex, located in the retracted position.
На фиг.2 показан вариант ЛА с одной парой ВПК, находящихся во взлетно-посадочном положении.Figure 2 shows a variant of an aircraft with one pair of military-industrial complex located in the take-off and landing position.
На фиг.3 показан вариант ЛА с двумя парами ВПК, находящихся во взлетно-посадочном положении.Figure 3 shows a variant of an aircraft with two pairs of military-industrial complex located in the take-off and landing position.
На фиг.4 показан вариант ЛА с тремя парами ВПК, находящихся во взлетно-посадочном положении.Figure 4 shows a variant of an aircraft with three pairs of military-industrial complex located in the take-off and landing position.
На фиг.5 показаны две проекции ЛА с двумя парами ВПК, находящихся в убранном положении.Figure 5 shows two projections of an aircraft with two pairs of military-industrial complex in the retracted position.
На фиг.6 показан ЛА с двумя парами ВПК, находящихся в положении 90°.Figure 6 shows an aircraft with two pairs of military-industrial complex located in the 90 ° position.
На фиг.7 показан ЛА с двумя парами ВПК, находящихся в положении 60°.Figure 7 shows an aircraft with two pairs of military-industrial complex located in the 60 ° position.
На фиг.8 показан ЛА с двумя парами ВПК, находящихся в положении 30°.On Fig shows an aircraft with two pairs of military-industrial complex, located in position 30 °.
На фиг.9 показан ЛА с одной парой ВПК, находящихся в убранном положении.Figure 9 shows an aircraft with one pair of military-industrial complex located in the retracted position.
На фиг.10 показан фрагмент ВПК со створками щелевых отверстий.Figure 10 shows a fragment of the military-industrial complex with flaps of slotted holes.
На фиг.11 показан ЛА с двумя парами ВПК и воображаемой линией, проходящей по консолям носового горизонтального оперения и консолям ВПК.Figure 11 shows an aircraft with two pairs of military-industrial complex and an imaginary line passing through the consoles of the nasal horizontal plumage and the consoles of the military-industrial complex.
На фиг.12 показана схема механизма, предназначенного для управления одной парой ВПК.On Fig shows a diagram of a mechanism designed to control one pair of military-industrial complex.
На фиг.13 показаны двухсекционные рулевые поверхности киля.On Fig shows the two-section steering surfaces of the keel.
На фиг.14 показано отклонение двухсекционных рулевых поверхностей килей: на переднем киле - влево, на заднем киле - вправо.On Fig shows the deviation of the two-section steering surfaces of the keels: on the front keel - to the left, on the rear keel - to the right.
На фиг.15 показано отклонение в противоположные стороны двухсекционных рулевых поверхностей переднего и заднего килей при использовании в режиме спойлеров.On Fig shows the deviation in opposite directions of the two-section steering surfaces of the front and rear keels when used in spoiler mode.
На фиг.16 показано отклонение двухсекционных рулевых поверхностей киля при совмещении функций руля направления и спойлера.On Fig shows the deviation of the two-section steering surfaces of the keel when combining the functions of the rudder and spoiler.
На фиг.17 показана конфигурация ЛА при выполнении посадки: двухсекционные рулевые поверхности заднего киля отклонены на максимальные углы в противоположные стороны, а двухсекционные рулевые поверхности переднего киля отклонены влево, используется реверс тяги двигателей.On Fig shows the configuration of the aircraft during landing: the two-section steering surfaces of the rear keel are deflected at maximum angles in opposite directions, and the two-section steering surfaces of the front keel are deflected to the left, reverse engine thrust is used.
На фиг.18 показана рукоятка управления системой спойлеров.On Fig shows the handle of the spoiler system.
На фиг.19 показан прибор индикации положения спойлеров.On Fig shows a device for indicating the position of the spoilers.
На фиг.20 показан прибор индикации положения спойлеров.On Fig shows a device for indicating the position of the spoilers.
На фиг.21 показан прибор индикации положения спойлеров.On Fig shows a device for indicating the position of the spoilers.
ПРИМЕР ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯMODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
В предлагаемой конструкции ЛА ВПК 1 и 2 в убранном положении компактно интегрируются в поверхность фюзеляжа 3, при этом внутренняя поверхность ВПК контактирует с верхней поверхностью фюзеляжа, а внешняя поверхность ВПК является продолжением внешней поверхности фюзеляжа (Фиг.1), что позволяет достигнуть целостности конструкции ЛА в крейсерской конфигурации. Каждое ВПК имеет щелевые отверстия 4, предназначенные для перепуска воздуха с внутренней поверхности ВПК на внешнюю поверхность (Фиг.1). ЛА, включающие ВПК в свою конструкцию, могут иметь одну пару ВПК (Фиг.2), две пары ВПК (Фиг.3) или три пары ВПК (Фиг.4). Наиболее оптимальной является конструкция ЛА, включающая две пары ВПК (Фиг.3 и 5), которая и будет рассмотрена ниже.In the proposed design of the aircraft, the military-industrial complex 1 and 2 in the retracted position are compactly integrated into the surface of the
Данная конструкция ЛА (Фиг.5) включает фюзеляж 5 и соединенные с ним основные аэродинамические элементы конструкции:This design of the aircraft (Figure 5) includes the fuselage 5 and the main aerodynamic structural elements connected to it:
1. Носовое горизонтальное оперение 6, функцию которого выполняют цельноуправляемые рули высоты.1. Nose horizontal plumage 6, the function of which is performed by fully-controlled elevators.
2. Хвостовое горизонтальное оперение 7, на котором расположены элероны 8 и двигатели 9.2. The tail unit 7, on which the ailerons 8 and engines 9 are located.
3. Хвостовое вертикальное оперение 10, снабженное рулевыми поверхностями 11.3. The tail unit 10, equipped with steering surfaces 11.
4. Передние короткие взлетно-посадочные крылья 12.4. Front short take-off and landing wings 12.
5. Задние длинные взлетно-посадочные крылья 13.5. The rear long take-off and landing wings 13.
Дополнительными аэродинамическими элементами данной конструкции ЛА являются (Фиг.5):Additional aerodynamic elements of this aircraft design are (Figure 5):
1. Носовое вертикальное оперение 14, снабженное рулевыми поверхностями 15.1. Nose
2. Носовой подфюзеляжный гребень 16.2. The nasal dorsal crest 16.
3. Хвостовой подфюзеляжный гребень 17.3. Caudal ventral crest 17.
