Летательный аппарат Область техники

Изобретение имеет отношение к летательным аппаратам (ЛА) и каса- ется в частности самолетов.

Предшествующий уровень техники

Большинство современных самолетов выполнено по «нормальной» аэ- родинамической схеме, у которой горизонтальное оперение (ГО) распо- ложено позади крыла. У самолетов «нормальной» аэродинамической схемы на взлетно-посадочных режимах полета подъемная сила на ГО направлена вниз (отрицательна). Крыло получается «переразмеренным» (его подъемная сила больше веса самолета). Это приводит к увеличению веса крыла и его аэродинамического сопротивления, а, следовательно, к уменьшению аэродинамического качества самолета. В крейсерском по- лете у самолетов «нормальной» аэродинамической схемы подъемная си- ла на ГО может быть и положительной (направлена вверх), но она зна- чительно меньше максимальной, которую могло бы создавать ГО.

В аэродинамической схеме «утка» подъемная сила на переднем гори- зонтальном оперении (ПГО) на всех режимах полета направлена вверх (положительна), что позволяет уменьшить площадь и вес крыла и его аэродинамическое сопротивление, а, следовательно, увеличить аэроди- намическое качество самолета. Однако, из-за неблагоприятного (в аэро- динамическом отношении - из-за скоса потока за ПГО) влияния ПГО на крыло, выигрыш в увеличение аэродинамического качества самолета оказывается невелик.

Для увеличения аэродинамического качества самолета аэродинамиче- ской схемы «утка» необходимо стремится к минимальной относитель- ной площади ПГО, находящегося на максимальном возможных горизон- тальном и вертикального расстояниях от крыла и под наименьшим углом установки относительно крыла.

Для обеспечения продольной статической устойчивости самолета аэ- родинамической схемы «утка» необходимо выполнить требование «пра- вила продольного V» - угол атаки передней несущей поверхности (ПГО) должен быть больше угла атаки задней несущей поверхности (крыла). Однако, соблюдение «правила продольного V» предрасполагает к преж- девременному (относительно крыла) срыву потока с ПГО при увеличе- нии угла атаки. Этот недостаток аэродинамической схемы «утка», из- вестный как тенденция к опусканию носа («клевку»), в особенности на взлетно-посадочных режимах полета, привел к тому, что эта схема, ши- роко применявшаяся в начале развития авиации, впоследствии практи- чески не использовалась. (Егер СМ. Проектирование самолетов. М.: Машиностроение, 1983, с.103, [1]).

Наиболее близким к заявляемому изобретению является любой само- лет аэродинамической схемы «утка».

Недостатки аэродинамической схемы «утка»: неодновременный срыв потока на ПГО и крыле приводит к опасности самопроизвольного опус- кания носа («клевку»), что опасно на взлетно-посадочных режимах по- лета; неблагоприятное (в аэродинамическом отношении - из-за скоса потока за ПГО) влияния ПГО на крыло, что уменьшает аэродинамиче- ское качество самолета. Раскрытие изобретения

Задачей заявляемого изобретения является устранение недостатков прототипа.

Очевидно, если такая задача может быть решена, то это "неочевидное" решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техни- ки, поскольку у прототипа она не решена.

Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его испол- нения, имеет следующие общие с прототипом существенные признаки: летательный аппарат имеет, центральный корпус, например, выполнен- ный в виде балки, крыло, прикрепленное к вышеуказанному централь- ному корпусу, переднее горизонтальное оперение (выполненное с воз- можностью создания положительной подъемной силы), тянущий воз- душный винт, прикрепленный к переднему концу вышеуказанного цен- трального корпуса перед крылом.

Отличительными от прототипа существенными признаками являются: вал вышеуказанного тянущего воздушного винта выполнен полым, име- ется передний корпус, например, выполненный в виде балки, задний ко- нец которого проходит через вышеуказанный полый вал тянущего воз- душного винта, при этом, вышеуказанный передний корпус выполнен или в виде единой детали или состоит из нескольких деталей, задний конец вышеуказанного переднего корпуса прикреплен к переднему кон- цу вышеуказанного центрального корпуса, вышеуказанное переднее го- ризонтальное оперение прикреплено к переднему концу вышеуказанно- го переднего корпуса перед вышеуказанным тянущим воздушным вин- том, размах вышеуказанного переднего горизонтального оперения меньше, чем диаметр вышеуказанного тянущего воздушного винта, вы- [неуказанное переднее горизонтальное оперение выполнено цельно- поворотным и треугольной формы в плане.

