КРЫЛО ОБРАТНОЙ СТРЕЛОВИДНОСТИ С ПОВОРОТНОЙ ЧАСТЬЮ КОНСОЛЕЙ

Полезная модель относится к авиационной технике, а конкретно - к крыльям с изменяемым углом стреловидности, и может быть использовано в конструкции сверхзвуковых самолетов, самолетов короткого или вертикального взлета и посадки.
Известно цельноповоротное крыло обратной стреловидности (КОС), характеризующиеся тем, что каждая его консоль шарнирно закреплена корневой частью на центроплане или фюзеляже самолета. По сигналам системы управления КОС поворотные консоли могут занимать положение от перпендикулярного продольной оси самолета (χ=0°) до параллельного ей (χ=-90°) [1]. При малом значении угла стреловидности χ улучшаются несущие свойства крыла на малых скоростях полета, при больших значениях χ уменьшается сопротивление на сверхзвуковых скоростях полета. В результате самолет становится многорежимным, имеет хорошие взлетно-посадочные характеристики, высокую маневренность и высокое аэродинамическое качество на крейсерском режиме. Известно также применение цельноповоротного КОС в конструкции пилотируемого спускаемого космического аппарата [2].
Известен самолет, содержащий крыло, выполненное с участками прямой и обратной стреловидности, причем участки обратной стреловидности выполнены полноповоротными относительно горизонтальной оси самолета так, что самолет приобретает свойства классического самолета или самолета с КОС в зависимости от режима и условий полета [3]. Недостатки данного крыла заключаются в следующем. Если аэродинамические профили участков прямой и обратной стреловидности не имеют ромбовидную форму, то обтекание крыла потоком не эффективно из-за невозможности сопряжения профилей неподвижного и поворотного участков крыла. Низкая надежность устройства, т.к. при отказе в полете системы управления поворотом участка обратной стреловидности, он может занять вертикальное положение, что приведет к аварийной ситуации.
В качестве прототипа полезной модели выбрано крыло отделяемой кабины самолета, консоли которого состоят из двух частей, шарнирно соединенных относительно вертикальной оси, при этом корневые части консолей шарнирно смонтированы на конструкции кабины также относительно вертикальной оси летательного аппарата. В сложенном положении консоли обращены назад и образуют вершину и переднюю кромку главного дельтавидного крыла летательного аппарата. В случае отделения кабины от летательного аппарата обе части консоли поворачиваются вперед по потоку и выполняют функции планирующего
крыла обратной стреловидности [4].
Причиной, препятствующей достижению указанного ниже технического результата при использовании поворотного КОС, являются его малые критические скорости аэроупругой дивергенции, что требует дополнительных затрат массы для увеличения прочности и жесткости конструкции КОС. Применение композиционных материалов с определенной ориентацией волокон в конструкции обшивки КОС позволяет увеличить критическую скорость аэроупругой дивергенции, однако проблему не решает, т.к. пока не создан универсальный материал, работающий эффективно во всем диапазоне скоростей полета.
Задачей полезной модели и техническим результатом при ее использовании является увеличение критические скорости аэроупругой дивергенции КОС.
Это достигается тем, что в известном КОС, консоли которого состоят из двух частей, шарнирно соединенных относительно вертикальной оси летательного аппарата, согласно изобретению корневая часть консоли выполнена с наплывом прямой стреловидности по передней комке, жестко прикрепленным к центроплану или фюзеляжу летательного аппарата, а поворотная часть выполнена с возможностью поворота назад по потоку так, что угол стреловидности по ее передней кромке может изменяться от исходного отрицательного до положительных значений.
Полезная модель поясняется чертежами, на которых представлены: фиг.1 - вид самолета с заявленным КОС с поворотной частью консоли; фиг.2 - вариант конструктивно-силовой схемы корневой части консоли (в концевом сечении).
КОС с поворотной частью консолей может применяться как на легких маневренных, так и на тяжелых сверхзвуковых самолетах. В примере осуществления полезной модели использована схема самолета в виде интегральной трехплановой компоновки (фиг.1) содержащего фюзеляж 1 с корневым наплывом 2, крыло обратной стреловидности, переднее горизонтальное 3 и хвостовое 4 оперения, двухкилевое вертикальное оперение 5, двухдвигательную силовую установку 6, кабину пилота с фонарем 7, воздухозаборники, шасси (на схеме не показаны).
