Многоцелевой транспортный самолёт
MULTIPURPOSE TRANSPORT AIRCRAFT

Область техники
Изобретение относится к авиации, а именно к транспортным самолетам в частности к конструкциям хвостового оперения самолета.
Современные требования, предъявляемые к транспортной авиации, предъявляют повышенные требования к управляемости при совершении маневров на различных режимах полета самолета. Задача обеспечения управляемости связана с эффективной работой аэродинамических поверхностей в частности хвостового оперения.Предлагаемое техническое решение выполнено в виде двухкилевого хвостового оперения с расположенными под углом к продольной оси фюзеляжа килями с целью снижения влияния на него расположенного спереди крыла большого размаха.
Уровень техники
Известен транспортный самолет 3 М-Т (А.А. Брук, К.Г. Удалов, С.Г. Смирнов “Иллюстративная энциклопедия самолетов ЭМЗ им. В.М. Мясищева” М.: Авиа Пресс, 1999, с.248). В известном решении хвостовое оперение выполнено в виде расположенных под углом к горизонтальной плоскости стабилизаторов, на которых наклонно установлены кили с рулями направления. Такая конструкция позволяет избежать влияние затененности хвостового оперения расположенным спереди крылом большого размаха из-за срывов потока воздуха.
При таком выполнении хвостового оперения расположенные на стабилизаторе кили создают при развороте моменты, приводящие к крену самолета, направленные в противоположную развороту сторону. Необходимость компенсации паразитных моментов приводит к переразмеренности органов поперечного управления.
Известен самолет (пат РФ №217489, https://new.fips.ru/registers-doc-view/fips.servlet), в котором хвостовое оперение выполнено в виде двух килей, разнесенных по ширине фюзеляжа в сторону от продольной вертикальной плоскости самолета и установленных под углом к указанной вертикальной плоскости самолета. При этом угол установки каждого киля от вертикальной плоскости составляет от 1° до 2°.
Данной конструкции присущи те же недостатки, что и перечисленные выше известного объекта.
Наиболее близким к заявленному решению является легкий турбовинтовой самолет АН 28, выполненный по схеме подкосный высокоплан с двухкилевым вертикальным оперением. Кили вертикального оперения закреплены на концах стабилизатора и повернуты на угол 2°к плоскости симметрии самолета для снижения влияния воздушного потока, создаваемого при работе винтов двигателей самолета. При этом угол отклонения обоих килей направлен в одну сторону от плоскости симметрии самолета.
Недостатком прототипа является невозможность устранения влияния скоса потока воздуха, возникающего на хвостовом оперении при его перетекании на концах крыла с нижней поверхности крыла на верхнюю. При этом на килях создается индуктивное сопротивление снижающее аэродинамические характеристики самолета.
Технической проблемой, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является улучшение аэродинамических характеристик самолета на всех этапах полета путем обеспечения оптимального углового положения килей вертикального оперения.
Раскрытие сущности изобретения
Технический результат, достигаемый при использовании заявляемого решения, заключается в обеспечении оптимальных условий обтекания профиля килей воздушным потоком.
Данный технический результат достигается тем, что: в одном варианте кили вертикального оперения установлены под углом 1,8°÷ 3,5° передней кромкой килей от плоскости симметрии самолета, а в другом варианте рули направления отклонены от начального положения на угол 3,5°÷ 8° задней кромкой рулей к плоскости симметрии самолета.
Краткое описание чертежей
Сущность предлагаемого устройства поясняется нижеследующим описанием и прилагаемыми графическими материалами, на которых показано:
на фиг.1 - общий вид самолета;
на фиг.2 - схема обтекания хвостового оперения с учетом скоса потока за крылом и схема отклонения килей хвостового оперения;
на фиг.3 - схема отклонения рулей направления;
на фиг.4 - экспериментальная зависимость влияния угла установки килей на величину аэродинамического качества;
на фиг.5 - экспериментальная зависимость влияния угла отклонения рулей направления на величину аэродинамического качества;
где:
1. Фюзеляж;
2. Крыло;
3. Двигатели;
4. Горизонтальное оперение;
5. Кили вертикального оперения;
6. Рули направления.
На фиг.1 приведен общий вид самолета, включающего фюзеляж 1, крыло 2, выполненное по схеме высокоплан, двигатели 3, установленные в зализах крыла с фюзеляжем, горизонтальное оперение 4, на концах которого установлено двухкилевое вертикальное оперение 5 с рулями направления 6.
На фиг.2 показана схема обтекания хвостового оперения с учетом скоса потока за крылом 1, а также схема отклонения килей 5 хвостового оперения.
На фиг.3 показана схема отклонения задних кромок рулей направления 6.
На фиг.4 приведена экспериментальная зависимость влияния угла установки килей 5 на величину приращения аэродинамического качества.
На фиг.5 показана экспериментальная зависимость влияния угла отклонения задних кромок рулей направления 6 на величину приращения аэродинамического качества.
Осуществление изобретения
Устройство работает следующим образом.
При перетекании потока воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю, на концах крыла образуются вихри, которые создают в районе хвостового оперения скос потока (фиг.2).
У самолетов двухкилевой схемы с разнесенными на концах горизонтального оперения килями, установленными параллельно оси симметрии, горизонтальная составляющая скоса потока создает на килях индуктивное сопротивление, снижающее аэродинамические характеристики самолета.
В варианте, при котором кили вертикального оперения установлены таким образом, чтобы угол их установки был равен углу скоса потока (то есть местный угол атаки килей бы равен или близок к нулю), составляющая индуктивного сопротивления килей будет близка к нулю. Что приведет к уменьшению лобового сопротивления самолета в целом и к увеличению его аэродинамического качества.
Аналогичный эффект будет наблюдаться при изначальном симметричном отклонении задних кромок рулей направления в сторону оси симметрии самолета.
В первом варианте угол установки килей выбирается в диапазоне 1,8°÷ 3,5°. При этом кили устанавливаются передней кромкой килей от плоскости симметрии самолета (фиг.2).
Во втором варианте, для обеспечения оптимального обтекания профиля килей воздушным потоком задние кромки рулей направления в начальном (взлетном) положении отклоняются на угол 3,5°÷ 8° к плоскости симметрии самолета (фиг.3). Это положение рулей сохраняется при полете прямом направлении. При изменении курса самолета поворот рулей осуществляется в ту или иную сторону от этого отклоненного положения.
При этом в обоих вариантах благодаря указанным отличительным признакам достигается заявленный технический результат, а именно обеспечение оптимального обтекания профиля килей вертикального оперения воздушным потоком.
На фиг.4 и фиг.5 приведены экспериментальные характеристики, иллюстрирующие приращение аэродинамического качества самолета при различных вариантах установки вертикального оперения.
Из приведенных на фиг.4 и фиг.5 графиков следует, что угол установки килей вертикального оперения оказывает значительно большее влияние на приращение аэродинамического качества самолета, чем отклонение задних кромок рулей направления.
Предлагаемое устройство позволяет улучшить аэродинамические характеристики самолета на всех режимах полета, тем самым позволяет решить задачу расширения эксплуатационных возможностей самолета за счет обеспечения технического результата.
.
При реализации устройства заявленная совокупность существенных признаков позволяет решить задачу расширения эксплуатационных возможностей самолета за счет повышения аэродинамических характеристик самолета