RU2645522C1 - Framework - Google Patents
Framework Download PDFInfo
- Publication number
- RU2645522C1 RU2645522C1 RU2016135792A RU2016135792A RU2645522C1 RU 2645522 C1 RU2645522 C1 RU 2645522C1 RU 2016135792 A RU2016135792 A RU 2016135792A RU 2016135792 A RU2016135792 A RU 2016135792A RU 2645522 C1 RU2645522 C1 RU 2645522C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- root
- stabilizer
- main part
- aircraft
- fuselage
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/02—Tailplanes
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/10—Stabilising surfaces adjustable
- B64C5/16—Stabilising surfaces adjustable about spanwise axes
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Настоящее изобретение касается авиационной техники, а именно самолетов и планеров спортивного, прогулочного, учебно-тренировочного и иного назначения, преимущественно легкого и сверхлегкого класса, их масштабных моделей, а также беспилотных летательных аппаратов различного назначения. Изобретение относится к рубрикам B64C 5/02 и B64C 9/16 МПК.The present invention relates to aircraft, namely, airplanes and gliders for sports, recreational, training and other purposes, mainly light and ultralight classes, their large-scale models, as well as unmanned aerial vehicles for various purposes. The invention relates to
Из уровня техники известно классическое горизонтальное оперение, используемое в статически сбалансированных самолетах и планерах нормальной аэродинамической схемы и содержащее жестко связанную с крылом при помощи фюзеляжа или хвостовой балки горизонтальную плоскость с относительным удлинением более 2, часть которой выполнена в виде отклоняемого руля высоты, при этом при всех штатных режимах полета обтекание горизонтального оперения является ламинарным.The classical horizontal tail is known from the prior art, used in statically balanced planes and gliders of a normal aerodynamic configuration and containing a horizontal plane with a relative elongation of more than 2, rigidly connected to the wing using the fuselage or the tail beam, part of which is made in the form of a deflectable elevator, while In all normal flight modes, the flow around the horizontal tail is laminar.
Преимуществом данного решения является статическая устойчивость самолета в продольном канале, минимальное добавочное аэродинамическое сопротивление, а также хорошо изученное и предсказуемое для летчика поведение летательного аппарата во всех режимах полета.The advantage of this solution is the static stability of the aircraft in the longitudinal channel, the minimum additional aerodynamic drag, as well as the behavior of the aircraft, well studied and predictable for the pilot, in all flight modes.
Основным недостатком классического горизонтального оперения является его неспособность в ряде случаев воспрепятствовать выходу летательного аппарата на углы атаки, угрожающие потерей управления ЛА в поперечном канале, что особенно ярко проявляется при задних центровках, а также при сложном пространственном положении самолета. На практике неизбежный компромисс приводит либо к существенным потерям аэродинамического качества при использовании передних центровок, либо к высокой вероятности срыва в непреднамеренный штопор при «экономичной» задней центровке.The main disadvantage of the classical horizontal plumage is its inability in some cases to prevent the aircraft from reaching angles of attack that threaten to lose control of the aircraft in the transverse channel, which is especially pronounced with rear alignments, as well as with the difficult spatial position of the aircraft. In practice, the inevitable compromise leads either to a significant loss of aerodynamic quality when using the front centerings, or to a high probability of breaking in an unintentional corkscrew with an “economical” rear centering.
В первую очередь это происходит потому, что классически спроектированный стабилизатор в целях уменьшения Cx на крейсерских режимах полета имеет более тонкий аэродинамический профиль, чем крыло, и по этой причине Cy max стабилизатора при нейтральном положении руля высоты, как правило, соответствует углу атаки, при котором еще продолжается рост Су крыла, поэтому в случае наличия у самолета задней центровки при превышении критического угла атаки стабилизатора и при отсутствии своевременной реакции пилота (отдачи ручки управления от себя, повышающей Cy стабилизатора и создающей необходимый восстанавливающий момент) самолет или планер входит в сваливание из-за дальнейшего роста угла атаки крыла и потери управления в поперечном канале.This is primarily because the classically designed stabilizer has a thinner aerodynamic profile than the wing, in order to reduce C x at cruising flight modes, and for this reason, the stabilizer C y max at the neutral elevator position usually corresponds to the angle of attack. wherein C is still ongoing growth of the blade, so in case of the plane rear alignment when exceeding the critical angle of attack of the stabilizer in the absence of a timely response pilot (recoil knob away, of yshayuschey C y stabilizer and creates the desired righting moment) or glider aircraft enters the stall due to further growth of the wing angle of attack and loss of control in the transverse channel.
Наиболее заметно проблема нарушения обтекания тонких стабилизаторов проявляется на самолетах с толкающим воздушным винтом, силовая установка которых в норме обдувает горизонтальное оперение, и поэтому при отсутствии на нем достаточно ускоренного потока, например при отработке имитации отказа или при реальном отказе двигателя, нарушение управления в продольном канале происходит несколько раньше и резче, так как при работающей силовой установке струя винта прижимает пограничный слой к поверхности стабилизатора и уменьшает его фактический угол атаки.The most noticeable problem is the violation of the flow around thin stabilizers manifested in airplanes with a thrusting propeller, the power plant of which normally blows the horizontal tail, and therefore, if there is not enough accelerated flow on it, for example, when working out a simulation of a failure or in case of a real engine failure, a control violation in the longitudinal channel occurs somewhat earlier and sharper, since with a running power plant, a propeller jet presses the boundary layer to the surface of the stabilizer and reduces its actual sky angle of attack.
Вторым недостатком классического горизонтального оперения, существенно снижающим удобство управления самолетом, является недостаточная динамическая устойчивость планера нормальной аэродинамической схемы, так как демпфирующий момент, создаваемый классическим горизонтальным оперением при малых углах отклонения от сбалансированного состояния, крайне незначителен. В результате система «крыло - стабилизатор» на малых углах отклонения от уравновешенного положения ведет себя как аэродинамический маятник. Динамическая неустойчивость является одной из причин, из-за которых базовым навыком в технике пилотирования самолета или планера является навык прогнозирования и опережающего парирования либо сознательного игнорирования колебаний по тангажу, поскольку при строго реактивном, а не прогностическом алгоритме действий пилота в большинстве случае начинается раскачка аппарата по тангажу с возрастающей амплитудой.The second drawback of the classical horizontal plumage, which significantly reduces the convenience of controlling the aircraft, is the insufficient dynamic stability of the airframe of the normal aerodynamic scheme, since the damping moment created by the classical horizontal plumage at small angles of deviation from the balanced state is extremely small. As a result, the wing-stabilizer system behaves like an aerodynamic pendulum at small angles of deviation from a balanced position. Dynamic instability is one of the reasons because of which the basic skill in the technique of piloting an airplane or glider is the skill of predicting and anticipating parry or deliberately ignoring pitch oscillations, since with a strictly reactive rather than predictive algorithm of pilot actions, in most cases, the aircraft will begin to swing pitch with increasing amplitude.
Известны также технические решения, направленные на улучшение несущей и стабилизирующей способностей аэродинамических поверхностей самолетов, как например, крыло с корневым наплывом, реализованное в самолете F/A-18E/F Super Hornet, содержащее корневой наплыв, имеющий сложную криволинейную форму с острыми кромками, расположенными под острым углом к набегающему потоку и примыкающее к корневому наплыву крыло с небольшой стреловидностью по передней кромке и прямой задней кромкой.Technical solutions are also known aimed at improving the bearing and stabilizing capabilities of the aerodynamic surfaces of aircraft, such as a wing with a root influx, implemented in an F / A-18E / F Super Hornet airplane, containing a root influx having a complex curved shape with sharp edges located at an acute angle to the incoming flow and adjacent to the root influx, a wing with a slight sweep along the leading edge and a straight trailing edge.
