UA52786C2 - Літак з коротким зльотом і посадкою - Google Patents

Abstract

Літак з коротким зльотом і посадкою містить крило, що розташовано у зоні, яка обдувається повітряними гвинтами. Новим у літакові є те, що крило виконано поворотним і ґратчастим, а кіль літака оснащений поворотним стабілізатором, при цьому вони змонтовані з можливістю зміни в польоті кутів їх установки та обдуву несучих планів і керуючих польотом аеродинамічних поверхонь примусовим потоком повітря постійного напрямку від гвинтів, що закріплені на валах неповоротних маршових двигунів, це дозволяє покращити льотно-технічні характеристики літака.

Description

Винахід відноситься до області авіації, а саме до літальних апаратів із коротким розбігом перед зльотом і коротким пробігом після посадки, що використовують потужність маршових двигунів для зменшення злітно-посадкових швидкостей.

Відомий вітчизняний літак Ан-72 із високим розташуванням турбореактивних двигунів, що забезпечує укорочений зліт за рахунок виникнення додаткової підіймальної сили при проходженні струменю газів над монопланним крилом і відхилення її униз трьеохщілинними закрилками (див. журнал "Наука и жизнь" Ме4, 1982г, с. 52 - 53, статья генерального авиаконструктора акад. О. К. Антонова "Новьй воздушньй грузовоз"|.

Відомий також французький літак із коротким розбігом Бреге-941, в якого уся площа монопланного крила з двохвилинним закрилком знаходиться в зоні, що обдувається повітряними гвинтами, у наслідок чого також створюється додаткова підіймальна сила |див. М. Д. Миль, А. В. Некрасов и др. "Вертолеть!", книга 1, изд. "Машиностроение", Москва, 1966г., с. 22 - 26, статья "Тактико-технические требования к вертикально взлетающим и с коротким разбегом военно-транспортньім самолетам Запада".

Загальним недоліком зазначених аналогів є неможливість їх стійкого і керованого польоту на малих, так званих закритичних швидкостях польоту, коли відсутня слухняність традиційних органів керування - горизонтальних і вертикальних рулів і елеронів - при достатній ще величині підіймальної сили крила для підтримання літака в повітрі, а також необхідність у застосуванні складної механізації крила для створення додаткової підіймальної сили і гасіння посадкової швидкості.

Найбільш близьким до заявленого винаходу за принципом створення додаткової підіймальної сили в літак Бреге-941, що і обраний у якості прототипу.

В основу винаходу поставлене завдання у відомому літаку із коротким зльотом і посадкою шляхом зміни його конструкції отримати новий технічний результат, що виявляється у покращенні льотно-технічних характеристик літака.

Поставлене завдання вирішується наступним чином.

У відомому літаку з коротким зльотом і посадкою, що містить крило, яке розташоване у зоні, що обдувається повітряними гвинтами, згідно із запропонованим винаходом крило виконано поворотним і гратчастим, а кіль літака оснащений поворотним стабілізатором, при цьому вони змонтовані з можливістю зміни в польоті кутів їх установки та обдуву несучих планів і керуючих польотом аеродинамічних поверхонь примусовим потоком повітря постійного напрямку від гвинтів, що закріплені на валах неповоротних маршових двигунів.

Застосування поворотного гратчастого крила з вигнутими відповідним чином несучими планами при незмінному по напрямку вектору тяги гвинтів дозволить у 2,5 - З рази збільшити підіймальну силу крила на закритичних швидкостях польоту за рахунок збільшення кута атаки планів до 40" без зриву повітряного потоку, що їх омиває, і значно зменшити завдяки цьому злітно-посадкову швидкість, а також знизити вагу, підвищити жорсткість і технологічність виготовлення несучої системи |див. журнал "Наука и жизнь" Ме1, 1987тг., с. 44 - 50, статья д. т. н. С. Белоцерковского и др. "Решетчатьсе крьІлья"|.

Застосування поворотного стабілізатора, руля поворотів і елеронів, обмиваних примусовим повітряним потоком, дозволить забезпечити повздовжню і поперечну сталість літака, а також його керованість на закритичних швидкостях польоту.

