САМОЛЁТ НОРМАЛЬНОЙ СХЕМЫ

Полезная модель относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам тяжелее воздуха. Преимущественная область применения предлагаемой полезной модели - пассажирские или военно-транспортные самолеты.
Уровень техники
Известен патент US 2011/0180672 A1, 2011 г, «Самолет с компоновкой, защищенной от сваливания, и нормальными характеристиками устойчивости». Самолет общего назначения имеет крыло прямой стреловидности с острой передней кромкой, и стабилизатор с закругленной передней кромкой. Обе несущих поверхности создают положительную подъемную силу. При превышении самолетом назначенного предельного угла атаки на крыле благодаря острой кромке происходит срыв потока и уменьшение подъемной силы, а подъемная сила стабилизатора не меняется, за счет этого появляется пикирующий момент, который уменьшает угол атаки самолета. Целью изобретения является защита самолета от сваливания. Однако острая передняя кромка ухудшает характеристики профиля и крыла и приводит к снижению аэродинамического качества на крейсерском режиме и не улучшает взлетно-посадочные характеристики самолета.
Известен патент SU 1828630 A3 "Самолет нормальной схемы", содержащий фюзеляж, силовую установку, крыло с механизацией и хвостовое оперение, отличающийся тем, что с целью увеличения подъемной силы на режимах взлета и посадки при выпущенной механизации крыла с сохранением статической устойчивости центр масс расположен на расстоянии 0…30% САХ от координаты точки приложения приращения подъемной силы при выпущенной механизации, где САХ - средняя аэродинамическая хорда крыла.
При этом, как следует из описания, самолет должен быть статически устойчив, что снижает максимально достигаемое аэродинамическое качество в крейсерской конфигурации, поскольку известно, что балансировочные потери качества тем больше, чем больше статическая устойчивость и, соответственно, более переднее положение центра масс (ЦМ) самолета, а неустойчивость позволяет его повысить (фиг.1.).
3
A
ymax
2
Известна заявка на изобретение 95120691/11 "Самолет", содержащий фюзеляж, силовую установку, крыло с механизацией, хвостовое вертикальное и горизонтальное оперение и шасси, отличающийся тем, что точка приложения Fприращения подъемной силы крыла от выпущенной механизации находится в пределах 0…0,3 средней аэродинамической хорды b крыла впереди центра масс самолета, а горизонтальное оперение (ГО) выполнено с удлинением, обеспечивающим значения его максимального коэффициента подъемной силы C и производной коэффициента подъемной силы по углу атаки  в пределах ±20% от значений соответствующих коэффициентов для крыла, при этом площадь ГО S, необходимо для обеспечения заданной величины производной продольного момента по углу атаки  определяется по следующей формуле:
,
1
2
где: S, S - площадь крыла и горизонтального оперения соответственно;
,  - производные коэффициентов подъемной силы по углу атаки для крыла и горизонтального оперения соответственно;
,  - относительные величины плеч крыла и горизонтального оперения соответственно.
ymax
В данной заявке расчет площади ГО выполняется только исходя из обеспечения заданной величины производной продольного момента по углу атаки , то есть заданной степени статической устойчивости самолета, что не обеспечивает оптимальности ни по величине аэродинамического качества в крейсерском полете, ни по величине C на режимах взлета и посадки.
2
Технический результат, на достижение которого направлена полезная модель, заключается в повышении аэродинамического качества самолета на крейсерских режимах полета, что позволит снизить расход топлива, например, дальнемагистрального самолета, и увеличении коэффициента подъемной силы самолета на режимах взлета и посадки, что позволит уменьшить скорости и дистанции взлета и посадки. Для этого выбор величин относительной площади  и удлинения λ ГО производится исходя из двух условий: обеспечения заданной степени продольной статической устойчивости при заданном положении ЦМ и обеспечения максимальной величины подъемной силы самолета при выпущенной механизации при данной площади ГО.