Основным достоинством данного крыла является смещение Cy max на углы атаки, при которых большая часть крыла находится в режиме срывного, а не ламинарного обтекания. Это достигается за счет генерирования острыми кромками корневого наплыва двух конических вихрей, нижние сектора которых создают зоны высокоскоростного обдува верхней поверхности крыла. Кроме того, согласно имеющейся визуализации обтекания крыла F-18 часть массы воздуха, заключенного в конических вихрях, расходится в виде вихревых жгутов вдоль верхней поверхности консолей крыла от центроплана к законцовкам, что дополнительно увеличивает Cy крыла.The main advantage of this wing is the offset of C y max by the angles of attack, at which most of the wing is in the stall, rather than laminar flow. This is achieved by generating sharp conical edges of the root influx of two conical vortices, the lower sectors of which create zones of high-speed blowing of the upper surface of the wing. In addition, according to the available visualization of the flow around the F-18 wing, part of the mass of air enclosed in the conical vortices diverges in the form of vortex bundles along the upper surface of the wing consoles from the center section to the wingtips, which further increases the wing's C y .
Недостатком данной конструкции является низкая устойчивость самолета в продольном канале в определенном диапазоне углов атаки, так как по мере увеличения угла атаки крыла зоны создаваемого вихревыми жгутами разрежения активно перемещаются вдоль продольной оси планера, что приводит к смещению аэродинамического фокуса планера вперед и созданию дополнительного момента на кабрирование.The disadvantage of this design is the low stability of the aircraft in the longitudinal channel in a certain range of angles of attack, since as the angle of attack of the wing increases, the zones created by the vortex bundles of the rarefaction actively move along the longitudinal axis of the airframe, which leads to the aerodynamic focus of the airframe moving forward and creating an additional moment for cabling .
Известен также «Самолет интегральной аэродинамической компоновки», описание которого приводится в патенте RU 2440916 от 28 июля 2010 года, содержащий фюзеляж с наплывом, крыло, консоли которого плавно сопряжены с фюзеляжем, цельноповоротное горизонтальное оперение, цельноповоротное вертикальное оперение. Средняя часть фюзеляжа выполнена уплощенной и образована в продольном отношении набором аэродинамических профилей. Двигатели расположены в мотогондолах, разнесенных друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета по направлению полета. Наплыв включает управляемые поворотные части.Also known is “Aircraft of Integrated Aerodynamic Layout”, the description of which is given in patent RU 2440916 dated July 28, 2010, containing a fuselage with an influx, a wing whose consoles are smoothly interfaced with the fuselage, a fully rotated horizontal tail, a fully rotated vertical tail. The middle part of the fuselage is made flattened and is formed longitudinally by a set of aerodynamic profiles. The engines are located in nacelles spaced horizontally from each other, and the axis of the engines are oriented at an acute angle to the plane of symmetry of the aircraft in the direction of flight. The influx includes controllable swivel parts.
При этом наиболее интересной особенностью данного самолета в контексте настоящей заявки являются именно управляемые поворотные части наплыва фюзеляжа, точное функциональное назначение которых в открытых источниках не раскрывается, но можно предположить, что их основной задачей является как раз борьба со смещениями аэродинамического фокуса вдоль продольной оси планера при изменении угла атаки. При этом отклоняемые носки не дают существенного увеличения радиолокационной заметности, характерного для вспомогательного ПГО.In this case, the most interesting feature of this aircraft in the context of this application is precisely the controlled rotary parts of the fuselage influx, the exact functional purpose of which is not disclosed in open sources, but it can be assumed that their main task is precisely to combat aerodynamic focus displacements along the longitudinal axis of the airframe changing the angle of attack. At the same time, the deflected socks do not give a significant increase in the radar visibility characteristic of auxiliary PGO.
При этом особенности обтекания, характерные для корневых наплывов крыла современных высокотехнологичных истребителей, также свойственны оперенной лучной стреле, которая является частью уровня техники предложенного изобретения. Автору данной заявки в 90-х годах приходилось заниматься исследованием оптимальной формы оперения арбалетной стрелы, и в ходе которого было установлено, что практическая точность и кучность стрельбы, которые прямо пропорциональны создаваемым оперением стрелы восстанавливающим и демпфирующим моментам, уменьшается при попытках обеспечить ламинарное обтекание входящих кромок оперения стрелы и увеличивается при принятии мер, направленных на обеспечение вихревого обтекания.At the same time, the flow characteristics characteristic of the root wing influx of modern high-tech fighters are also characteristic of the feathered beam arrow, which is part of the prior art of the proposed invention. The author of this application in the 90s had to study the optimal shape of the plumage of a crossbow arrow, and during which it was found that the practical accuracy and accuracy of fire, which are directly proportional to the restoration and damping moments created by the plumage of the arrow, decreases when trying to provide a laminar flow around the incoming edges the plumage of the arrow and increases with the adoption of measures aimed at ensuring a vortex flow.
Среди конструктивных решений, призванных устранить первый из указанных недостатков классического стабилизатора планера нормальной аэродинамической схемы, а именно раннее падение Cy по отношению к крылу, можно отметить «горизонтальное оперение самолета интегральной схемы», описание которого приводится в патенте RU 2349499 от 07.02.2007. Данное горизонтальное оперение содержит две кромки малого радиуса, выполненные на законцовках стабилизатора и расположенные с возможностью генерирования вихревых жгутов при косом обтекании воздушным потоком. Кроме того, суммарная площадь данного горизонтального оперения составляет не менее 25% площади основного крыла, кромки расположены на законцовках и отогнуты вниз, а на верхней поверхности законцовок выполнены конусообразные сужающиеся углубления глубиной 3-5% местной хорды законцовки.Among the design solutions designed to eliminate the first of these drawbacks of the classical glider stabilizer of a normal aerodynamic scheme, namely, an early fall of C y with respect to the wing, one can note the “horizontal tail of the aircraft integrated circuit”, which is described in patent RU 2349499 of 02/07/2007. This horizontal plumage contains two edges of small radius, made at the tips of the stabilizer and located with the possibility of generating vortex bundles with oblique flow around the air stream. In addition, the total area of this horizontal plumage is at least 25% of the area of the main wing, the edges are located on the tips and bent down, and on the upper surface of the tips are made conical tapering recesses with a depth of 3-5% of the local chord of the tip.
Достоинством данного горизонтального оперения является доказанная при испытаниях в аэродинамической трубе возможность создания момента на пикирование, достаточного для компенсации тенденции к кабрированию планера интегральной схемы при превышении угла атаки, на котором происходит отрыв пограничного слоя на наплыве крыла.The advantage of this horizontal plumage is the ability to create a dive moment, proved during tests in a wind tunnel, to compensate for the tendency to cabling of the integrated airframe when the angle of attack is exceeded, at which the boundary layer breaks off at the wing inflow.
Недостатком данного горизонтального оперения является невыгодное распределение подъемной силы по его размаху, поскольку зоны с максимальным перепадом давления находятся в районе законцовок стабилизатора.The disadvantage of this horizontal plumage is the unfavorable distribution of the lifting force over its span, since the zones with the maximum pressure drop are in the region of the stabilizer tips.
Кроме того, при возникновении бокового скольжения нарушение вихревого обтекания одной из законцовок может создать большой момент крена в сочетании со скачкообразным уменьшением стабилизирующего момента на пикирование.In addition, in the event of lateral slip, a violation of the vortex flow around one of the tips can create a large roll moment in combination with an abrupt decrease in the stabilizing moment of the dive.
Кроме того, принятая асимметричная относительно горизонтальной плоскости форма законцовок делает их совершенно неэффективными при отрицательных углах атаки, то есть такое оперение не способно предотвратить клевок самолета при передней центровке и резкой отдаче органа управления от себя.In addition, the adopted shape of the endings, which is asymmetric with respect to the horizontal plane, makes them completely ineffective at negative angles of attack, that is, such plumage is not able to prevent the peck of the aircraft during front centering and a sharp recoil of the control from itself.
