UA77018C2 - Aircraft - Google Patents

Description

атаки (кутах між літаком і напрямком набігаючого до крил з перекриванням його носовим ребром повітряного потоку у будь-який момент). задніх ребер крил для підтримання бокової стабі-

Легко зрозуміти, що в таких польотних умовах льності. для надійного забезпечення просторової орієнтації Саме така конструкція дозволяє створити по- літальний апарат має бути дуже стабільним і легко дібний до учбово-тренувального літак з високими керованим пілотом. льотно-технічними та експлуатаційними характе-

Цю стабільність забезпечують, використовую- ристиками. чи спеціальне автоматичне обладнання, здатне Ця компоновка включає двомоторну форму створювати сили і моменти, потрібні для протидії виконання літака та відрізняється наявністю ряду небажаним ситуаціям у польоті. вельми специфічних конструктивних елементів.

В той час, як стабільність літака по осі тангажа Сполучена з двомісною кабіною (тандем) із можна контролювати, оптимізуючи запас статичної взаємопов'язаними органами керування носова стабільності та час подвоєння амплітуди, бокову частина, яка має суттєво круглий змінний переріз, нестабільність (по осям крена та рискання) при відрізняється малим відносним подовженням та великих кутах атаки може бути важко контролюва- оптимізована для польотів на великих кутах атаки. ти навіть з використанням сучасних систем керу- У цю частину можна легко вбудувати радар для вання польотами. бойового літака.

Отже виникає необхідність максимального Форма і розміри носової частини оптимізовані підвищення бокової стабільності літака при вели- для зниження вихрового впливу на аеродинамічні ких кутах атаки для забезпечення керованості та характеристики літака на середніх і великих кутах маневреності літака, а також для уникнення втрати атаки. Згадані характеристики дозволяють змен- стабільності та входження у штопор. шити поздовжню асиметрію при великих кутах ата-

Раніше, особливо останнім часом, мали місце ки, типову для носової частини круглого або еліп- спроби модифікування аеродинамічної форми тичного перерізу. фюзеляжу та інших частин літака. Досі ці спроби Крім того, профіль крила відрізняється від ста- не дали позитивних результатів. ндартних тим, що він спроможний вписатись у сис-

Тому у рамках зазначених вище вимог, однією тему, здатну мінімізувати ефекти бафтингу, харак- із задач винаходу є вирішення згаданих вище про- терні для крил з малим відносним подовженням і блем і, зокрема, проблеми, що стосується ство- тонким профілем змінної кривизни. рення літака з поліпшеними аеродинамічними ха- Аеродинамічна схема включає також пристрій рактеристиками, здатної оптимізувати поведінку для керування вихорами на напливі крила по пе- літака, особливо під час польоту на великих кутах редньому ребру, розміри якого забезпечують си- атаки. метричність відриву цих вихорів на середніх і ве-

Іншою задачею винаходу є запропонувати ликих кутах атаки, оскільки симетричний відрив компоновку літака з поліпшеними аеродинамічни- вихорів сприяє боковій стабільності та керованості ми характеристиками, здатну зменшити вплив ба- літака на середніх і великих кутах атаки. фтингу, характерного для крил з малим відносним Згідно з винаходом, учбово-тренувальний лі- подовженням, тонким профілем і змінною кривиз- так має щонайменше один повітрозабірник для ною. двигуна, здатний забезпечувати льотно-технічні

Подальшою задачею винаходу є створення лі- характеристики та належну гідродинамічну взає- така з поліпшеними аеродинамічними характерис- модію з двигуном, при цьому такий літак не перед- тиками, яка б забезпечила успішне уникання втра- бачає вбудовування типового дефлектора на вер- ти бокової стабільності та негативного впливу хній губі повітрозабірника, об'єднаного з напливом потоку газів від двигуна поблизу стінки фюзеляжу крила. та горизонтального хвостового оперення на лобо- Винесення назад горизонтального хвостового вий опір, стабільність і поздовжню керованість оперення дозволяє знизити аеродинамічний лобо- літака. вий опір, що створюється хвостовою частиною

Ще однією задачею винаходу є створення лі- фюзеляжу, а також оптимізувати поведінку літака така з поліпшеними аеродинамічними характерис- в умовах штопору та поліпшити аеродинамічну тиками, здатну забезпечити вихід із штопора шля- компоновку літака для маневрування на великих хом загальної оптимізації поведінки літака при кутах атаки. великих кутах атаки. Решта задач і переваги запропонованої ком-