Заявленное крыло самолета имеет сложную форму в плане. Оно состоит из корневых наплывов 8 с положительной стреловидностью по передней кромке, корневой части консолей 9 с обратной стреловидностью по передней и задней кромкам, поворотной части консолей (ПЧК) 10. Корневые наплывы 8 крыла жестко закреплены на корневом наплыве 2 фюзеляжа 1. Корневая часть консоли 9 и ПЧК 10 соединены шарнирно относительно вертикальной оси самолета с помощью шарнирного узла 11 так, что при повороте ПЧК 10 ее хвостовая часть в районе бортовой нервюры задвигается внутрь корневой части консоли 9.
Геометрическая форма, соотношение размеров частей крыла, их конструктивно-силовые схемы определяются и рассчитываются по известным правилам [например, 5] в соответствии с назначением и летно-тактическими характеристиками самолета. В предпочтительном варианте угол стреловидности по передней кромке корневой части консоли 9 и поворотной части консоли 10 в неотклоненном положении а составляет минус 13-18 градусов. В отклоненном положении 6 угол стреловидности по передней кромке поворотной части консоли 10 находится в пределах от минус 13-18 до плюс 30-35 градусов, т.е. крыло может иметь участки с обратной и прямой стреловидностью. Отношение размаха поворотной части консоли к размаху крыла составляет 0,6-0,65.
Корневая часть консоли 9 выполнена по двухлонжеронной схеме со свободным внутренним объемом между ними для помещения в нем хвостовой части ПЧК 10, при этом основной лонжерон 12, размещенный в носовой части консоли, и лонжерон 13, размещенный в хвостовой части, могут иметь в поперечном сечении полуовальную форму (фиг.2). ПЧК 10 может иметь кессонную схему с двумя лонжеронами и топливными баками-отсеками. Шарнирный узел 11 расположен на основных лонжеронах корневой части консоли 9 и ПЧК 10 на расстоянии порядка 0,25 хорд, соответственно, концевого и бортового сечений указанных частей. Поворот ПЧК 10 может осуществляться электро- или гидромеханическим приводом (на чертеже не показан) по направляющей 14 с устройствами уплотнения и фиксации в требуемом положении. Для уменьшения массы крыла обшивка 15 его частей может быть выполнена в виде панелей из композиционных материалов. Механизация крыла включает предкрылки, отклоняемые носки, закрылки и элероны (для упрощения чертежа не показаны).
КОС с поворотной частью консолей работает следующим образом. В полете при угле атаки 8-10 градусов на передней кромке корневого наплыва 8 формируется вихрь, который, распространясь над верхней поверхностью корневой части консоли 9, уменьшает область отрыва потока и препятствует поперечному течению потока по крылу при увеличении угла атаки. Благодаря этому возникает дополнительная подъемная сила, уменьшается сопротивление и обеспечивается высокая устойчивость и управляемость самолета на больших углах атаки. Вместе с тем, по мере увеличения скорости полета возрастает опасность аэроупругой дивергенции КОС, возникающей в следствие того, что при изгибе это крыло закручивается на увеличение угла атаки, способствующее появлению дополнительной подъемной силы на концах крыла, которая увеличивает его изгиб, что еще больше увеличивает угол атаки и т.д. вплоть до разрушения крыла. Для предотвращения этого явления поворотная часть консоли 10 поворачивается назад по потоку на расчетные углы стреловидности по ее передней кромке в пределах от минус 13-18 градусов до плюс 30-35
градусов. При переходе в область прямой и положительной стреловидности поворотная часть консоли 10 при изгибе будет закручиваться на уменьшение угла атаки и тем самым компенсировать закрутку корневой части консоли 9 на увеличение угла атаки. При этом производная коэффициента подъемной силы по углу атаки существенно уменьшается, что отодвигает значение критической скорости аэроупругой дивергенции за пределы максимальной скорости полета самолета.
Использование полезной модели позволяет расширить режимы эксплуатации сверхзвуковых самолетов, различных по конструкции и по назначению.
Источники информации:
1. US 5984231, В 64 С 3/40, 244/46, 1999.
2. ЕР 0217507, В 64 G 1/14, 1/62, 1987.
3. RU 2241636, В 64 С 3/40, 2004.
4. US 3881671, В 64D 25/08, 244/140,1975.
5. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов: Учебник для студентов авиационных специальностей вузов. - 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1995.