Известен также планер самолета «GlaStar», производства американской компании «Glasair Aviation», фотографии которого размещены в сети Интернет по адресу: https://en.wikipedia.org/wiki/Glasair GlaStar. При этом наиболее полно аэродинамические особенности данного самолета видны на фотографии, размещенной по адресу: https://en.wikipedia.org/wiki/Glasair GlaStar#/media/File:Stoddard-hamilton.qlastar.q-qery.arp.jpq Совокупность признаков планера данного самолета делает его ближайшим аналогом предложенного изобретения, поскольку его техническое решение направлено на одновременное преодоление обоих упомянутых недостатков классического горизонтального оперения, а именно раннего падения Cy на фоне роста Cy крыла и, в какой-то мере, невысокой динамической устойчивости статически сбалансированного планера.The glider of the GlaStar aircraft manufactured by the American company Glasair Aviation is also known. Photos of it are posted on the Internet at: https://en.wikipedia.org/wiki/Glasair GlaStar. At the same time, the aerodynamic features of this aircraft are most fully visible in the photo posted at: https://en.wikipedia.org/wiki/Glasair GlaStar # / media / File: Stoddard-hamilton.qlastar.q-qery.arp.jpq The glider features of this aircraft make it the closest analogue of the proposed invention, since its technical solution is aimed at simultaneously overcoming both of the aforementioned drawbacks of the classical horizontal plumage, namely, the early fall of C y against the background of the growth of C y of the wing and, to some extent, low dynamic stability statically sba ansirovannogo glider.
Планер данного самолета включает в себя фюзеляж, крыло с элеронами, систему управления, горизонтальное и вертикальное оперение, при этом горизонтальное оперение установлено на фюзеляже, конструктивно связанным с системой управления и содержит стабилизатор, включающий в себя основную часть, конструктивно связанную с системой управления с возможностью управления в продольном канале, и корневые наплывы с входящими кромками, примыкающие к передней кромке стабилизатора и боковым поверхностям фюзеляжа, а также средства продольной балансировки, включающие в себя, по меньшей мере, одну отклоняемую поверхность и приводной механизм.The glider of this aircraft includes a fuselage, a wing with ailerons, a control system, horizontal and vertical plumage, while the horizontal tail is mounted on the fuselage structurally connected to the control system and contains a stabilizer that includes a main part, structurally connected with the control system with the possibility control in the longitudinal channel, and root flows with incoming edges adjacent to the front edge of the stabilizer and the side surfaces of the fuselage, as well as means of longitudinal balancer lugs comprising at least one deflectable surface and a drive mechanism.
Недостатком данного планера является относительная неразвитость корневых наплывов стабилизатора, уменьшающая их эффективность и вероятность сохранения продольной устойчивости при ошибках пилотирования и сильных атмосферных возмущениях.The disadvantage of this glider is the relative underdevelopment of the root flows of the stabilizer, reducing their effectiveness and the likelihood of maintaining longitudinal stability during pilot errors and strong atmospheric disturbances.
При этом одним из препятствий к установке более развитых и более эффективных наплывов стабилизатора является использование для продольной балансировки самолета классической триммерной пластины, установленной на задней кромке руля высоты, поскольку при более развитых корневых наплывах, момента тангажа, создаваемого затриммированным рулем высоты может не хватить для компенсации противоположного по знаку момента, создаваемого стабилизатором с корневым наплывом, находящимся в режиме косого обтекания, кроме того, создание хвостовым оперением двух противоположных по знаку моментов тангажа существенно увеличивает лобовое сопротивление.At the same time, one of the obstacles to installing more developed and more efficient stabilizer bursts is to use the classic trim plate for longitudinal balancing of the aircraft mounted on the trailing edge of the elevator, since with more developed root inflows, the pitch moment created by the trimmed elevator may not be enough to compensate the opposite in sign of the moment created by the stabilizer with a root influx, which is in the oblique flow mode, in addition, the creation of the tail by rhenium of two opposite moments of pitch, the drag increases significantly.
При разработке предложенной конструкции планера летательного аппарата была поставлена основная задача повышения продольной устойчивости планера летательного аппарата за счет всемерного увеличения угла атаки, при котором достигается Cy max горизонтального оперения.When developing the proposed design of the aircraft glider, the main task was to increase the longitudinal stability of the aircraft glider due to a comprehensive increase in the angle of attack, at which C y max horizontal tail is achieved.
Второй задачей было улучшение динамической устойчивости планера летательного аппарата в продольном канале при различных скоростях и режимах полета за счет использования особенностей обтекания входящих кромок сверхбольшой стреловидности.The second task was to improve the dynamic stability of the aircraft glider in the longitudinal channel at different speeds and flight modes by using the features of the flow around the incoming edges of an extra-large sweep.
Третьей задачей было расширение допустимого диапазона центровок и снижение балансировочных потерь за счет повышения продольной устойчивости планера и улучшения демпфирования.The third task was to expand the allowable range of alignments and reduce balancing losses by increasing the longitudinal stability of the airframe and improving damping.
Четвертой задачей было обеспечение простоты и надежности предложенного технического решения за счет исключения необходимости применения для стабилизации полета дорогостоящей автоматики, что позволяет реализовать данное техническое решение на легких и сверхлегких летательных аппаратах.The fourth task was to ensure the simplicity and reliability of the proposed technical solution by eliminating the need to use expensive automation to stabilize the flight, which allows us to implement this technical solution on light and ultralight aircraft.
Цель изобретения - упрощение техники пилотирования летательных аппаратов и повышение безопасности полетов.The purpose of the invention is to simplify the technique of piloting aircraft and improve flight safety.
Указанная цель достигается за счет того, что в известную конструкцию планера летательного аппарата, содержащую фюзеляж, крыло с элеронами, систему управления, горизонтальное и вертикальное оперение, при этом горизонтальное оперение установлено на фюзеляже, конструктивно связано с системой управления и состоит из стабилизатора, включающего в себя основную часть, конструктивно связанную с системой управления с возможностью управления в продольном канале и корневых наплывов с входящими кромками, примыкающих к передней кромке стабилизатора и боковым поверхностям фюзеляжа, а также средств продольной балансировки, включающих в себя, по меньшей мере, одну отклоняемую поверхность и приводной механизм, были включены новые конструктивные признаки: корневые наплывы выполнены отклоняемыми относительно фюзеляжа и кинематически связаны с приводным механизмом средств продольной балансировки, при этом длина корневых наплывов составляет не менее 30% размаха основной части стабилизатора, размах корневых наплывов в зоне примыкания к основной части стабилизатора составляет не менее 25% размаха основной части стабилизатора, а приводной механизм средств продольной балансировки выполнен с самотормозящимся выходным звеном.This goal is achieved due to the fact that in the known design of the glider of the aircraft containing the fuselage, the wing with ailerons, the control system, horizontal and vertical tail, the horizontal tail mounted on the fuselage, structurally connected to the control system and consists of a stabilizer, including the main part, structurally connected with the control system with the ability to control in the longitudinal channel and root flows with incoming edges adjacent to the leading edge of the stabilizer ora and the lateral surfaces of the fuselage, as well as the means of longitudinal balancing, including at least one deflected surface and the drive mechanism, new design features were included: root flows are made deflectable relative to the fuselage and kinematically connected with the drive mechanism of the longitudinal balancing devices, the length of the root sag is at least 30% of the span of the main part of the stabilizer, the span of the root sag in the area adjacent to the main part of the stabilizer is at least
Кроме того, корневые наплывы выполнены в виде отдельных аэродинамических элементов и шарнирно установлены на основной части стабилизатора, при этом основная часть стабилизатора выполнена цельноповоротной, шарнирно установлена на фюзеляже с возможностью управления в продольном канале и снабжена роговыми компенсаторами.In addition, root flows are made in the form of separate aerodynamic elements and are pivotally mounted on the main part of the stabilizer, while the main part of the stabilizer is made completely rotary, pivotally mounted on the fuselage with the possibility of control in the longitudinal channel and is equipped with horn compensators.
Кроме того, горизонтальное оперение содержит руль высоты, выполненный в виде, по меньшей мере, одной отклоняемой поверхности и шарнирно установленной на задней кромке основной части стабилизатора с возможностью управления в продольном канале, при этом основная часть стабилизатора неподвижно установлена на фюзеляже, а корневые наплывы выполнены в виде отдельных аэродинамических элементов и шарнирно установлены на основной части стабилизатора.In addition, the horizontal tail includes a rudder made in the form of at least one deflectable surface and pivotally mounted on the rear edge of the main part of the stabilizer with the possibility of control in the longitudinal channel, while the main part of the stabilizer is fixedly mounted on the fuselage, and the root flows are made in the form of separate aerodynamic elements and pivotally mounted on the main part of the stabilizer.