На стоянке ВПК находятся в убранном положении (Фиг.5). При выруливании к предварительному старту механизм изменения угла установки установит ВПК во взлетное положение. В зависимости от ряда технических и метеорологических условий взлет ЛА может выполняться с ВПК, установленными в положение 90° (Фиг.6), 60° (Фиг.7), 30° (Фиг.8) или близким к этим величинам значениям. После выполнения взлета механизм изменения угла установки ВПК начнет уменьшать угол установки ВПК по мере роста приборной скорости ЛА. При этом будет уменьшаться площадь ВПК относительно набегающего воздушного потока. При полной уборке ВПК (Фиг.9) приборная скорость ЛА будет достаточной для выполнения полета на носовом и хвостовом горизонтальном оперении, после чего будет происходить разгон ЛА до крейсерской скорости. При подготовке к посадке экипаж уменьшает приборную скорость ЛА до допустимой приборной скорости по воздушному напору, после чего начинается выпуск ВПК в посадочное положение по мере снижения приборной скорости ЛА до посадочного значения. Посадка ЛА выполняется при положении ВПК 90° (Фиг.6). В условиях болтанки посадка может выполняться в положении ВПК 60° (Фиг.7) или близком к этой величине значении.In the parking lot, the military-industrial complex is in the retracted position (Figure 5). When taxiing to a preliminary start, the mechanism for changing the installation angle will set the military-industrial complex in the take-off position. Depending on a number of technical and meteorological conditions, the takeoff of an aircraft can be performed with a military industrial complex set to 90 ° (Fig.6), 60 ° (Fig.7), 30 ° (Fig.8) or close to these values. After takeoff, the mechanism for changing the installation angle of the military-industrial complex will begin to decrease the installation angle of the military-industrial complex as the aircraft’s instrumental speed increases. In this case, the area of the military-industrial complex will decrease relative to the incoming air flow. With the full cleaning of the military-industrial complex (Fig. 9), the aircraft's instrumental speed will be sufficient to perform a flight at the nose and tail horizontally, after which the aircraft will accelerate to cruising speed. In preparation for landing, the crew reduces the aircraft's airspeed to the airspeed allowable airspeed, after which the launch of the military-industrial complex to the landing position begins as the airspeed decreases to the landing value. Landing aircraft is performed at a position of the military-industrial complex 90 ° (Fig.6). In the conditions of dummy landing can be performed in the position of the military-industrial complex 60 ° (Fig.7) or close to this value.
Рассмотрим подробнее основные элементы конструкции ЛА.Let us consider in more detail the main elements of the aircraft design.
ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ КРЫЛЬЯ. При цилиндрической форме фюзеляжа обычно наименее используемым объемом фюзеляжа ЛА является объем, используемый ВПК в интегрированном положении, т.е. интеграция ВПК в поверхность фюзеляжа не приводит к увеличению его диаметра (Фиг.1).TAKEOFF WINGS. With the cylindrical shape of the fuselage, the usually least used volume of the aircraft fuselage is the volume used by the military-industrial complex in the integrated position, i.e. the integration of the military-industrial complex in the surface of the fuselage does not lead to an increase in its diameter (Figure 1).
ВПК 1 и 2 (Фиг.1) имеют в поперечном сечении изменяемый или неизменяемый профиль лопатки турбины. В данном случае подразумевается профиль одного отдельно взятого поперечного сечения, профили нескольких поперечных сечений по всей длине ВПК могут быть переменными. В конструкцию ВПК с изменяемым профилем в поперечном сечении могут входить отклоняемые предкрылки, отклоняемые закрылки или другие механизмы, предназначенные для изменения профиля ВПК. Однако более простой и надежной является конструкция ВПК неизменяемого профиля в поперечном сечении, которая и будет рассмотрена ниже.VPK 1 and 2 (Figure 1) have in cross section a variable or unchanged profile of the turbine blades. In this case, the profile of one individual cross-section is meant, the profiles of several cross-sections along the entire length of the MIC can be variable. The design of the military-industrial complex with a variable profile in cross section may include deflectable slats, deflectable flaps or other mechanisms designed to change the profile of the MIC. However, simpler and more reliable is the design of the military-industrial complex of an unchanged profile in the cross section, which will be discussed below.
ВПК соединены с фюзеляжем посредством узлов навески с возможностью поворота ВПК относительно осей узлов навески для перемещения в выпущенное положение на этапах взлета и посадки и в убранное положение в крейсерском полете и на стоянке. Каждое ВПК снабжено двумя узлами навески, расположенными соответственно в верхней и нижней частях фюзеляжа. Узлы навески каждого ВПК разнесены по высоте фюзеляжа на максимально возможную величину, в результате чего верхние и нижние узлы навески каждой пары ВПК находятся в непосредственной близости друг от друга и оси вращения узлов навески левого и правого ВПК каждой пары находятся в зубчатом зацеплении. Это необходимо для обеспечения синхронного перемещения левого и правого ВПК каждой пары. Оси вращения узлов навески каждого ВПК расположены в одной плоскости поперечного сечения фюзеляжа и параллельны вертикальной оси симметрии этого сечения. В убранном положении ВПК расположены таким образом, что носовая кромка каждого ВПК в плане расположена вдоль продольной оси симметрии фюзеляжа в направлении от соответствующего узла навески к носовой части фюзеляжа (Фиг.9). Под продольной осью симметрии фюзеляжа подразумевается продольная ось симметрии фюзеляжа в плане. ЛА снабжен фюзеляжными замками 19 и 20 для фиксации ВПК в убранном положении (Фиг.6). В выпущенном положении ВПК расположены таким образом, что носовая кромка каждого ВПК в плане расположена под углом к продольной оси симметрии фюзеляжа (Фиг.6, 7, 8). Максимальная величина этого угла может незначительно превышать значение 90°.The military-industrial complex is connected to the fuselage by means of hinge assemblies with the possibility of turning the military-industrial complex relative to the axes of the hinge assemblies for moving to the released position at the take-off and landing stages and to the retracted position in cruising flight and in the parking lot. Each MIC is equipped with two hitch assemblies located respectively in the upper and lower parts of the fuselage. The hinge nodes of each military-industrial complex are spaced apart as much as possible along the fuselage height, as a result of which the upper and lower hinge nodes of each pair of the military-industrial complex are in close proximity to each other and the axis of rotation of the hinge nodes of the left and right military-industrial complex of each pair are in gear engagement. This is necessary to ensure synchronous movement of the left and right MIC of each pair. The axis of rotation of the hinge assemblies of each military-industrial complex are located in the same plane of the cross section of the fuselage and are parallel to the vertical axis of symmetry of this section. In the retracted position, the VPKs are arranged in such a way that the nose edge of each VPK in plan is located along the longitudinal axis of symmetry of the fuselage in the direction from the corresponding hitch assembly to the nose of the fuselage (Fig. 9). By the longitudinal axis of symmetry of the fuselage is meant the longitudinal axis of symmetry of the fuselage in plan. The aircraft is equipped with
Каждое ВПК неизменяемого профиля имеет продольные ряды щелевых отверстий 4 (Фиг.1), предназначенные для перепуска воздуха из внутренней зоны ВПК во внешнюю, более разряженную зону. Такая технология применяется на современных ЛА при использовании предкрылков и закрылков. Верхние щелевые отверстия имитирует перепуск воздуха при помощи предкрылка, а средние и нижние щелевые отверстия имитируют перепуск воздуха при помощи двухщелевого закрылка. Перепуск воздуха во внешнюю зону обеспечивает ламинарное обтекание внешней поверхности ВПК, в результате чего улучшается устойчивость ВПК к срыву потока. Щелевые отверстия ВПК оснащены створками 18, расположенными на внешней стороне ВПК. Оси вращения створок расположены на верхних кромках створок (Фиг.10). Створки выполнены подпружиненными в сторону их закрытия, а закрытие створок осуществляется в направлении хвостовой кромки ВПК. В закрытом положении створок их внешняя поверхность является продолжением внешней поверхности ВПК. В полете при отклонении от убранного положения ВПК давление воздуха на внутренней поверхности ВПК будет больше давления воздуха на внешней поверхности ВПК и произойдет открытие створок под действием перепада давления воздуха. Однако возможно применение конструкции ВПК с принудительным открытием и закрытием створок.Each military-industrial complex of an unchanged profile has longitudinal rows of slotted openings 4 (FIG. 1), designed to bypass air from the internal zone of the military-industrial complex to the external, more discharged zone. This technology is used on modern aircraft using slats and flaps. The upper slotted holes simulate air bypass with a slat, and the middle and lower slotted holes simulate air bypass with a double slit flap. Bypassing the air into the outer zone provides a laminar flow around the outer surface of the military-industrial complex, which improves the stability of the military-industrial complex to stall. Slot-hole openings of the military-industrial complex are equipped with
В поперечном сечении профиль ВПК имеет профиль лопатки турбины, аэродинамические свойства которой давно не вызывают сомнения. На классическом ЛА закрылки могут быть выполнены однощелевыми, двухщелевыми или трехщелевыми. Количеству щелей закрылка соответствует количество секций закрылка и чем больше будет количество секций, тем плавне будет профиль поперечного сечения закрылка. Профиль поперечного сечения трехщелевого закрылка, находящегося в посадочном положении, наиболее близок к профилю поперечного сечения лопатки турбины, т.е. стремление конструкторов к созданию достаточно сложной схемы трехщелевого закрылка вызвано стремлением к созданию наиболее плавного профиля поперечного сечения закрылка, идеальным вариантом которого является профиль лопатки турбины.In cross section, the VPK profile has a turbine blade profile, the aerodynamic properties of which have long been beyond doubt. On a classic aircraft, flaps can be made single-slot, double-slot or tri-slot. The number of flap slots corresponds to the number of flap sections and the larger the number of sections, the smoother the cross-sectional profile of the flap will be. The cross-sectional profile of a three-slotted flap in the landing position is closest to the cross-sectional profile of the turbine blade, i.e. the desire of designers to create a fairly complex scheme of a three-slotted flap is caused by the desire to create the most smooth cross-sectional profile of the flap, the ideal option of which is the turbine blade profile.