3
A
q
Для достижения названного технического результата в предлагаемой полезной модели у самолета «нормальной» схемы, содержащего фюзеляж, силовую установку, крыло с механизацией, хвостовое вертикальное и горизонтальное оперение (ГО) и шасси, точка F - приложение приращения подъемной силы крыла от выпущенной механизации - находится в пределах 0…0,3 средней аэродинамической хорды b крыла впереди центра масс (ЦМ) самолета, относительную площадь ГО рассчитывают из условия обеспечения балансировки самолета при полностью выпущенной механизации крыла и угле атаки крыла, соответствующем максимально допустимому в данной конфигурации, с учетом уменьшения скоростного напора k перед ГО, по формуле:
где:  коэффициент подъемной силы крыла при убранной механизации, соответствующий максимально допустимому углу атаки крыла при отрыве от ВПП или касании ВПП на посадке при выпущенной механизации;
- коэффициент подъемной силы ГО, равный максимально допустимому значению для ГО как несущей поверхности с учетом запаса;
m1
- коэффициент дополнительной подъемной силы крыла при выпущенной механизации, соответствующий максимально допустимому углу атаки крыла α при отрыве от ВПП или касании ВПП на посадке при выпущенной механизации;
- относительное расстояние от ЦМ до точки приложения дополнительной подъемной силы крыла при выпущенной механизации;
,  - относительные расстояния от ЦМ до точки приложения подъемной силы крыла при убранной механизации и ГО соответственно;
q
k - коэффициент торможения потока (уменьшения скоростного напора) перед ГО;
- относительная площадь горизонтального оперения;
1
S- площадь крыла;
2
S - площадь горизонтального оперения;
2
а необходимую величину удлинения ГО λ определяют по величине производной коэффициента подъемной силы ГО по углу атаки ГО , которую рассчитывают из условия обеспечения требуемой величины производной продольного момента по углу атаки  при заданном положении ЦМ и с учетом коэффициента торможения потока по формуле:
где: ,  - производные коэффициентов подъемной силы по углу атаки крыла и горизонтального оперения соответственно;
α
ε - производная скоса потока перед горизонтальным оперением по углу атаки самолета;
- необходимая величина производной продольного момента по углу атаки при заданном положении ЦМ самолета;
,  - относительные расстояния от ЦМ до аэродинамического фокуса крыла и горизонтального оперения соответственно.
2
При этом допускается статическая неустойчивость самолета. Затем по зависимости  выбирают необходимое удлинение ГО λ.
Таким образом, параметры горизонтального оперения самолета - площадь и удлинение - выбирают из условий:
- обеспечения заданной степени продольной статической устойчивости при заданном положении ЦМ;
- обеспечения максимальной величины подъемной силы самолета при выпущенной механизации при данной площади ГО.
Предлагаемая полезная модель поясняется чертежами.
- на фиг.1 показана зависимость аэродинамического качества самолета от коэффициента подъемной силы и положения ЦМ (запаса статической устойчивости);
- на фиг.2 схематично изображен общий вид предложенного самолета, на котором указаны основные функциональные элементы, точки, схема сил, действующих на него, где:
1 - фюзеляж самолета;
2 - силовая установка;
3 - крыло;
4 - механизация (закрылок или щиток-закрылок);
5 - вертикальное оперение;
6 - горизонтальное оперение.
G - вес самолета;
Ц.М. - центр масс самолета;
1
D - центр давления крыла при убранной механизации;
2
D - центр давления ГО;
На этой фигуре представлена схема плеч (расстояний от точек приложения сил до ЦМ) и сил, действующих на самолет на крейсерском режиме.
1
2
Y, Y - подъемные силы крыла и ГО;
d1
d2
l, l - расстояние от ЦМ до точки приложения подъемной силы крыла при убранной механизации и ГО.