Кроме того, горизонтальное оперение содержит руль высоты, выполненный в виде отклоняемой поверхности и шарнирно установленный на задней кромке основной части стабилизатора с возможностью управления в продольном канале, при этом основная часть стабилизатора составляет одно целое с корневыми наплывами, шарнирно установлена на фюзеляже и кинематически связана с приводным механизмом.In addition, the horizontal tail includes a rudder made in the form of a deflected surface and pivotally mounted on the rear edge of the main part of the stabilizer with the possibility of control in the longitudinal channel, while the main part of the stabilizer is integral with the root flows, pivotally mounted on the fuselage and kinematically connected with drive mechanism.
Кроме того, руль высоты выполнен с двумя вырезами, наибольшая глубина которых находится в зоне точек примыкания корневых наплывов к основной части стабилизатора.In addition, the elevator is made with two cutouts, the greatest depth of which is in the area of the points of contact of root inflows to the main part of the stabilizer.
Кроме того, руль высоты выполнен в виде трех секций, установленных на задней кромке основной части стабилизатора, при этом промежутки между секциями находятся в зоне точек примыкания корневых наплывов к основной части стабилизатораIn addition, the elevator is made in the form of three sections mounted on the trailing edge of the main part of the stabilizer, while the gaps between the sections are in the area of the points of contact of the root flows to the main part of the stabilizer
Кроме того, корневые наплывы выполнены с направляющими в передней части, приводной механизм содержит основание, штоки, кривошипы, вал с зубчатым сектором и червяк, кривошипы установлены на валу, червяк и вал установлены на основании, при этом зубчатый сектор находится в зацеплении с червяком, червяк конструктивно связан с системой управления, а штоки шарнирно установлены на кривошипах и входят в направляющие корневых наплывов.In addition, root flows are made with guides in the front, the drive mechanism contains a base, rods, cranks, a shaft with a gear sector and a worm, cranks are mounted on the shaft, the worm and shaft are installed on the base, while the gear sector is engaged with the worm, the worm is structurally connected to the control system, and the rods are pivotally mounted on cranks and are included in the guides of root flows.
Кроме того, угол стреловидности входящих кромок корневых наплывов увеличивается в направлении от передней части корневого наплыва к месту сопряжения корневого наплыва с основной частью стабилизатора.In addition, the sweep angle of the incoming edges of the root inflows increases in the direction from the front of the root inflow to the interface between the root inflow and the main part of the stabilizer.
Кроме того, входящие кромки корневых наплывов выполнены в виде плоских граней.In addition, the incoming edges of the root flows are made in the form of flat faces.
Кроме того, корневые наплывы в поперечном сечении имеют двояковогнутый профиль.In addition, root sag in cross section have a biconcave profile.
Кроме того, корневые наплывы в поперечном сечении имеют двояковогнутый профиль вблизи входящих кромок, переходящий в двояковыпуклый вблизи сопряжения корневых наплывов с фюзеляжем.In addition, the root sag in the cross section has a biconcave profile near the incoming edges, turning into a biconvex near the interface between the root sag and the fuselage.
Кроме того, крыло содержит элероны щелевого типа, установленные на задней кромке крыла, при этом стык крыла и щелевого элерона образует профилированную щель.In addition, the wing contains slotted ailerons mounted on the trailing edge of the wing, and the junction of the wing and the slotted aileron forms a profiled gap.
Кроме того, крыло содержит элероны подвесного типа, оснащенные средствами весовой компенсации и установленные на кронштейнах под задней кромкой крыла.In addition, the wing contains suspended ailerons equipped with weight compensation and mounted on brackets under the trailing edge of the wing.
Кроме того, крыло содержит элероны плавающего типа и кинематическую развязку, при этом плавающие элероны снабжены средствами весовой компенсации, установлены на задней кромке крыла с возможностью отклонения в противофазе при сумме шарнирных моментов, близкой к нулю, и связаны с системой управления через кинематическую развязку.In addition, the wing contains ailerons of a floating type and kinematic decoupling, while floating ailerons are equipped with weight compensation means, are mounted on the trailing edge of the wing with the possibility of deflection in antiphase when the sum of the hinge moments is close to zero, and are connected to the control system through kinematic decoupling.
Благодаря введенным в конструкцию горизонтального оперения конструктивным признакам, повышается безопасность полетов и упрощается обучение пилотированию летательных аппаратов.Thanks to the design features introduced into the design of the horizontal tail, flight safety is enhanced and training in piloting aircraft is simplified.
Предложенное изобретение иллюстрируется чертежами, на которых обозначено:The proposed invention is illustrated by drawings, in which is indicated:
на Фиг. 1 - вид сверху самолета по пп. 1, 3, 5, 14 Формулы;in FIG. 1 is a top view of the aircraft according to paragraphs. 1, 3, 5, 14 Formulas;
на Фиг. 2 - вид сбоку самолета по пп. 1, 3 Формулы;in FIG. 2 is a side view of the aircraft according to paragraphs. 1, 3 Formulas;
на Фиг. 3 - принципиальная схема горизонтального оперения по п. 2 Формулы;in FIG. 3 is a schematic diagram of a horizontal tail according to
на Фиг. 4 - принципиальная схема горизонтального оперения по п. 3 Формулы;in FIG. 4 is a schematic diagram of a horizontal tail according to
на Фиг. 5 - принципиальная схема горизонтального оперения по п. 4 Формулы;in FIG. 5 is a schematic diagram of a horizontal tail according to
на Фиг. 6 - схема обтекания плоской грани корневого наплыва по п. 9 Формулы при отсутствии скоса потока;in FIG. 6 is a diagram of a flow around a flat face of a root influx according to
на Фиг. 7 - схема обтекания плоской грани корневого наплыва по п. 9 Формулы при наличии скоса потока;in FIG. 7 is a diagram of a flow around a flat face of a root influx according to
на Фиг. 8 - вариант профиля корневых наплывов по п. 10 Формулы;in FIG. 8 is a variant of the profile of root inflows according to claim 10 of the Formula;
на Фиг. 9 - вариант профиля корневых наплывов по п. 11 Формулы;in FIG. 9 is a variant of the profile of root inflows according to claim 11 of the Formula;
на Фиг. 10 - кинематическая схема привода отклоняемых корневых наплывов с самотормозящимся выходным звеном по п. 7 Формулы;in FIG. 10 is a kinematic diagram of a drive of deflectable root flows with a self-braking output link according to
на Фиг. 11 - вид сверху горизонтального оперения по п. 5 Формулы;in FIG. 11 is a top view of the horizontal tail according to
на Фиг. 12 - вид сверху горизонтального оперения по п. 6 Формулы;in FIG. 12 is a top view of the horizontal tail according to
на Фиг. 13 - поперечное сечение крыла с щелевым элероном по п. 12 Формулы;in FIG. 13 is a cross section of a wing with a slotted aileron according to claim 12 of the Formula;
на Фиг. 14 - поперечное сечение крыла с подвесным элероном-закрылком по п. 13 Формулы;in FIG. 14 is a cross section of a wing with a suspended aileron-flap according to claim 13 of the Formula;
на Фиг. 15 - поперечное сечение крыла с плавающим элероном по п. 14 Формулы;in FIG. 15 is a cross section of a wing with a floating aileron according to claim 14 of the Formula;
на Фиг. 16 - кинематическая схема системы управления с плавающими элеронами по п. 14 Формулы;in FIG. 16 is a kinematic diagram of a control system with floating ailerons according to claim 14 of the Formula;
на Фиг. 17 - кривые Cy крыла и классического горизонтального оперения при сбалансированном по потоку положении руля высоты;in FIG. 17 - curves C y of the wing and classical horizontal plumage with a balanced flow of the elevator;
на Фиг. 18 - балансировочная кривая классического планера при положительных углах атаки;in FIG. 18 - balancing curve of a classic glider at positive angles of attack;
на Фиг. 19 - кривые Cy крыла и горизонтального оперения с корневыми наплывами при сбалансированном по потоку положении руля высоты;in FIG. 19 - curves C y wing and the horizontal tail root with excrescence with balanced flow position of the elevator;
на Фиг. 20 - балансировочная кривая предложенного планера при положительных углах атаки.in FIG. 20 - balancing curve of the proposed glider at positive angles of attack.