Конструкция ВПК неизменяемого профиля в поперечном сечении способна выдерживать высокие аэродинамические нагрузки, т.к. не имеет подвижных элементов конструкции, изменяющих профиль ВПК. Узлы навески каждого ВПК разнесены на величину, близкую диаметру фюзеляж (Фиг.5), что позволяет максимально разгрузить узлы навески и корневую часть ВПК при воздействии изгибающих и крутящих моментов, воздействующих на ВПК в полете. В конструкции ЛА с двумя парами ВПК подъемная сила, создаваемая ВПК, передается на фюзеляж через 8 узлов навески, что без особого труда позволяет сделать эти узлы очень прочными, надежными и способными выдерживать очень высокие нагрузки. В убранном положении ВПК, установленные на замки убранного положения, увеличивают жесткость фюзеляжа на изгиб и кручение.The design of the military-industrial complex of an unchanged profile in cross section is able to withstand high aerodynamic loads, because does not have movable structural elements that change the profile of the military-industrial complex. The nodes of the hitch of each military-industrial complex are spaced by an amount close to the diameter of the fuselage (Figure 5), which allows maximum unloading of the hinge nodes and the root of the military-industrial complex under the influence of bending and torques acting on the military-industrial complex in flight. In the design of an aircraft with two pairs of military-industrial complex, the lifting force generated by the military-industrial complex is transmitted to the fuselage through 8 attachment nodes, which makes it possible to make these units very strong, reliable and able to withstand very high loads. In the retracted position, the military-industrial complex, mounted on the locks of the retracted position, increase the fuselage stiffness in bending and torsion.
По расположению крыла ВПК являются высокопланом. При взлете и заходе на посадку такая схема считается наиболее устойчивой по крену, т.к. точки приложения подъемной силы расположены выше центра тяжести ЛА.According to the location of the wing, the military-industrial complex is a high plan. During takeoff and landing, such a scheme is considered the most stable roll, because points of application of lift are located above the center of gravity of the aircraft.
Положение ВПК, равное 90°, соответствует прямому крылу, аэродинамика которого считается самой оптимальной, т.к. отсутствует боковое отекание воздушного потока, характерное для стреловидного крыла. При максимальном угле отклонения ВПК его корневая часть, расположенная между верхним и нижним узлами навески, находится в механическом контакте с фюзеляжным упором, что обеспечивает частичное снятие нагрузки с механизма изменения угла установки при максимальном Сх ВПК.The position of the military-industrial complex, equal to 90 °, corresponds to a straight wing, the aerodynamics of which are considered the most optimal, because there is no lateral swelling of the air flow characteristic of the swept wing. At the maximum deflection angle of the military-industrial complex, its root part, located between the upper and lower nodes of the hitch, is in mechanical contact with the fuselage emphasis, which provides partial removal of the load from the mechanism for changing the installation angle at the maximum CK of the military-industrial complex.
Важным моментом данной конструкции ЛА является то, что в полете ВПК убираются против воздушного потока. В случае заклинения, отказа или неисправности механизма изменения угла установки воздушный напор поможет установить ВПК в посадочное положение. Принцип уборки против воздушного потока давно и успешно применяется на многих современных ЛА в системе уборки-выпуска носовой стойки шасси.An important point of this aircraft design is that in flight the military-industrial complex is cleaned against air flow. In the event of a jam, failure or malfunction of the mechanism for changing the installation angle, the air pressure will help to establish the military-industrial complex in the landing position. The principle of cleaning against air flow has long been successfully applied on many modern aircraft in the nose landing gear cleaning-exhaust system.
В данной конструкции ЛА необычным является то, что в промежуточном положении ВПК расположение носовых кромок имеет обратную стреловидность. Способность летать с крылом обратной стреловидности доказана полетами российского самолета С-37, который является перспективным и считается самолетом пятого поколения. Однако у самолетов с крылом обратной стреловидности существует одна значительная проблема - это устойчивость по тангажу. Данная конструкция ЛА лишена этой проблемы потому, что:In this aircraft design, it is unusual that in the intermediate position of the military-industrial complex, the location of the nasal edges has the opposite sweep. The ability to fly with a reverse sweep wing is proved by the flights of the Russian S-37 aircraft, which is promising and is considered the fifth generation aircraft. However, for aircraft with a reverse sweep wing, there is one significant problem - this is pitch stability. This aircraft design is devoid of this problem because:
1. Более короткое переднее ВПК, имея малый размах, не способно вызывать непредсказуемое поведение ЛА по тангажу.1. A shorter front VPK, having a small scope, is not able to cause unpredictable aircraft pitch behavior.
2. При непредсказуемом увеличении угла атаки ЛА прирост величины подъемной силы на длинном заднем ВПК будет больше, чем на коротком переднем, что обеспечит прерывание этого процесса.2. With an unpredictable increase in the angle of attack of the aircraft, the increase in the magnitude of the lifting force on the long rear VPK will be greater than on the short front one, which will ensure the interruption of this process.