Таким образом, заявляемый летательный аппарат выполнен по аэроди- намической схеме «утка». При этом, у него ПГО установлено перед тя- нущим воздушный винтом, а размах ПГО меньше, чем диаметр тянуще- го воздушного винта. В этом случае ПГО не будет отрицательно влиять (в аэродинамическом отношении) на крыло (или же это влияние значи- тельно ослабнет), так как скошенный поток от ПГО проходит через плоскость вращения тянущего воздушного винта. Все это повысит аэро- динамическое качество самолета. Выполнение у заявляемого изобрете- ния ПГО треугольной формы в плане позволяет иметь у него критиче- ский угол атаки ПГО больше, чем у крыла, что предотвращает срыв по- тока с ПГО и опускание носа самолета, что повышает безопасность по- лета самолета, в особенности на взлетно-посадочных режимах полета.

Краткое описание фигур чертежей

На ФИГ.1-^-3 показан один из возможных вариантов исполнения заяв- ляемого изобретения, где обозначено: 1 и 2 - левая и правая консоли крыла, соответственно; 3 и 4 - элероны; 5 - центральный корпус; 6 - пе- редний корпус; 7 - цельно-поворотное ПГО; 8 и 9 - двухкилевое верти- кальное оперение; 1 1— руль направления; 12 - колесо основной опоры шасси; 13 - колесо передней опоры шасси; 14 - рычаг управления; 15 и 16 - педали управления; 17 - сидение пилота; 18 -тянущий воздушный винт; 19 - поршневой двигатель внутреннего сгорания; 20 - стакан; 21— фланец; 22 - ось; 23 - кронштейн; 24 - ведомый шкив; 25 - ведущий шкив; 26 - вал; 27 - стакан; 28 и 29 - подшипники; 30 - три конических приводных ремня; 31 - болт ввертной; 32 - болты; 33 - гайки; 34 - бол- ты; 35 - гайки; 36 и 37 - гайки; 38 - тяга управления. На ФИГ.1 стрел- кой с надписью Н.П. показано направление полета самолета. На ФИГ.2 пунктирной линией показан вариант исполнения цельно-поворотного ПГО 7 с центральным наплывом треугольной формы в плане.

На ФИГ.1 показан вид слева летательного аппарата. Показано место выносного вида А.

На ФИГ.2 показан вид сверху летательного аппарата.

На ФИГ.З показан выносной вид А в виде сечения.