- на фиг.3 представлена схема плеч и сил для расчета величины коэффициента , где:
1
F - аэродинамический "фокус" крыла по углу атаки крыла;
2
F- аэродинамический "фокус" ГО по углу атаки ГО;
1
2
ΔY, ΔY - приращение подъемной силы крыла и ГО по углу атаки;
f1
l - расстояние от ЦМ до аэродинамического фокуса крыла;
f2
l - расстояние от ЦМ до аэродинамического фокуса ГО;
- на фиг.4 представлена схема плеч и сил, действующих на самолет при выпущенной механизации крыла на режиме взлета или посадки, где:
G - вес самолета;
Ц.М. - центр масс самолета;
1
D - центр давления крыла при убранной механизации;
2
D - центр давления ГО;
1
Y - подъемная сила крыла;
2
Y - подъемная сила ГО;
3
Y - приращение подъемной силы крыла при выпущенной механизации;
d1
l - расстояние от ЦМ до точки приложения подъемной силы крыла при убранной механизации;
d2
l - расстояние от ЦМ до точки приложения подъемной силы горизонтального оперения;
f3
l - расстояние от ЦМ до точки приложения приращения подъемной силы крыла при выпущенной механизации.
- на фиг.5 представлен график экспериментальной зависимости коэффициента  несущей поверхности от отношения , где λ - удлинение, а χ - стреловидность; по которому вычисляется удлинение ГО по величине коэффициента
- на фиг.6 представлена схема относительных плеч сил самолета для примера расчета параметров ГО по предлагаемому алгоритму.
Ц.М. - центр масс самолета;
1
F - аэродинамический "фокус" крыла по углу атаки крыла;
2
F - аэродинамический "фокус" ГО по углу атаки ГО;
3
F - аэродинамический "фокус" крыла по отклонению механизации (точка приложения приращения подъемной силы от выпуска механизации).
1
D - центр давления крыла при убранной механизации;
2
D - центр давления ГО.
Осуществление полезной модели.
3
A
Самолет содержит фюзеляж 1, силовую установку 2, крыло 3, элемент механизации 4, хвостовое вертикальное 5 и горизонтальное 6 оперение (ГО) и шасси 7, (см. фиг.2). Элемент механизации соединен конструктивно с крылом и находится в убранном положении, когда самолет находится на любом режиме полета, кроме взлета и посадки. Компоновку его осуществляют таким образом, чтобы точка F приложения приращения подъемной силы крыла от выпущенной механизации 4, находилась в пределах 0…0,3 средней аэродинамической хорды b крыла впереди центра масс (ЦМ) самолета. Это достигается соответствующим распределением весов самолетного оборудования, топлива и полезного груза. Однако площадь и удлинение горизонтального оперения 6 самолета выбираются таким образом, чтобы обеспечить заданную степень продольной статической устойчивости при заданном положении ЦМ и максимальную величину подъемной силы самолета при выпущенной механизации для данной площади ГО.
A
Благодаря тому, что диапазон положений ЦМ расположен на 45…70% b, ГО создает положительную подъемную силу и на крейсерских режимах, что приводит к росту аэродинамического качества K. Пример влияния положения ЦМ на величину K показан на фиг.1.
Уравнения для выбора параметров ГО имеют следующий вид:
- обеспечение заданной степени продольной статической устойчивости  (фиг.3):
;
- уравнение балансировки на режиме взлета или посадки (фиг.4):
;
где:
m1
- коэффициент подъемной силы крыла при убранной механизации, соответствующий максимально допустимому углу атаки крыла α при отрыве от ВПП или касании ВПП на посадке при выпущенной механизации;
- коэффициент подъемной силы ГО, равный максимально допустимому значению для ГО, как несущей поверхности, с учетом запаса;
m1
- коэффициент дополнительной подъемной силы крыла при выпущенной механизации, соответствующий максимально допустимому углу атаки крыла α при отрыве от ВПП или касании ВПП на посадке при выпущенной механизации;
,  - относительные расстояния от ЦМ до аэродинамического фокуса крыла и горизонтального оперения соответственно;
,  - относительные расстояния от ЦМ до точки приложения
подъемной силы крыла при убранной механизации и ГО соответственно;
,  - производные коэффициентов подъемной силы по углу атаки крыла
и горизонтального оперения соответственно;
α
ε - производная скоса потока перед горизонтальным оперением по углу атаки самолета;
- требуемая величина производной продольного момента по углу атаки при заданном положении ЦМ самолета.
q
k - коэффициент торможения потока (уменьшения скоростного напора) перед ГО;
- относительная площадь горизонтального оперения.
y2m
Из уравнения балансировки получаем формулу (1) для расчета относительной площади ГО на режиме взлета или посадки. В этом случае c берется равным максимально допустимому значению для ГО, как несущей поверхности, с учетом запаса.