3. Воображаемая линия 21, проходящая по консолям носового горизонтального оперения и консолям ВПК при прямой стреловидности носовых кромок ВПК, представляет собой контуры крыла с прямой стреловидностью (Фиг.11). Поведение ЛА по тангажу при обратной стреловидности носовых кромок ВПК останется примерно таким же, как и на ЛА с крылом прямой стреловидности, имеющим контуры крыла, обозначенные линией 21.3. The
У классических схем ЛА существует понятие центровки. Параметр очень важный, и при каждом полете его значение тщательно отслеживается экипажем и специальной службой, т.к. выход центровки за предельные значения может закончиться в лучшем случае поломкой самолета, в худшем случае катастрофой. У ЛА данной конструкции положение с центровкой несколько иное. На этапах взлета и посадки подъемная сила создается носовым горизонтальным оперением, передним ВПК, задним ВПК и хвостовым горизонтальным оперением, в результате чего точки приложения подъемной силы значительно разнесены по длине фюзеляжа ЛА. При задней центровке ЛА угол выпуска задней пары ВПК может быть больше угла выпуска передней пары ВПК, а при передней центровке угол выпуска передней пары ВПК может быть больше угла выпуска задней пары ВПК. Такая особенность конструкции позволяет значительно расширить диапазон рабочих центровок ЛА с сохранением безопасности.Classical aircraft circuits have the concept of centering. The parameter is very important, and with each flight its value is carefully monitored by the crew and the special service, as alignment beyond the limit values can end in the best case with a breakdown of the aircraft, in the worst case, a catastrophe. In an aircraft of this design, the position with centering is somewhat different. At the take-off and landing stages, the lifting force is created by the horizontal nose, the front VPK, the rear VPK and the tail horizontal tail, as a result of which the points of application of the lifting force are significantly spaced along the length of the aircraft fuselage. With the rear alignment of the aircraft, the angle of release of the rear pair of the military-industrial complex may be greater than the angle of release of the front pair of the military-industrial complex, and with front alignment, the angle of release of the front pair of military-industrial complex may be greater than the angle of release of the rear pair of the military-industrial complex. This design feature allows you to significantly expand the range of working centerings of the aircraft while maintaining safety.
В транспортном варианте ЛА убранное положение ВПК не мешает установке трапов к входным дверям и перемещению обслуживающей техники. На стоянке и в ангаре ЛА данной конструкции значительно компактнее классического ЛА того же класса.In the transport version of the aircraft, the retracted position of the military-industrial complex does not interfere with the installation of gangways to the front doors and the movement of maintenance equipment. In the parking lot and in the hangar, an aircraft of this design is much more compact than a classical aircraft of the same class.
В ВПК могут находиться топливные баки, как это принято и в современных ЛА, однако топливные баки частично или полностью могут располагаться и в фюзеляже.The military-industrial complex may contain fuel tanks, as is customary in modern aircraft, but the fuel tanks may be partially or fully located in the fuselage.
В любом из положений ВПК удерживаются при помощи тросов 22 и 23 (Фиг.6). При использовании тросовой системы двигатели механизма изменения угла установки ВПК не обязаны иметь очень большую мощность, т.к. трос действует на максимально возможном плече. Узлы навески и корневая часть ВПК при такой схеме будут менее нагруженными. В полете при установке ВПК в убранное положение в конце уборки, скорость ЛА будет очень значительной, аэродинамические нагрузки на консоли будут большими, в результате чего возможны вибрация и изгиб ВПК. В этой ситуации только тросовая система, совместив точку входа троса в фюзеляж с точкой заделки троса на консоли, гарантированно установит каждое ВПК на фюзеляжные замки убранного положения 19 и 20 (Фиг 6). Тросовая система компактна, надежна, проста и способна выдерживать очень высокие нагрузки. Сочетание этих особенностей делает такую конструкцию максимально надежной и безопасной. Механизм изменения угла установки ВПК может иметь схему, описанную ниже. Такой механизм предназначен для управления одной парой ВПК. Количество механизмов изменения угла установки ВПК зависит от количества пар ВПК, используемых на конкретной модели ЛА, причем все механизмы должны работать в согласованном режиме.In any of the provisions of the military-industrial complex are held by
Каждый механизм изменения угла установки одной пары ВПК включает тросовую систему и осевую систему, которая обеспечивает вращение осей ВПК в рабочем диапазоне углов. Два гидравлических двигателя управления, M1 и М2, работающих от независимых гидравлических систем, через соответственные полуоси вращают выходной вал редуктора Р1д, который снабжен дифференциалом (Фиг.12). Выходной вал редуктора Р1д одновременно является входным валом редуктора Р2д, который снабжен дифференциалом. Одна из полуосей редуктора Р2д, проходя через многодисковый тормоз T1, вращает входной вал редуктора Р3, выходной вал которого через червячное соединение одновременно вращает оси верхних узлов навески ВПК O1 и O2. При этом для улучшения синхронности перемещения левого и правого ВПК оси вращения нижних узлов навески находятся в зубчатом зацеплении. Другая полуось редуктора Р2д, проходя через многодисковый тормоз Т2, вращает входной вал редуктора Р4д, который снабжен дифференциалом. Полуоси редуктора Р4д вращают катушки тросовой системы К1 и К2, при этом один конец каждого троса закреплен в катушке тросовой системы, а другой конец троса закреплен на консоли соответствующего ВПК.Each mechanism for changing the installation angle of one pair of military-industrial complex includes a cable system and an axial system that provides rotation of the axes of the military-industrial complex in the working range of angles. Two hydraulic control motors, M 1 and M 2 , operating from independent hydraulic systems, rotate the output shaft of the gearbox R 1d , which is equipped with a differential, through the corresponding axle shafts (Fig. 12). The output shaft of the gearbox R 1d at the same time is the input shaft of the gearbox R 2d , which is equipped with a differential. One of the semi-axes of the gearbox P 2d , passing through the multi-disk brake T 1 , rotates the input shaft of the gearbox P 3 , the output shaft of which through the worm joint simultaneously rotates the axes of the upper nodes of the hinge plate O 1 and O 2 . Moreover, to improve the synchronism of movement of the left and right MIC, the axis of rotation of the lower nodes of the linkage are in gear engagement. The other axis of the gearbox P 2d , passing through the multi-disk brake T 2 , rotates the input shaft of the gearbox P 4d , which is equipped with a differential. The gear shafts P 4d rotate the coils of the cable system K 1 and K 2 , while one end of each cable is fixed in the coil of the cable system, and the other end of the cable is fixed on the console of the corresponding military-industrial complex.
При выпуске ВПК перед взлетом в цилиндры многодискового тормоза Т2 подается пониженное давление гидравлической жидкости для обеспечения необходимой натяжки тросов. При установке ВПК в убранное положение после посадки ЛА пониженное давление гидравлической жидкости подается в цилиндры многодискового тормоза T1 для обеспечения плотного наматывания тросов на катушки К1 и К2. При выпуске ВПК в полете пониженное давление гидравлической жидкости подается в цилиндры многодисковых тормозов T1 и Т2 для частичного снятия нагрузки с двигателей управления M1 и М2. При полной остановке трансмиссии в любом из промежуточных положений полное давление гидравлической жидкости от гидравлических двигателей управления M1 и М2 при помощи золотников перебрасывается в цилиндры многодисковых тормозов T1 и Т2. Таким образом происходит остановка двигателей управления с одновременной блокировкой трансмиссии при помощи двух тормозов.When the military-industrial complex is released, before takeoff, the T 2 multi-disc brake cylinders are supplied with reduced hydraulic fluid pressure to provide the necessary cable tension. When installing the military-industrial complex in the retracted position after landing, the reduced hydraulic fluid pressure is supplied to the multi-disc brake cylinders T 1 to ensure tight winding of the cables on the coils K 1 and K 2 . When the military-industrial complex is released in flight, a reduced hydraulic fluid pressure is supplied to the multi-disc brake cylinders T 1 and T 2 to partially relieve the load from the control engines M 1 and M 2 . When the transmission stops completely in any of the intermediate positions, the total pressure of the hydraulic fluid from the hydraulic control motors M 1 and M 2 is transferred by spools to the multi-disc brake cylinders T 1 and T 2 . Thus, the control motors are stopped while the transmission is locked with two brakes.