Устройство, согласно изобретению, рассматривается применительно к конструкции легкомоторного самолета, изображенного на Фиг. 1 и 2 и содержащего фюзеляж (1), крыло (2) с подкосами (3) и законцовками (4), силовую установку (5), шасси (6) и вертикальное оперение (7). Горизонтальное оперение при этом содержит стабилизатор, включающий с себя основную часть (8) и корневые наплывы (9) с входящими кромками (10).The device according to the invention is considered with reference to the design of the light-engine aircraft depicted in FIG. 1 and 2 and containing the fuselage (1), wing (2) with struts (3) and tips (4), power unit (5), landing gear (6) and vertical tail (7). In this case, the horizontal tail includes a stabilizer including the main part (8) and root flows (9) with incoming edges (10).
Корневые наплывы (9) стабилизатора могут быть использованы для продольной балансировки самолета тремя различными способами, основные конструктивные признаки которых изложены во втором, третьем и четвертом пунктах Формулы соответственно.Root bursts (9) of the stabilizer can be used for longitudinal balancing of the aircraft in three different ways, the main structural features of which are described in the second, third and fourth paragraphs of the Formula, respectively.
В первом случае (см. Фиг. 3) корневые наплывы (9) выполнены в виде отдельных аэродинамических элементов и шарнирно установлены на основной части стабилизатора (8), при этом основная часть стабилизатора (8) выполнена цельноповоротной, шарнирно установлена на фюзеляже (1) с возможностью управления в продольном канале и снабжена роговыми компенсаторами (11).In the first case (see Fig. 3), the root flows (9) are made in the form of separate aerodynamic elements and are pivotally mounted on the main part of the stabilizer (8), while the main part of the stabilizer (8) is made rotary, pivotally mounted on the fuselage (1) with the ability to control in the longitudinal channel and is equipped with horn compensators (11).
Во втором варианте исполнения, изображенном на Фиг. 4, горизонтальное оперение содержит руль высоты (12), выполненный в виде, по меньшей мере, одной отклоняемой поверхности и шарнирно установленной на задней кромке основной части стабилизатора (8) с возможностью управления летательным аппаратом в продольном канале, при этом основная часть стабилизатора неподвижно установлена на фюзеляже (1), а корневые наплывы (9) выполнены в виде отдельных аэродинамических элементов и шарнирно установлены на основной части стабилизатора (8).In the second embodiment shown in FIG. 4, the horizontal tail includes a rudder (12), made in the form of at least one deflectable surface and pivotally mounted on the rear edge of the main part of the stabilizer (8) with the ability to control the aircraft in the longitudinal channel, while the main part of the stabilizer is fixedly mounted on the fuselage (1), and root flows (9) are made in the form of separate aerodynamic elements and are pivotally mounted on the main part of the stabilizer (8).
При третьем варианте исполнения, изображенном на Фиг. 5, руль высоты (12), выполненный в виде отклоняемой поверхности и шарнирно установлен на задней кромке основной части стабилизатора (8) с возможностью управления летательным аппаратом в продольном канале, при этом основная часть стабилизатора (8) составляет одно целое с корневыми наплывами (9), шарнирно установлена на фюзеляже (1) и кинематически связана с приводным механизмом.In the third embodiment shown in FIG. 5, the elevator (12), made in the form of a deflectable surface and pivotally mounted on the rear edge of the main part of the stabilizer (8) with the ability to control the aircraft in the longitudinal channel, while the main part of the stabilizer (8) is integral with the root influx (9 ), pivotally mounted on the fuselage (1) and kinematically connected with the drive mechanism.
Кроме того, руль высоты (12) выполнен с двумя вырезами (13), наибольшая глубина которых находится в зоне точек примыкания корневых наплывов (9) к основной части стабилизатора (8) (см. Фиг. 11).In addition, the elevator (12) is made with two cutouts (13), the greatest depth of which is in the area of the points of contact of root inflows (9) to the main part of the stabilizer (8) (see Fig. 11).
Кроме того, руль высоты (12) выполнен в виде трех секций (14), установленных на задней кромке основной части стабилизатора (8), при этом промежутки между секциями находятся в зоне точек примыкания корневых наплывов (9) к основной части стабилизатора (8) (см. Фиг. 11).In addition, the elevator (12) is made in the form of three sections (14) mounted on the trailing edge of the main part of the stabilizer (8), while the gaps between the sections are in the zone of the points of contact of the root flows (9) to the main part of the stabilizer (8) (see Fig. 11).
Кроме того, корневые наплывы (9) выполнены с направляющими (15) в передней части, приводной механизм содержит основание (16), штоки (17), кривошипы (18), вал (19) с зубчатым сектором (20) и червяк (21), при этом кривошипы (18) установлены на валу (19), червяк (21) и вал (19) установлены на основании (16), при этом зубчатый сектор (20) находится в зацеплении с червяком (21), червяк (21) конструктивно связан со шкивом (22), на который запасованы тросы (23), заведенные на колесо (24), установленное в кабине пилота, а штоки (17) шарнирно установлены на кривошипах (18) и входят в направляющие (15) корневых наплывов (9) (см. Фиг. 10).In addition, root flows (9) are made with guides (15) in the front part, the drive mechanism contains a base (16), rods (17), cranks (18), a shaft (19) with a gear sector (20) and a worm (21) ), while the cranks (18) are mounted on the shaft (19), the screw (21) and the shaft (19) are mounted on the base (16), while the gear sector (20) is engaged with the screw (21), the screw (21) ) is structurally connected to a pulley (22), on which cables (23) are stored, wound on a wheel (24) installed in the cockpit, and rods (17) are pivotally mounted on cranks (18) and enter the guide e (15) sagging root (9) (see. Fig. 10).
Кроме того, угол стреловидности входящих кромок (10) корневых наплывов (9) может увеличиваться в направлении от передней части корневого наплыва (9) к месту сопряжения корневого наплыва (9) с основной частью стабилизатора (8) (см. Фиг. 3).In addition, the sweep angle of the incoming edges (10) of the root sag (9) can increase in the direction from the front of the root sag (9) to the interface between the root sag (9) and the main part of the stabilizer (8) (see Fig. 3).
Кроме того, входящие кромки (10) корневых наплывов (9) могут быть выполнены в виде плоских граней (25) (см. Фиг. 6-9).In addition, the incoming edges (10) of the root sag (9) can be made in the form of flat faces (25) (see Fig. 6-9).
Кроме того, корневые наплывы (9) в поперечном сечении имеют двояковогнутый профиль (см. Фиг. 8).In addition, the root sag (9) in cross section have a biconcave profile (see Fig. 8).
Кроме того, корневые наплывы (9) в поперечном сечении имеют двояковогнутый профиль вблизи входящих кромок (10), переходящий в двояковыпуклый вблизи сопряжения корневых наплывов (9) с фюзеляжем (1) (см. Фиг. 9).In addition, root sections (9) in cross section have a biconcave profile near the incoming edges (10), turning into a biconvex near the interface of the root sections (9) with the fuselage (1) (see Fig. 9).
Кроме того, крыло содержит щелевые элероны (26), установленные на задней кромке крыла, при этом стык крыла и щелевого элерона (26) образует профилированную щель (см. Фиг. 13).In addition, the wing contains slotted ailerons (26) mounted on the trailing edge of the wing, and the junction of the wing and the slotted aileron (26) forms a profiled gap (see Fig. 13).
Кроме того, крыло содержит подвесные элероны (27), оснащенные средствами весовой компенсации (28) и установленные на кронштейнах (29) под задней кромкой крыла (2) (см. Фиг. 14).In addition, the wing contains suspended ailerons (27), equipped with means of weight compensation (28) and mounted on brackets (29) under the trailing edge of the wing (2) (see Fig. 14).