Поставлена задача вирішується тим, літаку, поновки літака будуть зрозумілі з подальшого опи- що включає оснащений крилами фюзеляж з носо- су винаходу та креслень, де на Ффіг.1 - зображена вою частиною змінного поперечного перерізу, при- запропонована компоновка літака, зокрема учбо- наймні один повітрозабірник, а також хвостове во-тренувального літака, вид збоку; на Фіг.2 - за- оперення з горизонтальним та вертикальним опе- пропонована компоновка літака, зокрема учбово- ренням, згідно винаходу, оснащений пристроєм тренувального літака, вид зверху; на Фіг.3 - запро- для керування вихорами на напливі крила по но- понована компоновка літака, зокрема учбово- совому ребру, виконаний так, щоб забезпечити тренувального літака, вид знизу; на Фіг.4 - запро- симетричний відрив вихорів, генерованих зазна- понована компоновка літака, зокрема учбово- ченим напливом крила на середніх і великих кутах тренувального літака, вид спереду; на Фіг.5 - за- атаки, при цьому вказаний пристрій взаємодіє з пропонована компоновка літака, зокрема учбово- хвостовим оперенням, в якому вертикальне та тренувального літака, вид ззаду; на Фіг.б - переріз горизонтальне хвостове оперення зміщені віднос- по лінії МІ-МІ Фіг.2; на Фіг.7 - частковий поздовжній но один одного таким чином, що кіль приєднаний переріз носової частини фюзеляжу літака; на Фіг.8

- переріз по лінії МПІ-МІЇ Фіг.7; на Фіг.9 - переріз по бути пристрій для керування вихорами на напливі лінії ІХ-ІЇХ Фіг.7; на Фіг.10 - переріз по лінії Хх-хХ крила, а допуски можуть визначатися по співвід-

Фіг.7; на Фіг.11 - переріз по лінії ХІ-ХІ Фіг.7; на ношенню між площею напливу крила та висотою

Фіг.12 - переріз по лінії ХІІ-ХІ! Фіг.7; на Фіг.13 - пе- пристрою для керування завихренням на напливі реріз по лінії ХПІ-ХІЇЇ Фіг.7; на Фіг.14 - переріз по крила. Величина цього співвідношення дорівнює лінії ХІМ-ХІМ Фіг.7; на Фіг.15 - переріз по лінії ХУ- 2,35м, а діапазон допусків становить від 410095 до

ХМ Фіг.7; на Фіг.16 - переріз по лінії ХМІ-ХМІ Фіг.7; -5095 від зазначеної величини.

Фіг.17 - переріз по лінії ХМІІ-ХМІ! Фіг.7; на Фіг.18 - Форма носової частини 52 фюзеляжу літака 10 елемент компоновки літака в аксонометрії у збі- та її розміри оптимізовані у ще більшій мірі для льшеному масштабі. зниження впливу завихрення на ній на аеродина-

На цих кресленнях літаку, зокрема учбово- мічні характеристики літака 10 при польотах на тренувальному літаку, що має компоновку з по- середніх і великих кутах атаки, при цьому згадані ліпшеною аеродинамічною якістю, надано загаль- характеристики дозволяють також знизити курсову не позначення 10. асиметрію при великих кутах атаки, типових для

Літак 10 включає фюзеляж 12 з верхньою 14 і носової частини круглого або еліптичного перерізу. нижньою 16 боковими стінками, а також закріплені Згідно з винаходом, носова частина 52 фюзе- на фюзеляжі два крила, тобто праве 18 і ліве 20 ляжу літака 10 характеризується послідовністю крила відповідно. Праве крило 18 має кінець 22, а перерізів різної геометрії, починаючи з носка 74 ліве - кінець 24. носової частини фюзеляжу до її крайки, яка злива-

Літак 10 обладнаний також рулем повороту 34, ється з носком напливу крила. встановленим на кілі 38, і горизонтальне хвостове Переважним, але не обмежуючим варіантом оперення 44 з правим 26 і лівим 28 стабілізатора- геометричної форми та послідовності перерізів між ми із кінцівками 30 і 32 відповідно. носком 74 носової частини фюзеляжу та перері-