В случае отказа одного из двигателей управления вращение выходного вала редуктора Р1д будет обеспечиваться исправным двигателем с вдвое меньшей скоростью вращения, а вращение отказавшего двигателя управления будет заблокировано. В случае возникновения дисбаланса нагрузок между тросовой и осевой системами дифференциал редуктора Р2д автоматически перебросит нагрузку на менее нагруженную систему. Таким образом будет постоянно поддерживаться равная нагрузка между тросовой и осевой системами. В случае возникновения дисбаланса нагрузок между катушками К1 и К2 дифференциал редуктора Р4д автоматически перебросит нагрузку на менее нагруженную катушку. Таким образом будет постоянно поддерживаться равное натяжение левого и правого тросов.In the event of a failure of one of the control engines, the rotation of the output shaft of the gearbox R 1d will be provided by a serviceable engine with half the speed of rotation, and the rotation of the failed control engine will be blocked. In the event of a load imbalance between the cable and axle systems, the differential gearbox R 2d will automatically transfer the load to a less loaded system. In this way, an equal load between the cable and axle systems will be constantly maintained. In the event of a load imbalance between the coils K 1 and K 2, the differential of the gearbox R 4d will automatically transfer the load to the less loaded coil. Thus, the equal tension of the left and right cables will be constantly maintained.
Редукторы Р1д, Р2д и Р4д без изменения своих передаточных отношений могут использоваться в системах изменения угла установки ВПК, снабженных тросами разной длины, например в системе изменения угла установки передней пары ВПК с короткими тросами и в системе изменения угла установки задней пары ВПК с длинными тросами. В этом случае передаточное отношение редуктора Р3 будет меняться в зависимости от длины тросов, наматываемых на катушки К1 и К2.Gearboxes R 1d , R 2d and R 4d can be used without changing their gear ratios in systems for changing the installation angle of the military-industrial complex equipped with cables of different lengths, for example, in the system of changing the installation angle of the front pair of the military-industrial complex with short cables and in the system of changing the angle of installation of the rear pair of the military-industrial complex with long cables. In this case, the gear ratio of the gearbox P 3 will vary depending on the length of the cables wound around the coils K 1 and K 2 .
В любом стационарном положении ВПК, отличном от убранного, перемещение левого и правого ВПК блокируется двумя многодисковыми тормозами и червячной передачей. В убранном положении ВПК эти блокировки дополняются фюзеляжными замками убранного положения.In any stationary position of the military-industrial complex, other than the removed one, the movement of the left and right military-industrial complex is blocked by two multi-disc brakes and a worm gear. In the retracted position of the military-industrial complex, these locks are supplemented by fuselage locks of the retracted position.
В процессе эксплуатации ЛА потребуется периодическая замена тросов и их гермовыводов. Эта процедура достаточно проста. Для этого необходимо выпустить ВПК в положение 30°, отсоединить гермовыводы тросов, отсоединить тросы от ВПК и снять катушки с тросами. Затем необходимо установить новые катушки в комплекте с тросами и гермовыводами, закрепить концы тросов в ВПК и довыпустить ВПК в положение 90°. В процессе довыпуска ВПК подтормаживание тормоза Т2 уберет провасание тросов и обеспечит их необходимое натяжение. Процедура заканчивается установкой ВПК в убранное положение. При замене тросов и гермовыводов не требуется даже элементарная регулировка - все регулировки выполняются данным механизмом автоматически. Механизм изменения угла установки ВПК достаточно прост и надежен. В нем отсутствуют дорогостоящие материалы и детали.During the operation of the aircraft, periodic replacement of cables and their pressure leads will be required. This procedure is quite simple. To do this, release the MIC in the 30 ° position, disconnect the cable gland, disconnect the cables from the MIC and remove the coil with cables. Then it is necessary to install new coils complete with cables and pressure leads, fix the ends of the cables in the military-industrial complex and bring the military-industrial complex to the 90 ° position. In the process of additional release of the military-industrial complex, the braking of the T 2 brake will remove the deflection of the cables and provide their necessary tension. The procedure ends with the installation of the MIC in the retracted position. When replacing cables and pressure leads, even elementary adjustment is not required - all adjustments are performed automatically by this mechanism. The mechanism for changing the installation angle of the military-industrial complex is quite simple and reliable. It lacks expensive materials and parts.
При производстве ЛА данной конструкции целесообразно рассмотреть возможность изготовления ВПК из титанового сплава. Такие ВПК позволят еще больше уменьшить Сх и вес конструкции ЛА без потери прочности ВПК. ВПК, выполненные из титанового сплава, будут стоить достаточно дорого, но их высокая цена быстро окупится при эксплуатации ЛА.In the production of aircraft of this design, it is advisable to consider the possibility of manufacturing a military-industrial complex from titanium alloy. Such military-industrial complex will further reduce Cx and the weight of the aircraft structure without loss of strength of the military-industrial complex. MIC, made of titanium alloy, will be quite expensive, but their high price will quickly pay off during the operation of the aircraft.
РУЛЬ ВЫСОТЫ (РВ) 6 расположен в носовой части ЛА, выполняет функцию носового горизонтального оперения и является цельноуправляемым (Фиг.5).Elevator (RV) 6 is located in the bow of the aircraft, performs the function of the nasal horizontal plumage and is fully controllable (Figure 5).
На классических ЛА стабилизатор и РВ находятся в хвостовой части самолета. Такое расположение имеет два отрицательных момента. Дело в том, что выпущенные закрылки создают летательному аппарату пикирующий момент. Для сохранения относительного баланса по тангажу стабилизатор перекладывается на кабрирование, создавая при этом отрицательную подъемную силу. Для перевода ЛА на кабрирование РВ, отклоняясь вверх, создает дополнительную отрицательную подъемную силу. Т.е. при переводе ЛА в набор высоты в конфигурации с выпущенной механизацией суммарная отрицательная подъемная сила РВ и стабилизатора значительно уменьшает величину подъемной силы, созданную крылом. Самолет при этом, «переламываясь» через крыло, делает просадку по высоте и только после этого переходит в набор высоты. История авиации знает немало случаев, когда в критической ситуации при попытке ухода на второй круг в посадочной конфигурации с предельно малой высоты самолетам не хватало нескольких метров высоты для благополучного завершения полета. Другим отрицательным моментом такой схемы является то, что стабилизатор частично затеняет аэродинамическое обтекание РВ, снижая его эффективность.On classic aircraft, the stabilizer and the PB are in the tail of the aircraft. This arrangement has two negative points. The fact is that the flaps released create a diving moment for the aircraft. To maintain a relative balance in pitch, the stabilizer is shifted to cabling, creating a negative lift force. To translate the aircraft to the cabling of the aircraft, deflecting upwards creates an additional negative lift. Those. when translating an aircraft into a climb in a configuration with mechanization released, the total negative lift force of the aircraft and the stabilizer significantly reduces the amount of lift created by the wing. At the same time, the plane, “breaking” through the wing, makes a drawdown in height and only after that goes into climb. The history of aviation knows many cases when, in a critical situation, when trying to go to the second circle in the landing configuration from an extremely low altitude, the aircraft lacked several meters of altitude to complete the flight safely. Another negative aspect of such a scheme is that the stabilizer partially obscures the aerodynamic flow around the PB, reducing its effectiveness.
