Элемент механизации верхней части летательного аппарата

Предложенное решение относится к самолетостроению и может быть использовано при конструировании летательного аппарата для создания дополнительной подъемной силы на взлетно-посадочных режимах.
Ближайшим аналогом по конструкции предлагаемого решения, является элемент механизации верхней части тяжелого истребителя Су-27, выполненный в виде тормозного щитка. На этом самолете шарнирное соединение щитка с фюзеляжем расположено в передней части щитка и щиток имеет в плане прямоугольную форму, (см. в интернете статью «Для чего на Су-27 поднимается часть фюзеляжа», ссылка https://zen.yandex.ru)
Такой же тормозной щиток для аэродинамического торможения имеет многоцелевой истребитель Су-30. (см. в интернете статью «Многоцелевой истребитель Су-30», ссылка https://militaryarms.ru)
Недостатком данного решения является то, что эта конструкция тормозного щитка не дает возможность иметь медленный горизонтальный полет и низкую посадочную скорость.
Задача предложенного решения заключается в том, чтобы аэродинамический эффект от поднятия щитка создавал прирост не только тормозящей силы лобового аэродинамического сопротивления, но и значительной дополнительной подъемной силы, которая необходима современным скоростным, тяжелым летательным аппаратам для уменьшения их взлетно-посадочной скорости. Особенно актуально это для палубной авиации.
Решение поставленной задачи обеспечивается тем, что шарнирное соединение поднимающегося щитка с верхней частью летательного аппарата расположено в задней части щитка, а самому щитку придана в плане стреловидная форма. Стреловидная форма щитка может быть выполнена с двойной стреловидностью или с плавной кривизной передних кромок щитка, что увеличит площадь щитка и создаваемую им подъемную силу. Если необходимо, чтобы при поднятии щитка прирост подъемной силы максимально превысил прирост лобового сопротивления, тогда шарнирное соединение и форма задней части щитка должны быть сконструированы таким образом, чтобы при поднятии щитка образовывалась щель для прохождения некоторой части набегающего потока воздуха, что снизит прирост лобового аэродинамического сопротивления и увеличит прирост подъемной силы.
На Фиг. 1, на которой изображена схема механизации верхней части гипотетического истребителя, где А - вид сбоку, В - фронтальный вид, С - вид сверху.
На Фиг. 1, А изображен гипотетический сверхзвуковой истребитель с поднятым в крайнее верхнее положение щитком 1. В этом положении между щитком 1 и верхней частью самолета 2 образуется щель. В закрытом нижнем положении щиток 1 плотно прилегает к верхней части летательного аппарата 2 и своей верхней частью полностью подобен форме верхней части летательного аппарата 2 в этом месте. Шарнирная ось 3 шарнирного соединения щитка 1 с верхней частью летательного аппарата 2 расположена в задней части щитка 1. Щиток 1 поднимается с помощью гидравлического привода 4 до максимального угла отклонения а относительно строительной оси 5. На Фиг. 1, В изображен фронтальный вид самолета с поднятым щитком 1 на верхней части фюзеляжа и с двумя поднятыми щитками 1,а на корневых частях консолей крыла. На Фиг. 1, С изображен вид сверху на самолет с закрытыми стреловидными щитками 1 и 1а. Пунктирной линией обозначены возможные дополнительные щитки для дополнительного увеличения подъемной силы и максимального уменьшения взлетно-посадочной скорости. Таким образом на летательном аппарате может быть установлено несколько поднимающихся стреловидных щитков. Возможна комбинация отдельно управляемых щитков с щелями, для создания максимальной подъемной силы, и щитков без щелей, для создания подъемной силы и значительного лобового сопротивления.
Предложенное устройство работает следующим образом. Критический угол атаки поднятых щитков согласно теории аэродинамики крыльев малого удлинения равен 40 градусам (см. рисунок 14. 10, страница 383, «Проектирование самолетов» 1983 год, г. Москва, «Машиностроение», авторы: С.М.. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев, А.А. Бадягин, В.Е. Ротин, Ф.И. Склянский, Н.А. Кондрашов, В.А. Киселёв, Н.А. Фомин), значит максимальный угол атаки поднятых щитков с учетом скоса потока при различной форме верхней части летательного аппарата и с учетом эксплуатационного взлетно-посадочного диапазона изменения углов атаки не должен превышать этих критических 40 градусов. То есть угол а максимального отклонения щитка кверху относительно строительной оси должен быть в пределах, примерно, 20-25, максимум, 30 градусов. Аэродинамический эффект прироста подъемной силы начинается уже при малых углах атаки приподнятых щитков и усиливается с их увеличением. К этому следует добавить то, что вихревые жгуты, сходящие с передних стреловидных кромок поднятых щитков на верхнюю часть фюзеляжа и корневых частей консолей крыла, проходят по всей их длине и создают зону низкого давления, которая дополнительно увеличивает подъемную силу и снижает сопротивление трения в этой зоне.
Щитки целесообразно расположить таким образом, чтобы они смещали общий центр давления вперед, для создания на взлетно-посадочных режимах кабрирующего момента, уравновесить который для достижения нужного угла тангажа могло бы скоординированное отклонение вниз закрылков или элевонов.
В результате этих скоординированных действий вышеперечисленных элементов управления и механизации самолета на взлетно-посадочных режимах рули высоты или элевоны будут работать уже не для создания отрицательной подъемной силы, а только для контроля точной глиссады. В сумме все эти аэродинамические выгоды позволят сделать более плавным заход на посадку и значительно сократить длину разбега и пробега летательных аппаратов.