Зменшення кута атаки планів на режимі крейсерського польоту дозволить зменшити лобовий опір крила і за рахунок цього збільшити швидкість польоту літака.

На фіг.1 зображена рамна конструкція гратчастого крила з поперечним розрізом А-А (фіг.2) по паралельних планах. Крило складається з верхнього 1, нижнього 2 і середнього посиленого планів 3, між якими розміщені інші проміжні плани. Всі плани скріплені між собою боковинами 4. Розмір кута атаки а для всіх планів даної конструкції крила є однаковим і визначається з умов крейсерського польоту літака.

Розмах крила І, його висота п, довжина хорди р і крок між планами Її визначається конструктивно і розрахунком. При цьому п - 1:20, де О - діаметр повітряного гвинта. Конфігурація крила крім квадратної може бути й іншою, наприклад, виконаною у формі круглої обичайки і з паралельним або стільниковим(діагональним) розташуванням планів.

На фіг.3З зображена векторна діаграма визначення швидкості кінця лопаті повітряного гвинта.

Геометрична сума лінійної швидкості кінця лопаті гвинта і його поступальної швидкості(максимальної швидкості польоту літака) не повинна перевищувати швидкості звука. У противному випадку відбудеться зрив повітряного потоку і різко знизиться тяга гвинтів. Для обертового на місці повітряного гвинта діаметром О :- 2м і з числом обертів П - 2300об/хв лінійна швидкість кінця лопаті буде дорівнювати: ми- ЛО ВІЖЕСЕВОЮ о ододм/с 60 (510)

Для літака з максимальною швидкістю польоту Мп - 750км/год або 208,З3м/с, геометрична швидкість гвинта М; відповідно до цієї діаграми складе біля З0Ом/с, що менше швидкості звука, рівної 341 м/с.

На фіг.4, 5 і 6 зображено відповідно вид збоку, зверху і з переду запропонованої конструкції літака з розташуванням несучої системи в штатній ситуації польоту, посадки і зльоту.

На фіг.7 зображене положення гратчастого крила і стабілізатора в позаштатній ситуації.

Керування польотом здійснюється в такий спосіб: 1. У штатній ситуації(при наявності аеродромів із твердим покриттям і злітно-посадковими смугами необхідної довжини) керування літаком у польоті, при зльоті і посадці здійснюється з використанням традиційних органів керування(див. фіг.4, 5 і 6), у тому числі руля поворотів 5, руля висоти 6 і елеронів 7.

При цьому гратчасте крило 8 знаходиться у вертикальному положенні з кутом установки В - О(див. фіг.7) і з мінімальним значенням кута атаки а(див. фіг.2 і 7). Поворотний стабілізатор 9 мав мінімальний кут установки у(див.фіг.7) стосовно його середнього положення. 2. В позаштатній ситуації(при відсутності аеродромів, при вимушеній посадці в аварійних випадках на непідготовлений грунт, малогабаритні майданчики, водойми, сніжний покров і т. п.(керування літаком здійснюється в такий спосіб): 1. При посадці.

З метою зменшення посадкової швидкості пілот зменшує тягу гвинтівішляхом зменшення кута установки лопатей або обертів двигунів) і одночасно включає систему плавного повороту гратчастого крила. Поворот останнього здійснюється автоматично й убік, протилежний курсу польоту, без істотних витрат бортової енергії завдяки зміщенню центра тиску крила в бік його носка. При цьому зі збільшенням кута установки р зростає також кут атаки планів, що складе «а ж В(див. фіг.7), що, у свою чергу, дозволить компенсувати попереднє зменшення підіймальної сили від зниження швидкості польоту, а також викличе збільшення лобового опору крила. Остання обставина дозволить додатково погасити посадкову швидкість.

Потім усі перераховані операції знову повторюються аж до настання моменту відмови від реагування руля висоти на повітряний потік, що його омивав. З цього моменту пілот зобов'язаний негайно переключитися на забезпечення повздовжньої сталості літака шляхом постійного, аж до посадки, регулювання необхідного кута установки у поворотного стабілізатора 9У(див. фіг.4, 5 і 7) за допомогою спеціального важеля з тягою або тросовим приводом. При цьому поперечна сталість літака і курс його польоту як і раніше забезпечуються елеронами 7(див. фіг.4, 5 і 6) і рулем поворотів 5(див.фіг.4 і 5), керування якими здійснюється від штурвалу. 2. При зльоті.