У ЛА данной конструкции эта ситуация кардинально меняется в противоположном направлении. Перекладка РВ на угол, необходимый для парирования пикирующего момента, создаваемого ВПК, создает положительную подъемную силу. Увеличение угла атаки РВ при переводе ЛА на кабрирование тоже дает прирост подъемной силы. Т.е. при уходе ЛА на второй круг в посадочной конфигурации РВ создает прирост подъемной силы, созданной ВПК. Уход на второй круг выполняется без просадки, реакция самолета на увеличение угла атаки РВ - мгновенная. Дополнительным положительным моментом данной схемы является то, что аэродинамическое обтекание РВ не затенено другими элементами конструкции ЛА, что повышает его эффективность.In an aircraft of this design, this situation is radically changing in the opposite direction. Shifting the PB at the angle necessary to counter the dive moment created by the military-industrial complex creates a positive lifting force. An increase in the angle of attack of the explosive during the transfer of the aircraft to cabling also gives an increase in lift. Those. when the aircraft leaves for the second circle in the landing configuration, the airborne creates an increase in the lifting force created by the military-industrial complex. The approach to the second circle is performed without subsidence, the reaction of the aircraft to an increase in the angle of attack of the explosives is instant. An additional positive aspect of this scheme is that the aerodynamic flow around the aircraft is not obscured by other structural elements of the aircraft, which increases its efficiency.
ЭЛЕРОНЫ 8 расположены на хвостовом горизонтальном оперении 7 таким образом, что верхние поверхности элеронов находятся в нижних зонах выходящих газовых струй соответствующих двигателей (Фиг.5). Особенность данной схемы управления по крену заключается в том, что при отклонении вверх хвостовая часть элерона входит в газовую струю двигателя, отклоняя ее, что значительно улучшает реакцию ЛА по крену. Для безударного входа в газовые струи двигателей элероны 8 выполнены с зубцами на хвостовиках (Фиг.5). Зубец элерона незначительно смещен к продольной оси симметрии фюзеляжа в плане относительно центра выходящей газовой струи двигателя. При отклонении элерона вверх зубец смещается к центру газовой струи двигателя за счет стреловидного расположения оси вращения элерона. Ввод элерона такой конструкции в газовую струю двигателя обеспечивает плавную, но эффективную реакцию ЛА по крену. При отклонении вниз эффективность элеронов увеличивается действием эффекта Коанда. Однако в канале управления по крену возможно применение схемы, при которой функцию элеронов будут выполнять двигатели с изменяемым вектором тяги в вертикальной плоскости.ELONS 8 are located on the tail horizontal tail 7 in such a way that the upper surfaces of the ailerons are located in the lower zones of the outgoing gas jets of the respective engines (Figure 5). The peculiarity of this roll control scheme is that when the aileron tilts upward, it enters the gas jet of the engine, deflecting it, which significantly improves the roll response of the aircraft. For shockless entry into the gas jets of the engines, the ailerons 8 are made with teeth on the shanks (Figure 5). The aileron tooth is slightly offset to the longitudinal axis of symmetry of the fuselage in plan relative to the center of the outgoing gas jet of the engine. When the aileron is deflected upward, the tooth is shifted to the center of the gas jet of the engine due to the swept arrangement of the axis of rotation of the aileron. The introduction of an aileron of this design into the gas jet of the engine provides a smooth but effective roll response of the aircraft. With a downward deviation, the effectiveness of the ailerons is increased by the action of the Coanda effect. However, in the roll control channel, it is possible to use a scheme in which engines with a variable thrust vector in the vertical plane will perform the function of ailerons.
ДВИГАТЕЛИ 9 расположены на хвостовом горизонтальном оперении 7 сверху (Фиг.5). При таком расположении не происходит затенения воздухозаборников двигателей задним ВПК. Створки реверса тяги перекладываются в горизонтальной плоскости, что позволяет безопасно использовать реверс тяги двигателей до полной остановки ЛА. При такой схеме расположения сохраняется возможность открытия внешних капотов двигателей со стремянки, что важно при техническом обслуживании (Фиг.5).ENGINES 9 are located on the horizontal tail unit 7 from above (Figure 5). With this arrangement, the rear air intake does not obscure the engine air intakes. The thrust reverse flaps are shifted in the horizontal plane, which allows safe use of the engine thrust reverse until the aircraft stops completely. With this arrangement, it remains possible to open the external engine hoods from the stepladder, which is important for maintenance (Figure 5).
ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ. В состав вертикального оперения входят следующие элементы: передний киль 14, задний киль 10, передний подфюзеляжный гребень 16, задний подфюзеляжный гребень 17 (Фиг.5). Кили расположены вертикально на носовой и хвостовой частях фюзеляжа, при этом в плане продольная ось симметрии каждого из килей совпадает с продольной осью симметрии фюзеляжа (Фиг.5). Подфюзеляжные гребни 16 и 17 предназначены для обеспечения дополнительной устойчивости ЛА по курсу и расположены вертикально вниз на носовой и хвостовой частях фюзеляжа, при этом в плане продольная ось симметрии каждого из подфюзеляжных гребней совпадает с продольной осью симметрии фюзеляжа. Рулевые поверхности 15 и 11 килей 14 и 10 (Фиг.5) выполнены двухсекционными (Фиг.13). Рулевые поверхности килей выполняют функцию рулей направления (РН) и спойлеров. При управлении по курсу секции переднего и заднего килей отклоняются на равные углы в разные стороны (Фиг.14). Такая схема управления по курсу является наиболее эффективной, т.к. рули переднего и заднего килей работают на большом плече. Наличие двухсекционных рулевых поверхностей килей позволяет использовать их и в качестве энергоемкой системы спойлеров (Фиг.15). При совмещении функций РН и спойлера одна из секций отклоняется на угол «a», а противоположная секция отклоняется на угол «a+b» (Фиг.16). В полете, в начальный момент выпуска ВПК, возникнет небольшой кабрирующий момент, который будет парироваться незначительным выпуском передних спойлеров или дополнительной перекладкой РВ на пикирование. При выполнении посадки после обжатия амортизаторов основных стоек шасси секции заднего киля переходят в режим работы спойлеров, автоматически выпускаясь на максимальный угол, а секции переднего киля на пробеге продолжают работать в режиме РН (Фиг.17). В сочетании с использованием реверса тяги двигателей ЛА получает эффективное торможение с точкой приложения в задней части фюзеляжа. Незатененный РН, действующий в такой ситуации в носовой части ЛА, будет особенно эффективен. Использование данной схемы обеспечивает максимально устойчивую траекторию разбега и пробега ЛА при сильном боковом ветре и на скользкой ВПП. Применение энергоемких тормозов и возможность использования реверса тяги двигателей до полной остановки ЛА позволяет максимально сократить длину пробега при посадке или при прерванном взлете.VERTICAL FEATURE. The composition of the vertical tail includes the following elements: the
При одновременном выпуске носовых и хвостовых спойлеров режим снижения ЛА данной конструкции не отличается от режима снижения самолета классической схемы. Однако наличие энергоемкой системы спойлеров, расположенных в носовой и хвостовой частях фюзеляжа, позволяет расширить диапазон их применения. Если угол раскрытия передних спойлеров будет больше, чем угол раскрытия задних спойлеров, будет создан приоритет по увеличению вертикальной скорости снижения (Vу). Если угол раскрытия задних спойлеров будет больше, чем угол раскрытия передних спойлеров, будет создан приоритет по снижению приборной скорости (Vпр.). Рукоятка управления такой системой 24 может иметь нажимные переключатели 25 и 26 (Фиг.18). Нажимной переключатель 25 предназначен для одновременного синхронного выпуска и уборки передних и задних спойлеров. При удерживании переключателя 25 в нижнем положении все спойлеры одновременно синхронно выпускаются, при удерживании в верхнем положении все спойлеры одновременно синхронно убираются. Нажимной переключатель 26 предназначен для снятия блокировки по перемещению рукоятки управления спойлерами 24 вперед и назад. Перемещение рукоятки 24 вперед или назад вызывает нарушение баланса между углом раскрытия передних и задних спойлеров. При перемещении рукоятки 24 вперед будет происходить дальнейший выпуск только передних спойлеров, что приведет к созданию приоритета по увеличению Vу. При перемещении рукоятки 24 назад будет происходить дальнейший выпуск только задних спойлеров, что приведет к созданию приоритета по уменьшению Vпр. Таким образом, при снижении с использованием спойлеров появляется дополнительная возможность корректировки значений Vу и Vпр.With the simultaneous release of nasal and tail spoilers, the aircraft reduction mode of this design does not differ from the classical aircraft reduction mode. However, the presence of an energy-consuming system of spoilers located in the nose and tail of the fuselage allows you to expand the range of their application. If the opening angle of the front spoilers is larger than the opening angle of the rear spoilers, a priority will be created for increasing the vertical speed of descent (Vу). If the opening angle of the rear spoilers is greater than the opening angle of the front spoilers, a priority will be created to reduce the instrument speed (Vpr.). The control handle of such a
Прибор индикации положения спойлеров имеет планки раскрытия передних спойлеров 27, планки раскрытия задних спойлеров 28 и планку баланса 29 (Фиг.19). При синхронном выпуске передних и задних спойлеров, например на 30°, планка баланса 29 останется в нейтральном положении (Фиг.19). При создании приоритета, например в 30° по увеличению Vу, планка баланса будет смещена на 30° вперед (Фиг 20). При создании приоритета, например в 15° по уменьшению Vпр, планка баланса будет смещена на 15° назад (Фиг.21). Индикация такого прибора проста, понятна и легко считывается.The device for indicating the position of the spoilers has the opening strips of the
ШАССИ. Важной особенностью ЛА данной конструкции является то, что высокое расположение ВПК и двигателей позволяет использовать короткие стойки шасси (Фиг.5). Применение коротких стоек шасси в конструкции ЛА дает возможность применения бортовых трапов. Короткие стойки шасси имеют малый вес, меньшую стоимость и занимают меньше полезного пространства в фюзеляже. Важность этих параметров хорошо оценивается, глядя на компоновку шасси известных сверхзвуковых самолетов «Конкорд» и ТУ-144.CHASSIS. An important feature of the aircraft of this design is that the high location of the military-industrial complex and engines allows the use of short landing gear (Figure 5). The use of short landing gear in the design of the aircraft makes it possible to use on-board gangways. Short landing gears are lightweight, lower cost and take up less usable space in the fuselage. The importance of these parameters is well appreciated, looking at the layout of the chassis of the famous Concord and TU-144 supersonic aircraft.
ЭКОНОМИЧЕСКИЕ ПОКАЗАТЕЛИECONOMIC INDICATORS
В крейсерской конфигурации ЛА данной конструкции имеет минимально возможный коэффициент лобового сопротивления Сх, поэтому расход топлива будет значительно меньше, чем на классических ЛА того же класса. При равном взлетном весе, в сравнении с классическим ЛА того же класса, коммерческая загрузка может быть увеличена на величину, равную разнице весов заправленного топлива, и на длинных перелетах может достигать очень значительных величин. Широкое применение композитных материалов, в сочетании с уменьшенным количеством находящегося на борту топлива, позволяет получить летательный аппарат с хорошими скоростными и экономическими показателями. Стремительный рост цен на нефтепродукты и высокие экологические требования к авиации по вредным выбросам в атмосферу делают данную конструкцию ЛА особенно актуальной.In the cruising configuration, an aircraft of this design has the lowest possible drag coefficient Cx, so the fuel consumption will be significantly less than on classic aircraft of the same class. With an equal take-off weight, in comparison with a classic aircraft of the same class, the commercial load can be increased by an amount equal to the difference in the weight of the refueling fuel, and can reach very significant values on long flights. The widespread use of composite materials, combined with a reduced amount of fuel on board, allows you to get an aircraft with good speed and economic performance. The rapid increase in oil prices and the high environmental requirements for aviation regarding harmful emissions into the atmosphere make this aircraft design particularly relevant.
ОБЛАСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ ЛА ДАННОЙ КОНСТРУКЦИИAREA OF APPLICATION OF THIS DESIGN
Скорости ЛА данной конструкции на этапах взлета и посадки будут примерно такими же, как и скорости классических ЛА того же класса. Это обстоятельство позволяет без особого труда организовать управление воздушным движением и эксплуатацию ЛА данной конструкции совместно с современными самолетами классической схемы. Крейсерские эшелоны ЛА данной конструкции будут выше крейсерских эшелонов современных ЛА, что позволит разгрузить воздушное пространство по высоте при интенсивном воздушном движении.The aircraft speeds of this design at the take-off and landing stages will be approximately the same as the speeds of classic aircraft of the same class. This circumstance allows you to easily organize air traffic control and operation of an aircraft of this design in conjunction with modern aircraft of the classical scheme. The cruising echelons of an aircraft of this design will be higher than the cruising echelons of modern aircraft, which will allow to unload the airspace in height with heavy air traffic.
Данная конструкция является оптимальной для создания сверхзвуковых ЛА. Применение элевонов на сверхзвуковых ЛА бесхвостовой схемы уже приводило к проблемам в управлении, вплоть до обратной реакции ЛА по отклонению рулей. Устойчивость и управляемость ЛА данной конструкции по каналам курса, крена и тангажа в крейсерской конфигурации сравнима с аналогичными параметрами крылатой ракеты, выполненной по схеме «утка», и не вызывают сомнения.This design is optimal for creating supersonic aircraft. The use of elevons on supersonic tailless aircraft has already led to problems in control, up to the backward reaction of the aircraft to rudder deflection. The stability and controllability of an aircraft of this design along the heading, roll and pitch channels in a cruising configuration is comparable to the similar parameters of a cruise missile made according to the “duck” scheme, and are not in doubt.