Варианты осуществление изобретения

Заявляемый самолет, в одном из возможных вариантов его исполне- ния, представляет собой следующее. Самолет выполнен по аэродинами- ческой схеме «утка». Имеются консоли 1 и 2 крыла (с небольшим углом прямой стреловидности -15°) большого удлинения, прикрепленные к заднему концу неподвижного центрального корпуса 5, выполненного в виде балки (например, выполненного в виде трубы). На концах консолей 1 и 2 крыла имеются элероны 3 и 4, соответственно. На концах консолей 1 и 2 крыла расположено двухкилевое вертикальное оперение 9 и 8, со- ответственно, с рулями направления 10 (расположен на вертикальном оперении 8 и на фигурах не показан) и 1 1. Имеется неподвижный перед- ний корпус 6, например, выполненный в виде балка (например, выпол- ненный в виде трубы), к переднему концу которого шарнирно прикреп- лено цельно-поворотное ПГО 7 малого удлинения, а к заднему концу которого прикреплен стакан 20. Стакан 20 прикреплен к заднему концу переднего корпуса 6 посредством заклепок (на фигурах не показаны) (но может быть прикреплен и любым иным приемлемым способом). Цель- но-поворотное ПГО 7 выполнено треугольной формы в плане, с углом стреловидности по передней кромке ~45° (но может быть и с централ ь- ным наплывом треугольной (или любой иной) формы в плане - вариант с центральным наплывом на ФИГ.2 показан пунктирными линиями). Имеется тянущий воздушный винт 18 (например, неизменяемого шага - но может быть и изменяемого шага), расположенный перед консолями I и 2 крыла, но после цельно-поворотного ПГО 7. При этом, цельно- поворотное ПГО 7 имеет меньший размах, чем величина диаметра тя- нущего воздушного винта 18. Вал тянущего воздушного винта 18 вы- полнен полым (выполнен в виде ведомого шкива 24, установленного на двух подшипниках 28 на неподвижной оси 22). Тянущий воздушный винт 18 прикреплен к ведомому шкиву 24 посредством болтового со- единения (болтов 32 и гаек 33 - на фигурах показаны только два болта и две гайки, а остальные не показаны). Ось 22 имеет на своем переднем конце конический участок, которым она сопрягается с коническим уча- стком фланца 21, и цилиндрический участок с резьбой. Фланец 21 кре- пится на оси 22 гайкой 36. Фланец 21 зафиксирован в азимутальном по- ложении относительно оси 22 посредством шпонки (на фигурах не пока- зана). Однако, фланец 21 может быть зафиксирован в азимутальном по- ложении относительно оси 22 любым иным приемлемым образом. Фла- нец 21 прикреплен к стакану 20 посредством болтового соединения (болтов 34 и гаек 35 - на фигурах показаны только два болта и две гай- ки, а остальные не показаны).

Ось 22 имеет на своем заднем конце конический участок, которым она сопрягается с коническим участком кронштейна 23, и цилиндрический участок с резьбой. Кронштейн 23 неподвижно прикреплен к переднему концу центрального корпуса 5 посредством заклепок (на фигурах не по- казаны) (но может быть прикреплен и любым иным приемлемым обра- зом). Ось 22 закреплена на кронштейне 23 посредством гайки 37. Ось 22 зафиксирована в азимутальном положении относительно кронштейна 23 посредством шпонки (на фигурах не показана). Однако, ось 22 может быть зафиксирована в азимутальном положении относительно крон- штейна 23 любым иным приемлемым образом.

Через ось 22, которая выполнена полой, проходит тяга управления 38 цельно-поворотным 11ГО 7. Ручка управления 14 соединена, посредст- вом проводки управления, с цельно-поворотным ПГО 7 и с элеронами 3 и 4. Педали управления 15 и 16 соединены, посредством проводки управления, с рулями направления 10 и 1 1. Проводка управления (за ис- ключением тяги управления 38) на фигурах не показана.

Имеется ведущий шкив 25, соединенный тремя коническими привод- ными ремнями 30 с ведомым шкивом 24. Ведущий шкив 25 установлен на подшипниках 29 (на фигуре показан только один подшипник) на валу 26. Ведущий шкив 25 закреплен на валу 26 посредством ввертного болта 31. Ведущий шкив 25 зафиксирован в азимутальном положении относи- тельно вала 26 посредством шпонки (на фигурах не показана). Однако, ведущий шкив 25 может быть зафиксирован в азимутальном положении относительно вала 26 любым иным приемлемым образом. Вал 26, про- ходящий внутри центрального корпуса 5, соединен с поршневым двига- телем внутреннего сгорания 19. Поршневой двигатель внутреннего сго- рания 19 прикреплен к заднему концу центрального корпуса 5 (но может быть расположен в любом ином приемлемом месте). Подшипники 29 за- креплены в стакане 27, который неподвижно прикреплен посредством заклепок (на фигуре не показаны) к переднему концу центрального кор- пуса 5. Однако, стакан 27 может быть прикреплен к переднему концу центрального корпуса 5 любым иным приемлемым образом.

Самолет имеет колеса основной опоры шасси 12 (на фигурах показано только одно колесо) и колесо передней опоры шасси 13. Стойки опор шасси на фигурах не показаны (например, они могут быть выполнены в виде труб).