У найкращій, але не обмежуючій формі вико- зом, що відноситься до її ділянки 76 (розташованої нання винаходу, як уже було зазначене вище, лі- приблизно на початку двомісної кабіни 54), є прос- так має двомоторну форму виконання та відповід- тий варіант, який ілюструється послідовністю пе- но оснащений двома повітрозабірниками 48 і рерізів, представленою на Фіг.8-17, з якої видно, як соплами 60 двигунів. здійснюється послідовний перехід від приблизно

У передній зоні 52 фюзеляжа, в яку для бойо- кругового перерізу носової частини фюзеляжу вого варіанта виконання літака може бути вбудо- (Фіг.8-11) до овалізованого перерізу (Фіг.12-17). ваний радар, розташована кабіна 54 для двох пі- З наведених фігур креслень можна бачити лотів 3 відповідним обладнанням, захищена зміщення носової частини 52 фюзеляжу по по- лобовим склом 62. Може бути також передбачений вздовжній осі К, від носка 74 до базового перерізу, шланг 58 для дозаправки літака 10 у повітрі. зображеного на Фіг.17. Зокрема, згідно з переваж-

Кожне з крил 18, 20 літака 10 (Фіг.2 та 3) ною формою виконання винаходу, співвідношення оснащене елероном 56 і злітно-посадочним дво- між довжиною І! носової частини 52 фюзеляжу, щілинним закрилком 64, вмонтованими у заднє починаючи з носка 74 до перерізу по лінії ХМІІ- ребро 70 крила 18, 20, а також іншими пристроями ХМІЇ, та середнім співвідношенням між величина- для оптимізації кривизни профілю крила (зависан- ми осей А і В перерізу, представленому на Ффіг.17, ня переднього ребра) 66, вмонтованими у переднє становить 1,873 з допусками 510905. ребро 68 крила. Такий профіль утворений у відпо- Структурні особливості та їхній вплив на відності до спеціальної геометрії на основі загаль- польотні умови визначаються комбінацією згада- ної агродинаміки, зазначеної у цьому опису. них вище параметрів (з урахуванням допусків,

Зокрема, згідно з винаходом, для отримання якщо вони є) і послідовністю перерізів носової час- високої аеродинамічної якості та стабільності по- тини 52 фюзеляжу від носка 74 фюзеляжу літака льоту технічні характеристики літака 10 мають 10 до базового перерізу, зображеного на Фіг.17. бути такими. На Фіг.18 більш детально показаний повітро-

Насамперед, аеродинаміка літака характери- забірник 46 двигуна, який також . справляє свій зується наявністю пристрою 72 (Фіг.1) для керу- вплив на льотно-технічні характеристики літака 10, вання вихорами на напливі крила на носовому насамперед, що стосується газодинамічної взає- ребрі при польотах на середніх та великих кутах модії з відповідним реактивним двигуном. атаки. Наплив крила з готичною формою та пло- Повітрозабірник 46 має передню крайку змін- щею до 6,495 від загальної площі крила (згідно з ного радіусу, оптимізовану у нижній частині для винаходом) забезпечує можливість створення ви- зниження спотворення повітряного потоку на вході хрової підйомної сили при польотах на великих двигуна при великих кутах атаки та у бічній частині кутах атаки, а конструкція напливу крила удоско- для зниження лобового опору, зумовленого виті- налена встановленням на його кінці вказаного канням повітря на білязвукових швидкостях. пристрою для керування вихорами на напливі кри- Зокрема середній радіус 76А передньої крайки ла, що забезпечує симетричний відрив вихорів при внутрішньої губи повітрозабірника становить 7мм польотах на великих кутах атаки при боковому при середньому радіусі 78 передньої крайки ниж- ковзанні та перешкоджає втраті бокової стабільно- ньої губи, дорівнюючому 17,5мм, і середньому сті. радіусі зовнішньої губи 80, дорівнюючому 14мм. У

Розміри пристрою 72 для керування вихорами результаті цього площа захвата повітрозабірника на напливі крила залежать від лобового розміру становить близько 0,322м2, площа його горловини напливу крила, при цьому, у будь-якому випадку, - близько 0,257м", а лобова площа двигуна - бли- чим більшим є наплив крила, тим більшим має зько 0,273м:2 (ці значення стосуються одного пові-