У випадку суперкороткого зльоту керування польотом літака здійснюється тими ж органами керування, що і при посадці в позаштатній ситуації, але в зворотньому порядку, починаючи з установки максимального кута гратчастого крила В. При цьому здійснюється контроль за недопущенням диффирента літака аж до досягнення ним швидкості, при якій почне спрацьовувати традиційна схема керування польотом від штурвала і педалей і наступить саморегулювання сталості польоту завдяки зростанню інтесивності повітряного потоку, що діє на неповоротний стабілізатор 12 і кіль 13(див. фіг.4, 5 і 6).

У випадку відсутності або відмови механізованого приводу для повернення крила в початкове вертикальне положення, що воно займає в крейсерському польоті, тобто при куту його установки ВД - 0, суперкороткий і подальший політ повинні здійснюватись, як правило, на максимальному куті атаків планів ар і тільки з метою перегону літака в район і з наявністю умов для штатного зльоту. Після перельоту крило повинно бути ручним засобом встановлено у вертикальне положення(В - 0) і застопорено для здійснення короткого зльоту, техніка керування яким описана раніше(див. розділ 1).

Запропонована конструкція літального апарата перспективна при використанні її в таких областях як зв'язок, санітарна і пожежна авіація, сільське, лісове і рибне господарство. Але особливо вона ефективна для палубних літаків і гідролітаків, а також для вантажопасажирських літаків, призначених для малого і середнього бізнесу, і при експлуатації їх на внутрішньодержавних лініях в умовах відсутності аеродромів.

Високе розташування двигунів(а з цієї причини і крила) викликано необхідністю з'єднання їх поперечною трансмісією для спільної роботи з метою забезпечення безпеки польотів у випадку відмови одного з двигунів 10. При цьому третій двигун 2 постійно задіяний в роботу в якості маршового, а тому він не є зайвим баластом.

Недоліком даної конструкції літака є необхідність використання в ній гратчастого крила, що Володіє низькою аеродинамічною якістю, що погіршує планувальні властивості літака. Однак зазначений недолік не є визначальним з урахуванням цілого ряду позитивних характеристик, властивим гратчастим крилам.

Яд - пане з 1 - пишна о, -- ких щ- - 4 | р щщ

Ї я - Рогу й-- щ 1 Е: й Фіг.2 и я й

Фіг

Ма ї -60 Я да рирті 001004 Мре ЗО ! снмлаИс ! о гово Мп

Фіг.3 до яв, М 86.

КІ / ТАКИ х / ї учи є

У і сала м й ли ними птн | | и й Кг -ь3а т дня нин фени сет

ФігА і й

ПИ 7 кл є К 4 ЕН і І чн ко; - ШИН /7жк-- и НН гля - ши е ще го з

Я скани ! те - шоодво ОМ тн -- в,

А т й нн ЧК

ТЙ 7 ях

І Й І ке

Фіг 5

93 мн в тю 8

Е р. декан зеааінсанння ни

Щ В и ра ра

Кк м шо ИКх и У дені о с МИ ЕК поки! б

Ер

Фіг.б я ! 45 М у їй Ше не і і Ж Год аа и НІ Це го

У че кто ме й пиши ЧЕ» й с і; Кк : -ї пом

ОГЕДу

Фіг.7

Claims (1)

1. Літак з коротким зльотом і посадкою, що містить крило, яке розташоване в зоні, що обдувається повітряними гвинтами, який відрізняється тим, що крило виконано поворотним і гратчастим, а кіль літака оснащений поворотним стабілізатором, при цьому вони змонтовані з можливістю зміни в польоті кутів їх установки та обдуву несучих планів 1 керуючих польотом аеродинамічних поверхонь примусовим потоком повітря постійного напрямку від гвинтів, що закріплені на валах неповоротних маршових двигунів.