Имеется сидение для пилота 17, выполненное в виде седла (например, по типу седла на мотоцикле), закрепленное на верхней стороне цен- трального корпуса 5, ближе к его заднему концу. В полете пилот сидит в седле 17 верхом на центральном корпусе 5 (как мотоциклист сидит на мотоцикле). В полете пилот пристегнут к седлу 17 ремнями безопасно- сти (на фигурах не показаны).

Как известно, тянущий воздушный винт, так или иначе, оказывает влияние на обтекание крыла - это неизбежно.

Расположение в заявляемом изобретении цельно-поворотного ПГО 7 перед тянущим воздушным винтом 18 (при меньшем размахе цельно- поворотного ПГО 7, по сравнению с величиной диаметра тянущего воз- душного винта 18) позволяет исключить (или значительно ослабить) не- благоприятное (в аэродинамическом отношении) влияние цельно- поворотного ПГО 7 на консоли 1 и 2 крыла (которое весьма значительно у традиционной аэродинамической схемы «утка»). Это будет происхо- дить потому, что у заявляемого изобретения скошенный поток от цель- но-поворотного ПГО 7 проходит через плоскость вращения тянущего воздушного винта 18, тем самым оказывая меньшее неблагоприятное влияние на обтекание консолей 1 и 2 крыла. Это позволяет повысить аэ- родинамическое качество заявляемого изобретения, по сравнению с из- вестными самолетами аэродинамической схемы «утка».

Треугольное крыло малого удлинения (как без центрального наплыва, так и с центральным наплывом) имеет следующие особенности (в том числе на малых скоростях полета - при числе Маха полета М=0,15), по сравнению с крылом большого удлинения: больший критический угол атаки (равный -30°); пологий максимум коэффициента подъемной силы по углу атаки (на протяжении углов атаки от ~18° до ~38°); меньший угол наклона прямолинейного участка кривой коэффициента подъемной силы по углу атаки. (Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов. П/р. Бюшгенса Г.С. М.: Физматлит, 1998, с.201 , рис.4.2.7 и 4.2.8, [2]).

Следовательно, использование в заявляемом изобретение цельно- поворотного ПГО треугольной формы в плане малого удлинения и кры- ла большого удлинения с малым углом стреловидности гарантирует от- сутствие срыва потока как с цельно-поворотного ПГО, так и с крыла. Это повышает безопасность заявляемого самолета на всех режимах по- лета, в том числе на взлетно-посадочных режимах. Фактически, у заяв- ляемого изобретения устранены недостатки традиционной аэродинами- ческой схемы «утка» - самопроизвольного опускания носа и неблаго- приятное влияние ПГО на крыло.

Динамическая устойчивость самолета аэродинамической схемы «ут- ка» обеспечивается, когда площадь ПГО составляет менее 10% от площади крыла (Торенбик Э. Проектирование дозвукового самолета. М.: Машиностроение. 1983, с. 68, [3]).

У известных легких самолетов ПГО крепится к носовой части фюзе- ляжа. Но из-за короткого фюзеляжа, а, следовательно, малого плеча ПГО, невозможно иметь площадь ПГО менее 10% от площади крыла.

Крепление в заявляемом изобретении цельно-поворотного ПГО к пе- реднему корпусу впереди тянущего воздушного винта позволяет иметь длину переднего корпуса, а, следовательно, плечо цельно-поворотного ПГО, нужной величины при площади ПГО менее 10% от площади кры- ла, что обеспечивает динамическую устойчивость заявляемого самолета по тангажу. У заявляемого изобретения центратьный и передний корпуса изготов- лены из труб (как рамы у мотоциклов и велосипедов), а пилот сидит верхом на седле 17 (верхом на центральном корпусе 5) - как водитель сидит на мотоцикле (или на велосипеде). Такое конструктивное испол- нение центрального и переднего корпусов и размещение пилота на са- молете позволяет у заявляемого изобретения иметь наиболее простую конструкцию самолета, что уменьшает вес конструкции и стоимость са- молета. У известных легких самолетов пилот находится в сидячем по- ложении (по типу сидения в легковом автомобиле).