Рационально создание ЛА данной конструкции, предназначенного для полетов на крейсерском числе М=0,95. Уменьшение веса конструкции ЛА достигается за счет снижения прочностных и теплозащитных характеристик обшивки, что позволяет получить дозвуковой летательный аппарат с хорошими скоростными и экономическими показателями.It is rational to create an aircraft of this design, intended for flights on a cruising number M = 0.95. Reducing the weight of the aircraft structure is achieved by reducing the strength and heat-shielding characteristics of the skin, which allows to obtain a subsonic aircraft with good speed and economic performance.
При использовании в палубной авиации ЛА данной конструкции выгодно отличается предельно малыми габаритами на стоянке и возможностью достижения заниженных скоростей на этапах взлета и посадки.When using this design in carrier-based aircraft, this design compares favorably with extremely small dimensions in the parking lot and the ability to achieve low speeds at the take-off and landing stages.
Схема ЛА данной конструкции может быть применена на пилотируемых космических кораблях многоразового использования.The aircraft circuit of this design can be used on reusable manned spacecraft.
ВЫВОДOUTPUT
Схема ЛА данной конструкции является универсальной, т.к. может быть применена для создания сверхзвуковых и дозвуковых ЛА различной грузоподъемности и различного назначения. ЛА данной конструкции обладает хорошей устойчивостью и управляемостью по курсу, крену и тангажу на всех этапах полета. Конструкция ЛА компактна, достаточно проста и надежна. По всем основным параметрам ЛА данной конструкции превосходит известные современные транспортные ЛА или не уступает им.The scheme of the aircraft of this design is universal, because can be used to create supersonic and subsonic aircraft of various carrying capacities and for various purposes. An aircraft of this design has good stability and controllability along the course, roll and pitch at all stages of the flight. The design of the aircraft is compact, simple enough and reliable. For all the main parameters of an aircraft of this design, it surpasses the well-known modern transport aircraft or is not inferior to them.
По существу данное изобретение является гибридом крылатой ракеты и транспортного самолета с хорошими взлетно-посадочными и экономическими характеристиками.Essentially, this invention is a hybrid of a cruise missile and a transport aircraft with good takeoff and landing and economic characteristics.
Claims (7)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011117107/11A RU2466907C1 (en) | 2008-12-01 | 2008-12-01 | Aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011117107/11A RU2466907C1 (en) | 2008-12-01 | 2008-12-01 | Aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2466907C1 true RU2466907C1 (en) | 2012-11-20 |
Family
ID=47323159
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011117107/11A RU2466907C1 (en) | 2008-12-01 | 2008-12-01 | Aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2466907C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2553523C1 (en) * | 2014-06-02 | 2015-06-20 | Егор Дмитриевич Лебедев | Multy-decked plane with high wings |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2683574A (en) * | 1950-03-31 | 1954-07-13 | Adolphe C Peterson | Variable speed aircraft having adjustable swept-back wings |
| US5495999A (en) * | 1995-02-17 | 1996-03-05 | Cymara; Hermann K. | Retractable canard wing surfaces for airplanes |
| US5984231A (en) * | 1998-06-19 | 1999-11-16 | Northrop Grumman Corporation | Aircraft with variable forward-sweep wing |
| RU50977U1 (en) * | 2005-08-16 | 2006-01-27 | Гоча Индикоевич Муджиришвили | REVERSE SWEEP WING WITH TURNING PART OF THE CONSOLE |
| DE102006017135A1 (en) * | 2006-04-12 | 2007-10-25 | Stefan Szanto | Aircraft has wings which can vary in their angle and so all height maneuvers can be carried out without direct involvement of fuselage which is kept passive or horizontal |
-
2008
- 2008-12-01 RU RU2011117107/11A patent/RU2466907C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2683574A (en) * | 1950-03-31 | 1954-07-13 | Adolphe C Peterson | Variable speed aircraft having adjustable swept-back wings |
| US5495999A (en) * | 1995-02-17 | 1996-03-05 | Cymara; Hermann K. | Retractable canard wing surfaces for airplanes |
| US5984231A (en) * | 1998-06-19 | 1999-11-16 | Northrop Grumman Corporation | Aircraft with variable forward-sweep wing |
| RU50977U1 (en) * | 2005-08-16 | 2006-01-27 | Гоча Индикоевич Муджиришвили | REVERSE SWEEP WING WITH TURNING PART OF THE CONSOLE |
| DE102006017135A1 (en) * | 2006-04-12 | 2007-10-25 | Stefan Szanto | Aircraft has wings which can vary in their angle and so all height maneuvers can be carried out without direct involvement of fuselage which is kept passive or horizontal |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2553523C1 (en) * | 2014-06-02 | 2015-06-20 | Егор Дмитриевич Лебедев | Multy-decked plane with high wings |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0667283B1 (en) | Hybrid aircraft | |
| US5645250A (en) | Multi-purpose aircraft | |
| US8590831B2 (en) | Flying vehicle | |
| EP2004483B1 (en) | Aircraft having the characteristic of hovering flight, fast forward flight, gliding flight, short take off, short landing, vertical take off and vertical landing | |
| DE69114830T2 (en) | VERTICAL STARTER. | |
| EP2383159B1 (en) | Method for comprehensively increasing aerodynamic and transport characteristics, a wing-in-ground-effect craft for carrying out said method (variants) and a method for realizing flight | |
| US20200055595A1 (en) | Cruise efficient vertical and short take-off and landing aircraft | |
| WO2012026846A1 (en) | Aircraft with an integral aerodynamic configuration | |
| RU2432299C2 (en) | Supersonic convertible aircraft | |
| RU2466907C1 (en) | Aircraft | |
| CN115056966B (en) | Z-shaped folding wing unmanned aerial vehicle wing folding framework and working method thereof | |
| EP3674211B1 (en) | Convertiplane and related control method | |
| RU2482021C1 (en) | Aircraft | |
| DE4237873C2 (en) | Vertical take-off aircraft with active lift generation and active control torque generation | |
| RU2082651C1 (en) | Light flying vehicle | |
| DE202006011211U1 (en) | Aircraft, has covering device uncovering/covering passage opening in opening position/covering position, where covering device includes cover unit, which moves from opening position to covering position by switching | |
| DE102017108543A1 (en) | Vertical takeoff aircraft, the drive of which has rotary piston engines with continuous combustion process and thrust direction swivel systems | |
| DE10241732A1 (en) | Horizontal and vertical take-off and landing combination aircraft used as a rotary wing and fixed-wing aircraft comprises a rotor lift used as a telescopic device for a rotary wing drive lowered into and lifted out of the fuselage | |
| CN113104195A (en) | Double-duct composite wing aircraft | |
| WO2009093923A1 (en) | Aircraft | |
| RU2466061C2 (en) | Flight vehicle (versions), flight vehicles parts, method of exploiting flight vehicle and its parts | |
| DE102019218100A1 (en) | Wave mechanical drive system and method for an aircraft | |
| EP3878740B1 (en) | An asymmetric aircraft configuration | |
| AU712145B2 (en) | Multi-purpose aircraft | |
| RU2408501C2 (en) | Aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201202 |