Кроме того, крыло содержит плавающие элероны (30) и кинематическую развязку, включающую в себя орган управления (31), коромысло (32), кривошип (33) и тяги (34) при этом плавающие элероны (31) снабжены средствами весовой компенсации (28), установлены на задней кромке крыла (2) с возможностью отклонения в противофазе при сумме шарнирных моментов, близкой к нулю, и связаны с системой управления через кинематическую развязку (см. Фиг. 15 и 16).In addition, the wing contains floating ailerons (30) and a kinematic decoupling, which includes a control (31), a rocker (32), a crank (33) and thrusts (34), while the floating ailerons (31) are equipped with means of weight compensation (28 ) are mounted on the trailing edge of the wing (2) with the possibility of deflection in antiphase when the sum of the hinge moments is close to zero and are connected to the control system through kinematic isolation (see Fig. 15 and 16).
Кроме того, на Фиг. 17 и 18 приводятся кривые Cy усредненного крыла (35) и классического стабилизатора с тонким профилем (36), а также классическая балансировочная кривая при крайней задней центровке, а на Фиг. 19 изображены кривые Cy усредненного крыла (35) и стабилизатора с корневыми наплывами (37), при этом потеря управления в поперечном канале происходит правее прямых (38), (39), (40) и (41), относящихся к стандартным, щелевым, подвесным и плавающим элеронам соответственно.In addition, in FIG. 17 and 18 are averaged curves C y wing (35) and the classical stabilizer with a thin profile (36) as well as classical balancing curve at the rearmost alignment, and FIG. Figure 19 shows the C y curves of the averaged wing (35) and the stabilizer with root flows (37), while the loss of control in the transverse channel occurs to the right of the straight lines (38), (39), (40) and (41) related to standard slotted , suspended and floating ailerons, respectively.
Кроме того, на Фиг. 17 и 19 изображена также прямая (42), соответствующая нулевому значению Mz.In addition, in FIG. 17 and 19, the straight line (42) is also shown, corresponding to the zero value of M z .
На Фиг. 20 изображена балансировочная кривая для предложенного планера также при крайней задней центровке.In FIG. 20 shows a balancing curve for the proposed glider also with extreme rear alignment.
Горизонтальное оперение в варианте реализации по П. 3 Формулы, рассматриваемое применительно к легкомоторному самолету, функционирует следующим образом.The horizontal plumage in the embodiment according to P. 3 of the Formula, considered in relation to a light-engine aircraft, operates as follows.
Перед взлетом пилот, исходя из загрузки, центровки и погодных условий, устанавливает корневые наплывы (9) стабилизатора в необходимое для взлета положение при помощи вращения колеса (24), связанного с блоком (22) при помощи тросов (23), при этом вращение червяка (21), жестко связанного со шкивом (22), приводит в движение зубчатый сектор (20) и кривошипы (18), установленные на валу (19), а связанные с кривошипами (18) штоки (17), установленные в направляющих (15), поворачивают на требуемый угол корневые наплывы (9), навешенные на передней кромке основной части стабилизатора (8) (см. Фиг. 10).Based on loading, alignment and weather conditions, the pilot sets the root flows (9) of the stabilizer before take-off to the position necessary for take-off by rotating the wheel (24) connected to the block (22) using cables (23), while the worm rotates (21), rigidly connected with a pulley (22), drives the gear sector (20) and cranks (18) mounted on the shaft (19), and rods (17) connected to the cranks (18) installed in the guides (15) ), rotate the root sagging (9) to the desired angle, hung on the front edge of the main part of the stub lyser (8) (see Fig. 10).
При взлете правильная установка корневых наплывов (9) обеспечивает отрыв самолета от земли без необходимости приложения к рулю высоты (12) значительных управляющих моментов.When taking off, the correct installation of root inflations (9) ensures that the aircraft is torn off the ground without the need for significant control moments to be applied to the elevator (12).
В горизонтальном полете пилот переводит корневые наплывы (9) стабилизатора в полетное положение, при котором входящие кромки (10) корневых наплывов (9) оказываются в положении, максимально близком к положению по потоку, что обеспечивает высокий уровень демпфирования короткопериодических колебаний самолета в продольном канале, поскольку стабилизирующий момент хвостового оперения обеспечивается смещением вихревого жгута на теневую сторону входящей кромки (10), что немедленно создает значительный перепад давления между плоскостями корневого наплыва даже при минимальных отклонениях входящей кромки (10) корневого наплыва (9) от положения по потоку (см. Фиг. 7). Улучшение демпфирования в продольном канале имеет значение также для беспилотных летательных аппаратов, поскольку обеспечивается лучшая стабильность картинки, передаваемой установленными на БПЛА камерами.In horizontal flight, the pilot translates the stabilizer root bursts (9) into the flight position, in which the incoming burrs (10) of the root bursts (9) are in the position as close as possible to the flow position, which provides a high level of damping of short-period aircraft vibrations in the longitudinal channel, since the stabilizing moment of the tail unit is provided by the displacement of the vortex rope on the shadow side of the incoming edge (10), which immediately creates a significant pressure drop between the root planes the influx even with minimal deviations of the incoming edge (10) of the root influx (9) from the flow position (see Fig. 7). Improving damping in the longitudinal channel is also important for unmanned aerial vehicles, since it provides better stability of the image transmitted by cameras installed on the UAV.
На посадке пилот при помощи описанного выше приводного механизма отклоняет корневые наплывы (9) вниз от полетного положения, что обеспечивает продольную балансировку самолета на посадочных углах атаки и одновременно уменьшает стабилизующий момент на пикирование, создаваемый горизонтальным оперением, что важно для успешного выравнивания и выдерживания самолета перед приземлением.On landing, the pilot, using the drive mechanism described above, deflects the root bursts (9) down from the flight position, which ensures longitudinal balancing of the aircraft at the landing angles of attack and at the same time reduces the stabilizing dive moment created by the horizontal tail, which is important for successful alignment and withstanding of the aircraft before landing.
Работа вариантов реализации хвостового оперения, выполненного согласно пп. 2 и 4 Формулы, незначительно отличается от описанной выше.Work options for the implementation of the tail, made according to paragraphs. 2 and 4 Formulas, slightly different from those described above.
Так, например, при использовании для управления в продольном канале цельноповоротной основной части стабилизатора (8) возникает возможность упрощения и облегчения конструкции хвостового оперения, что может быть удобно при его использовании на сверхлегких самолетах или планерах (см. Фиг. 3). При этом наличие роговых компенсаторов (11) позволяет уменьшить шарнирный момент руля высоты (12) и облегчить управление самолетом, а если роговые компенсаторы (11) находятся напротив зон образования конических вихрей, то одновременно снижается также эффект падения шарнирного момента из-за «подсоса» отклоняемой поверхности индуцированным вихрем.So, for example, when using the all-rotary main part of the stabilizer for control in the longitudinal channel (8), it becomes possible to simplify and lighten the design of the tail unit, which can be convenient when used on ultralight airplanes or gliders (see Fig. 3). Moreover, the presence of horn compensators (11) makes it possible to reduce the hinge moment of the elevator (12) and facilitate control of the aircraft, and if the horn compensators (11) are opposite the zones of conical vortex formation, the effect of a decrease in the hinge moment due to “suction” is also reduced. deflected surface induced vortex.
В случае объединения корневых наплывов (9) и основной части стабилизатора (8) в одно целое (см. Фиг. 5) улучшается обтекаемость зоны перехода одного элемента к другому и появляется возможность дополнительного повышения несущей способности горизонтального оперения на больших углах атаки, а также приближения положения корневых наплывов (9) к нулевому углу атаки при различных вариантах центровки самолета, что полезно с точки зрения качества динамической стабилизации и снижения паразитного сопротивления.In the case of combining the root flows (9) and the main part of the stabilizer (8) as a whole (see Fig. 5), the streamlining of the transition zone of one element to another improves and it becomes possible to further increase the bearing capacity of the horizontal tail at large angles of attack, as well as approximation the position of root influxes (9) to the zero angle of attack for various options for centering the aircraft, which is useful in terms of the quality of dynamic stabilization and reduction of parasitic resistance.