Использование аэродинамической схемы «утка» с тянущим воздуш- ным винтом, и расположение пилота верхом на центральном корпусе 5 (тоесть, самолет выполнен без кабины) позволяет легко и быстро поки- дать самолет с парашютом в аварийной ситуации.

Заявляемый самолет управляется: по тангажу - посредством цельно- поворотного ПГО 7; по крену - посредством элеронов 3 и 4; по курсу - посредством рулей направления 10 и 1 1. Управление самолетом по тан- гажу и крену осуществляется ручкой управления 14, а управление по курсу - посредством педалей 15 и 16.

Выше приведен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него передний корпус 6 крепится к центральному корпусу 5 посредством нескольких деталей (стакана 20, фланца 21, оси 22 и кронштейна 23). Однако, возможно и любое иное приемлемое исполнение переднего корпуса, Например, передний корпус 6 может представлять собой еди- ную деталь, которая непосредственно крепится к центральному корпусу 5. Это не принципиально. Принципиальным является лишь то, что пе- редний корпус 6 проходит через полый вал тянущего воздушного винта 18 и крепится к центральному корпусу 5. W

1 1

Выше был рассмотрен один из возможных вариантов конкретного кон- структивного исполнения заявляемого изобретения. Возможны и другие варианты исполнения заявляемого изобретения.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него имеется закрытая пассажирская кабина (тоесть, или центральный корпус 5 выполнен в виде пассажирской кабины (фюзеляжа), или закрытая ка- бина прикреплена к центральному корпусу 5), при прочих равных усло- виях.

В заявляемом изобретении крыло может иметь любую приемлемую форму в плане: не стреловидную; стреловидную (прямой или обратной стреловидности); и др.

В заявляемом изобретении цельно-поворотное ПГО может иметь лю- бую приемлемую форму в плане: треугольную (как в рассмотренном выше варианте, с центральным наплывом или без центрального наплы- ва); стреловидную (прямой или обратной стреловидности); не стрело- видную и др.

Например, в варианте, когда ПГО выполнено не стреловидным, в цен- тральной части ПГО может иметься участок, у которого критический угол атаки меньше, чем у остальных участков ПГО (например, на задней кромке этого участка ПГО установлены закрылки). При этом, вышеука- занный центральный участок ПГО отделен от остальной части ПГО двумя продольными аэродинамическими перегородками (гребнями).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него ПГО выполнено не цельно-поворотным. В этом случае на ПГО имеются рули высоты.

В заявляемом изобретении тянущий воздушный винт может приво- диться в движение от любого источника энергии: от поршневого двига- теля внутреннего сгорания (от одного или нескольких); от турбовально- го двигателя (от одного или нескольких); от электрического двигателя (от одного или нескольких); за счет мускульной силы пилота и др.

Заявляемое изобретение (в варианте расположения ПГО перед тяну- щим воздушным винтом) может быть использовано на самолете любой размерности (одноместном, многоместном, беспилотном и др.).

Выше был рассмотрен вариант заявляемом изобретения, когда у него пилот сидит верхом на седле 17 (верхом на центральном корпусе 5) - как водитель на мотоцикле (или велосипеде). Однако, возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда самолет имеет закрытый фюзеляж, а пилот (и/или пассажиры) иначе расположен на самолете, на- пример, сидит как у известных самолетов.

В заявляемом изобретении центральный и передний корпуса могут иметь конструкцию любого приемлемого типа: балочную конструкцию (как в рассмотренном выше случае) - в виде труб и др.: ферменную кон- струкцию; и др.

В заявляемом изобретении цельно-поворотное ПГО может имеет как меньший (как в рассмотренном выше случае), так и равный (или боль- ший) размах, по сравнению с величиной диаметра тянущего воздушного винта.

В варианте исполнения заявляемого изобретения, когда пилот сидит верхом на центральном корпусе, самолет может быть выполнено как по аэродинамической схеме «утка» (как в рассмотренном выше случае), так и по «нормальной» аэродинамической схеме. Промышленная применимость

Заявляемое изобретение может быть использовано в качестве самолета любого типа (сверхзвукового, гиперзвукового, дозвукового др.) как пи- лотируемого (например, пассажирского) так и беспилотного.