трозабірника). порівняно зі стандартними крилами перш за все

Повітрозабірник 46 не має дефлектора у верх- стосується радіусу КЕ переднього ребра крила ній частині кожного боку, при цьому він об'єднаний (Фіг.б), яке, як відомо з попереднього рівня техніки, з напливом крила, що обумовлено особливим мало круглу форму, а зараз отримало трикутну співвідношенням між довжиною та формою напли- форму для оптимізації положення точки загальмо- ву крила, а наплив крила фактично виконує функ- ваного потоку за наявності переднього ребра 68 і цію екрана на великих кутах атаки. "завісання переднього ребра" 66, відхилюваного

Повітрозабірник може бути оснащений двома при середніх кутах атаки. додатковими стулками (не показані), розташова- Як випливає з Фіг.б, на якій показаний переріз ними на верхній частині з'єднання між крилом 18, по лінії МІ-МІ Фіг.2 у збільшеному масштабі, кожне і фюзеляжем 12, які відкриваються під дією крило має профіль змінної кривизни як уздовж попередньо напружених пружин, вмонтованих у переднього ребра 66 ("відхилюваного переднього шарніри стулок, коли тиск у каналі повітрозабірни- ребра"), так і уздовж заднього ребра 70, поблизу ка стає нижчим за тиск на вказаному з'єднанні між елеронів 56. Ці елерони використовуються лише крилом і фюзеляжем. на білязвукових режимах, щоб зменшити кривизну

Призначенням цих стулок є зниження (в їх- профілю крила для зниження ефекту стисливості. ньому відкритому положенні) локальних кутів ата- Згідно запропонованому рішенню відносне по- ки на губах повітрозабірника 46 при великих кутах довження носового ребра 68 по хорді становить атаки за рахунок зниження масової витрати повіт- 0,36890 з допусками від 0,595 до 0,295 від номіна- ря через повітрозабірник 46. льного значення, а згідно рішенню при загальному

Однієї з властивостей літака 10, що забезпе- розмаху крил, за якого подовження переднього чують його високі льотно-технічні характеристики, ребра по хорді є застосовним, порівняно із стан- стабільність та аеродинамічну якість, є винесення дартними рішеннями, дорівнює 8,295 з допусками уперед вертикального хвостового оперення 38 від 41095 до 595 від номінального значення. відносно горизонтального хвостового оперення 44. Літак 10 відрізняється також конструкцією фю-

Це дозволяє знизити лобовий опір, що створюєть- зеляжа 12, у задню частину 16 якого вмонтовані ся задньою частиною фюзеляжу, у результаті чого сопла двигуна та який має хвостову частину 90 забезпечується оптимізація поведінки літака 10 в (Фіг.3). Таким чином, зона поблизу сопел двигунів умовах штопору та, крім того, поліпшується його має більш оптимальну конструкцію, щонайменше аеродинамічна якість при польотах на великих дозволяє знизити негативний вплив на лобовий кутах атаки. опір, а також на поздовжні стабільність та керова-

Вертикальне хвостове оперення трапецеїда- ність, який створюють потоки повітря до двигунів льної форми зв'язане з крилами та включає руль поблизу бічної стінки 12 фюзеляжу та потоки газів напрямку 34. Це означає, що переднє ребро 36 з двигунів поблизу горизонтального хвостового руля (фіг.1) перекриває задні ребра 70 крил 18, 20, оперення 44. що сприяє виходу літака із штопору та оптимізує Літак 10 відрізняється також триколісним шасі, поведінку літака 10 на великих кутах атаки. яке включає носову та головні опори. Носова опо-

Горизонтальним хвостовим оперенням трапе- ра включає опорну стійку, чотири дверцята, які цеїдальної форми керують два незалежних приво- замикають відсік, а також механізм прибирання ди, які забезпечують симетричне або асиметричне шасі у напрямку назад. відхилення рулів. Горизонтальне хвостове опе- Головна опора має механізм прибирання шасі рення оснащене шарнірною віссю 86 (Фіг.2), яка у напрямку вперед для створення місця вантажу відхиляється праворуч і ліворуч приблизно на 7,57 усередині фюзеляжу. від поперечної осі 88 для оптимізації шарнірного Згідно з винаходом, літак 10 має систему ав- моменту та моменту інерції. томатичного керування польотом ("електродиста-