Эффективность динамической стабилизации может также быть усилена за счет выполнения входящих кромок (10) корневых наплывов (9) в виде плоских граней (25), так как в этом случае при расположении корневого наплыва строго по потоку завихрения симметрично сходят на плоскости корневого наплыва (9) с обеих сторон плоской грани (25) и перепад давления отсутствует, а в случае, если появляется хотя бы незначительный скос потока, набегающего на плоскую грань (25), завихрения на стороне давления мгновенно гаснут, а вихрь на стороне разряжения, напротив, существенно усиливается, что создает перепад давления и восстанавливающий момент.The effectiveness of dynamic stabilization can also be enhanced by performing the incoming edges (10) of the root inflows (9) in the form of flat faces (25), since in this case, when the root influx is located strictly along the swirl flow, they symmetrically descend on the plane of the root influx (9) there is no pressure drop on both sides of the flat face (25), and in the event that at least a slight slant of the flow appears, incident on the flat face (25), the swirls on the pressure side instantly go out, and the vortex on the rarefaction side, on the contrary, exists It intensifies steadily, which creates a pressure drop and a reducing moment.
Дополнительно эффективность динамической стабилизации можно повысить, придав корневому наплыву (9) двояковогнутый профиль поперечного сечения (см. Фиг. 8), поскольку наличие углубления вблизи входящей кромки (10) улучшает условия прилегания вихревого жгута к поверхности корневого наплыва (9) и увеличивает пятно зоны разрежения.In addition, the effectiveness of dynamic stabilization can be increased by giving the root influx (9) a biconcave cross-sectional profile (see Fig. 8), since the presence of a recess near the inlet edge (10) improves the conditions of the vortex bundle to adhere to the surface of the root influx (9) and increases the zone spot rarefaction.
При достаточно развитых корневых наплывах (9) возможно придание части профиля поперечного сечения корневого наплыва (9), примыкающего к фюзеляжу (1), двояковыпуклой формы, что позволяет отделить зону прилегания вихря от потока, обтекающего фюзеляж (1) (см. Фиг. 9).With sufficiently developed root influxes (9), it is possible to give a biconvex shape to the part of the cross-sectional profile of the root influx (9) adjacent to the fuselage (1), which makes it possible to separate the vortex contact zone from the stream flowing around the fuselage (1) (see Fig. 9 )
Кроме того, постепенное увеличение стреловидности входящих кромок (10) позволяет обеспечить высокую скорость нарастания стабилизирующих моментов, вызванных образованием вихрей, что делает поведение самолета более спокойным и предсказуемым (см. Фиг. 3). Это происходит потому, что процесс вихреобразования начинается от зоны наибольшей стреловидности, которая в данном случае оказывается расположенной на наибольшем от центра масс планера плече, что увеличивает стабилизирующий момент при малых углах скоса потока на корневых наплывах (9).In addition, a gradual increase in the sweep of the incoming edges (10) makes it possible to ensure a high slew rate of stabilizing moments caused by the formation of vortices, which makes the behavior of the aircraft more calm and predictable (see Fig. 3). This is because the vortex formation process starts from the zone of greatest sweep, which in this case is located on the shoulder that is greatest from the center of mass of the airframe, which increases the stabilizing moment at small angles of the bevel of the flow on the root flows (9).
При этом при выполнении штатных маневров в вертикальной плоскости отличия от поведения классической конструкции невелики и сводятся к субъективному ощущению большей устойчивости полета, вызванному демпфирующими моментами корневых наплывов (9), возникающих даже при незначительных колебаниях по тангажу, при этом реакция самолета при отклонении руля высоты (12) от нейтрального положения более спокойная и плавная, чем при классическом горизонтальном оперении.In this case, when performing regular maneuvers in the vertical plane, the differences from the behavior of the classical structure are small and reduce to the subjective feeling of greater flight stability caused by the damping moments of root influxes (9), which occur even with slight pitch fluctuations, while the aircraft reacts when the elevator deviates ( 12) from a neutral position is more calm and smooth than with classical horizontal plumage.
При возникновении в полете нештатной ситуации или при выполнении маневра, связанного с выходом самолета на большие положительные углы атаки, достаточно развитые корневые наплывы (9) за счет образования крупных вихревых жгутов на верхней поверхности основной части стабилизатора (8) и корневых наплывов (9) обеспечивают устойчивый рост Су стабилизатора на углах атаки, при которых Cy крыла (2) достигает своего пика и начинает падать. Этот эффект перекрещивания направления кривых Cy можно условно назвать «ножницами». В результате попадания планера в зону «ножниц» происходит активное смещение назад его аэродинамического фокуса, что позволяет сохранить продольную устойчивость и не сорваться в штопор даже при крайних задних центровках. В сущности эффект «ножниц» можно охарактеризовать как продольную сверхустойчивость конструкции (см. Фиг. 19).In the event of an emergency in flight or when performing a maneuver associated with the aircraft reaching large positive angles of attack, sufficiently developed root flows (9) due to the formation of large vortex tows on the upper surface of the main part of the stabilizer (8) and root flows (9) provide steady growth of C at the stabilizer at angles of attack at which C y of wing (2) reaches its peak and begins to fall. This effect of crossing the direction of the C y curves can be arbitrarily called “scissors”. As a result of the glider getting into the “scissors” zone, its aerodynamic focus is actively shifted back, which allows preserving longitudinal stability and not breaking into a tailspin even with extreme rear alignments. In essence, the effect of “scissors” can be described as longitudinal super-stability of the structure (see Fig. 19).
Эффект продольной сверхустойчивости дает существенные преимущества сам по себе, однако максимальный технических результат в плане безопасности полетов и простоты пилотирования может иметь место только случае, когда в зоне «ножниц» кривой Cy усредненного крыла (35) и кривой Cy предложенного стабилизатора с корневыми наплывами (37) сохраняется эффективность управления самолета в поперечном канале, и чем больший запас по допустимому углу атаки обеспечивает система управления, тем лучше. Наименьший запас дают классические элероны, зона работоспособности которых ограничена прямой (38), изображенной на Фиг. 17, которая также изображает кривые Cy усредненного крыла (35) и классического стабилизатора с тонким профилем (36) и служит для иллюстрации причин ограниченной устойчивости и управляемости планера классического типа на больших углах атаки.The longitudinal superstability effect provides significant advantages in itself, however, the maximum technical result in terms of flight safety and ease of piloting can take place only when in the “scissors” area of the averaged wing curve C y (35) and the proposed root stabilizer stabilizer curve C y (37) the control efficiency of the aircraft in the transverse channel is preserved, and the larger the margin of allowable angle of attack provides the control system, the better. The smallest margin is provided by classical ailerons, whose working area is limited by a straight line (38), depicted in FIG. 17, which also depicts the C y curves of the averaged wing (35) and the classical stabilizer with a thin profile (36) and serves to illustrate the reasons for the limited stability and controllability of the classical type airframe at large angles of attack.
Среди типов элеронов, пригодных для достижения данного эффекта, можно использовать щелевые элероны (26), подвесные элероны (27) и плавающие элероны (31), при этом запас угла атаки по сохранению поперечного управления возрастает в порядке упоминания типов элеронов, на Фиг. 18 эти виды элеронов обозначены прямыми (39), (40) и (41) соответственно. С точки зрения автора, наибольший эффект могут дать плавающие элероны (31), включенные в систему управления через кинематическую развязку, содержащую коромысло (32), кривошип (33) и тяги (34) и позволяющую плавающим элеронам (31) отклоняться в противофазе при сумме шарнирных моментов, близкой к нулю.Among the types of ailerons suitable for achieving this effect, slotted ailerons (26), suspended ailerons (27) and floating ailerons (31) can be used, while the margin of attack angle to maintain lateral control increases in the order of mention of the types of ailerons, in FIG. 18 these types of ailerons are indicated by lines (39), (40) and (41), respectively. From the author’s point of view, floating ailerons (31), which are included in the control system through a kinematic decoupling containing a rocker arm (32), a crank (33) and traction (34) and allowing floating ailerons (31) to deviate in antiphase with the total articulated moments close to zero.