2
Из уравнения обеспечения заданной степени продольной статической устойчивости получаем формулу (2) для расчета необходимой величины  ГО. По величине , с помощью известной зависимости  (фиг.5.) находим величину удлинения ГО λ.
При большой отрицательной величине  (большой степени статической устойчивости) потребная величина  может получиться слишком большой: либо потребуется очень большое удлинение ГО, что приведет к его большому весу и сложности изготовления, либо вообще окажется практически нереализуемой. В этом случае необходимо увеличить значение  для уменьшения . Для упрощения выбора можно по формуле (2) построить график зависимости , на котором выбирается точка с наиболее приемлемым в данном случае сочетанием значений  и .
1
2
3
3
3
2
2
На всех режимах полета, в том числе при взлете и посадке, силовая установка 2 создает необходимую тягу для создания крылом 3 подъемной силы Y, горизонтальное оперение создает подъемную силу Y, сумма моментов этих сил относительно ЦМ равна нулю. Для увеличения коэффициента подъемной силы крыла 3 выпускается элемент механизации 4. Вследствие этого на крыле 3 в точке F возникает приращение подъемной силы крыла Y. Для компенсации момента от силы Y подъемную силу горизонтального оперения необходимо увеличить на ΔY, например, посредством отклонения руля высоты. Сила Y всегда направлена вертикально вверх, следовательно, общий коэффициент подъемной силы самолета увеличивается (см. фиг.3), что приводит также к росту аэродинамического качества K.
y2m
2
Для того, чтобы увеличение подъемной силы на взлете или посадке было максимально возможным при данной площади ГО, надо площадь ГО рассчитать по формуле (1) со значением c, равным максимально допустимому значению для ГО как аэродинамической поверхности с учетом запаса. Необходимую величину коэффициента , рассчитывают по формуле (2), и затем по зависимости  (фиг.5) определяют необходимое удлинение ГО λ. При этом допускается статическая неустойчивость самолета.
Пример расчета
Рассчитаем необходимые параметры ГО для упрощенного случая, пренебрегая влиянием фюзеляжа. Примем для крыла и ГО следующие исходные аэродинамические данные:
<img file="00000053.tif" he="8" wi="17" img-content="undefined" img-format="tif" />;
ε<sup>α</sup>=0.3;
c<sub>y1m</sub>=1.1;
c<sub>y3</sub>=1.1;
c<sub>y2m</sub>=1.1;
<img file="00000054.tif" he="7" wi="24" img-content="undefined" img-format="tif" />;
Для плеч примем следующие значения (фиг.6):
<img file="00000055.tif" he="7" wi="19" img-content="undefined" img-format="tif" />;
<img file="00000056.tif" he="7" wi="17" img-content="undefined" img-format="tif" />;
<img file="00000057.tif" he="7" wi="17" img-content="undefined" img-format="tif" />;
<img file="00000058.tif" he="7" wi="16" img-content="undefined" img-format="tif" />;
<img file="00000059.tif" he="7" wi="17" img-content="undefined" img-format="tif" />;
k<sub>q</sub>=0.9.
ymax
Рассчитаем параметры , и  ГО так, чтобы обеспечить максимальное значение коэффициента подъемной силы C самолета на режимах взлета или посадки:
;
.
Полученная величина  оказалась слишком большой для практической реализации, поэтому примем, что самолет будет статически неустойчив, примем новую величину . Рассчитаем новое значение :
,
что является приемлемым результатом: , то есть ГО будет иметь такое же удлинение, как и крыло (при такой же стреловидности).
Таким образом, заявленная полезная модель при тех же параметрах крыла (площади, типе взлетно-посадочной механизации) и указанным образом выбранных параметрах ГО позволит получить увеличение аэродинамического качества самолета на крейсерских режимах полета и максимально возможную при данной площади ГО величину коэффициента подъемной силы самолета на режимах взлета и посадки.