Розташовані із зміщенням у поздовжньому на- нційне керування") з цифровою квадруплексною прямку горизонтальне та вертикальне оперенняя надмірністю, яка дозволяє оптимізувати льотно- можуть також характеризуватися допусками на технічні характеристики. Ця система забезпечує відношення відстані С (Фіг.1) між кінцями хорд безпеку польотів, автоматично обмежуючи польо- кореневих частин кіля та горизонтального хвосто- тні режими, які могли би створювати дискомфорт вого оперення 44, до плеча хвостового оперення, для пілотів або приводити до втрати керованості яке дорівнює 4181мм. З цього виникає, що це від- ("необтяжуюче пілотування"). ношення становить 1932/4181-0,462 з допуском З наведеної вище характеристики компоновки 1096. літака з поліпшеними аеродинамічними характе-

Отже профіль крила є модифікованим і опти- ристиками, яка є предметом винаходу, цілком зро- мізованим порівняно з крилом звичайного учбово- зумілі переваги такої компоновки. тренувального літака, що забезпечує зниження Також зрозуміло, що при використанні винахо- ефекту бафтинга, з урахуванням малого відносно- ду в компоновку літака можуть бути внесені інші го подовження крила, тонкого його профілю та зміни без виходу за межі об'єму патенту. Крім того, змінної кривизни. зрозуміло, що при здійсненні винаходу можуть

Згідно з винаходом, крило 18, 20, навпаки, має бути використані інші матеріали, форми та розміри трапецеїдальну форму та середнє відносне подо- елементів літака у відповідності до конкретних вження АК-4, а також характеризується наявністю вимог, а деякі елементи можуть бути замінені ін- зубчастого виступу 5 (фіг.2) у точці, що відповідає шими елементами, які мають ті ж самі технічні ха- 67,595 повного розмаху крила. Ця модифікація рактеристики.

в і 5 ваш ни тв не Мі шив че

Еш ау ши ШЕ Ше КЕ ш-- т Б-- пити РО СД Я фун и й «а шлК

Оу їй вче ї | Її щі я ше чо ше а ко ра що і рат Н т х і Н о. Й

Е 1 й в. му ШІ кв й в Б , / ее нк 58 и ЕВ й я. м Ши «биту. т. Зк кі як й в Й їх й - і й кине НИЙ М нд ет

В. ; я пет в! М хе 5 / ж й | Бе, 3 1 БК Й Кох І

ФІ ФІ. -.8 кі в . еру ск Ще їх й т ї М / х ж ой о де тя я ше х в ж ов оз А Її «й я анна ну Рон нн нини -Е т руту ; нт і : Ї і Порт с я. шт п р За ИН м я і й Кі - щі АС з я Ка 1 ори диня В з Не: і т р а Пане Я сефай в Ї Ї х і і З в у й й кі Из т у ! / Е я і 5 ж щ і й 5; й Я

І Н Н КЗ д і І т-е - т 18 во З Се Б х в шо саней нен но пли р й ох в

Х дій і жа кВ

Фіг. З г

1 В і ша т іл лини вд и нин НИХ свя дош я пи м ах ока зо Я ПОННИН р ДНА АК 33 А Уж і 5 ет пи - г. 5 «Фіг, в

Ж хх ХЕ ХЕ Ох мк) х | вс | як ще нин ншне

ГИ їі 115-715» з ої Ї 1 і Й ї ї Ї | Ї Кк ві | | | | 1 « ння 11709202 1 х ' т

Шишини 1 і 1 І і 7 Ж ЖЕ ЖЖ 5

Ж ву жи Ж ж

Фіг. 7

Кк ше К н- -ї- ср в 7 52 -52 фо Ф. 52 Ки

ФІГ. 8 ФІГ. 8 ФІГ. 10 ФІГ, 11 й Я- -- ж ши у Ук ил ни лиш ШИ (Х вм -е толь. -ш-

Н

-52 і 52 х ! 52 | 52 - ваш ;

ФІГ. 12 ФІГ.Я3 ФІГ. 14 ФІГ. 15 яв - У т Ка и що кА ні с - | Кк А. Я ! Й -- я х х пн нн КИ вка ; вання «У, / й і З ' Енн ! ; фон Я он ой має / я гг | Кін

ФІГ. 16 ФЕї? Фіг. їв

Комп'ютерна верстка 0. Гапоненко Підписне Тираж 26 прим.

Міністерство освіти і науки України

Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна

ДП "Український інститут промислової власності", вул. Глазунова, 1, м. Київ - 42, 01601