Таким образом, из фигуры 18 очевидно, что если параллельно с увеличением несущей способности стабилизатора на больших углах атаки принять все возможные меры, направленные на максимальное сохранение поперечной управляемости, то просматривается перспектива создания планера или самолета, крайне устойчивого к сваливанию и входу в штопор в широком диапазоне и центровок, высот и скоростей полета.Thus, from figure 18 it is obvious that if, in parallel with an increase in the stabilizer's bearing capacity at large angles of attack, all possible measures are taken aimed at maximizing the preservation of lateral controllability, then the prospect of creating a glider or plane that is extremely resistant to stalling and entering a tailspin in a wide range and alignments, altitudes and flight speeds.
Предварительным доказательством повышения продольной устойчивости и величины демпфирующих моментов стали эксперименты на масштабных моделях, показавшие при достаточной оптимизации процесса обтекания входящих кромок (10) корневых наплывов (9) возможен устойчивый полет радиоуправляемой модели при центровках порядка 45% САХ в условиях умеренной турбулентности без использования активных систем динамической стабилизации. Естественно, что в данном случае отсутствие потерь подъемной силы на балансировку улучшает аэродинамическое качество, хотя продольная устойчивость в любом случае снижается пропорционально сдвигу центровки назад.Experiments on large-scale models, which showed, with sufficient optimization of the flow around the incoming edges (10) of root flows (9), a stable flight of the radio-controlled model with centerings of the order of 45% MAR under moderate turbulence without the use of active systems, was preliminary evidence of the increase in longitudinal stability and damping moments. dynamic stabilization. Naturally, in this case, the absence of loss of lift for balancing improves aerodynamic quality, although the longitudinal stability in any case decreases in proportion to the backward shift of the alignment.
Важно отметить, что в силу симметричности расположения корневых наплывов (9) относительно горизонтальной плоскости планера эффект сверхустойчивости наблюдается и в перевернутом полете, а также при полной отдаче ручки управления от себя при передней центровке, что может быть полезно для пилотажных самолетов и планеров.It is important to note that due to the symmetrical arrangement of the root inflows (9) with respect to the horizontal plane of the airframe, the effect of superstability is also observed in an inverted flight, as well as when the control stick is fully recoiled from the front centering, which can be useful for aerobatic aircraft and gliders.
Кроме того, при использовании на самолете одномоторной силовой установки с тянущим винтом достаточно развитые корневые наплывы (9) уменьшают реактивный момент воздушного винта, поскольку при взаимодействии с обтекающей фюзеляж закрученной струей винта на корневых наплывах (9) неизбежно возникает момент крена, противоположный по знаку реактивному моменту винта. Этот эффект также был выявлен при испытаниях масштабных радиоуправляемых моделей.In addition, when using a single-engine propulsion system on a plane with a propeller, sufficiently developed root sag (9) reduces the propeller's reactive moment, because when interacting with a swirling jet of propeller flowing around the root sag (9), a roll moment inevitably occurs that is opposite in sign to the reactive screw moment. This effect was also revealed in tests of large-scale radio-controlled models.
Кроме того, в случае выявления негативного влияния на управляемость эффекта падения шарнирного момента руля высоты (12) из-за разрежения, создаваемого на верхней поверхности руля высоты (12) коническими вихрями, индуцированными корневыми наплывами (9) стабилизатора, возможно местное уменьшение хорды руля высоты (12) в зоне прилегания вихревых жгутов. Конструктивно местное уменьшение хорды руля высоты (12) возможно за счет выполнения руля высоты (12) с вырезами (13) (см. Фиг. 11).In addition, if a negative effect on the controllability of the effect of the fall of the hinge moment of the elevator (12) is detected due to the rarefaction created on the upper surface of the elevator (12) by conical vortices induced by the root influx (9) of the stabilizer, a local decrease in the elevator chord is possible (12) in the zone of contact of the vortex bundles. Structurally, a local decrease in the elevator chord (12) is possible due to the elevator (12) being made with cutouts (13) (see Fig. 11).
Возможно также секционирование руля высоты (12) на три секции (14), при этом отклоняемые поверхности, используемые для управления по тангажу, выводятся из зон расположения вихревых жгутов (см. Фиг. 12).It is also possible to partition the elevator (12) into three sections (14), while the deflected surfaces used for pitch control are removed from the zones of the vortex bundles (see Fig. 12).
Таким образом, благодаря введению в известную конструкцию планера летательного аппарата новых конструктивных признаков достигается технический результат в виде повышения безопасности и упрощения пилотирования летательного аппарата.Thus, due to the introduction of new design features into the known design of an aircraft glider, a technical result is achieved in the form of improved safety and simplified piloting of the aircraft.
Claims (14)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016135792A RU2645522C1 (en) | 2016-09-05 | 2016-09-05 | Framework |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016135792A RU2645522C1 (en) | 2016-09-05 | 2016-09-05 | Framework |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2645522C1 true RU2645522C1 (en) | 2018-02-21 |
Family
ID=61258875
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016135792A RU2645522C1 (en) | 2016-09-05 | 2016-09-05 | Framework |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2645522C1 (en) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2563757A (en) * | 1945-07-23 | 1951-08-07 | Lockheed Aircraft Corp | All-movable horizontal tail |
| US7201347B2 (en) * | 2004-02-06 | 2007-04-10 | Airbus France | Process for improving the landing of an aircraft |
| RU2578838C1 (en) * | 2014-12-24 | 2016-03-27 | Хундуская авиационная промышленная корпорация с ограниченной ответственностью в Цзянси | Device for improved spin recovery of aircraft |
-
2016
- 2016-09-05 RU RU2016135792A patent/RU2645522C1/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2563757A (en) * | 1945-07-23 | 1951-08-07 | Lockheed Aircraft Corp | All-movable horizontal tail |
| US7201347B2 (en) * | 2004-02-06 | 2007-04-10 | Airbus France | Process for improving the landing of an aircraft |
| RU2578838C1 (en) * | 2014-12-24 | 2016-03-27 | Хундуская авиационная промышленная корпорация с ограниченной ответственностью в Цзянси | Device for improved spin recovery of aircraft |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10661884B2 (en) | Oblique blended wing body aircraft | |
| US11634222B2 (en) | Vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle having foldable fixed wing and based on twin-ducted fan power system | |
| RU2440916C1 (en) | Aircraft in integral aerodynamic configuration | |
| US11673643B2 (en) | Low stall or minimum control speed aircraft | |
| US2910254A (en) | Boundary layer control apparatus relating to aircraft | |
| CA2489591A1 (en) | Controlable rotorcraft using a pendulum | |
| CN105083551A (en) | Tilt rotary-wing aircraft and control method thereof | |
| US20090026308A1 (en) | Short take-off aircraft | |
| CN108045575A (en) | A kind of short takeoff vertical landing aircraft | |
| RU2667410C1 (en) | Aerodynamic surface and airframe of aircraft | |
| GB2508023A (en) | Aerofoil with leading edge cavity for blowing air | |
| EA024536B1 (en) | Wing for generating lift from an incident flow | |
| RU2637149C1 (en) | Spiroid winglet | |
| CN204871605U (en) | Gyroplane can vert | |
| RU2645522C1 (en) | Framework | |
| RU2656934C2 (en) | Method of vertical displacement and aircraft hovering in air | |
| RU2557685C2 (en) | "flying wing" configuration aircraft | |
| RU135986U1 (en) | SCREEN PLAN | |
| RU2224671C1 (en) | Self-stabilizing wins-in-ground-effect craft | |
| Federal Aviation Administration et al. | Helicopter flying handbook | |
| RU2785230C1 (en) | Aircraft and method for its manufacture | |
| RU2803674C2 (en) | Method for controlling the pitch of a tiltrotor | |
| RU72198U1 (en) | AIRCRAFT WITH HIGH AERODYNAMIC QUALITY | |
| RU2646686C2 (en) | Wing with aerodynamic curtain | |
| CN207843317U (en) | A kind of short takeoff vertical landing aircraft |