Результат интеллектуальной деятельности: УЧЕБНЫЙ САМОЛЕТ

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к авиации, а именно к самолетам, преимущественно винтомоторным монопланам, предназначенным для первоначальной подготовки летного состава и тренировки пилотов.

Самолеты предназначены для первоначальной подготовки летного состава и тренировки пилотов - то есть учебные и учебно-тренировочные самолеты должны иметь высокие маневренные и пилотажные характеристики, а также обладать повышенной устойчивостью на всех углах атаки, включая за критические. Вывод из штопора должен обеспечиваться стандартными или упрощенными методами, доступными, в том числе, пилотам первоначального уровня летной подготовки.

Уровень техники

Известен учебно-тренировочный моноплан «Як-54М» и его экспортная модификация «Як- 52» («Самолет «Як-54». Руководство по летной эксплуатации», М, изд. «Авма-медиа», 2005, Драч Д.К.), предназначенные для подготовки летчиков-спортсменов, обучения высшему пилотажу и участия в соревнованиях по самолетному спорту. Для вывода самолета из штопора пилот «Як-54М» и «Як- 52» должен обладать достаточно высокой летной квалификацией.

Из уровня техники известен учебно-тренировочный моноплан по патенту РФ на изобретение №2100251, МПК В64С 1/00, опубл. 27.12.1997, решающий задачу повышения безопасности пилотирования на режимах сваливания и штопора и повышения боковой устойчивости и управляемости. Поперечное сечение хвостовой части фюзеляжа по патенту РФ №2100251 выполнено в виде овала с большой осью в вертикальной плоскости и плавно переходит сверху в вертикальное оперение. Движителем самолета являются турбореактивные двигатели. Надежный вывод из штопора обеспечивается средствами автоматики.

Ближайшим аналогом патентуемого изобретения является учебно-тренировочный самолет первоначальной подготовки по патенту РФ на полезную модель №45361, МПК В64С 1/00, опубл. 10.05.2005. Самолет по патенту №45361 также, как и заявленный учебный самолет, содержит тянущий воздушно-винтовой движитель, шасси, механизированное крыло и фюзеляж, включающий кабину экипажа, снабженную фонарем, сопряженным с гаргротом, и хвостовую часть, несущую горизонтальное и вертикальное оперение с рулями соответственно высоты и направления, а также органы управления движителем, механизацией крыла и рулями горизонтального и вертикального оперения. Известный из патента №45361 самолет предназначен, в частности, для обучения выполнению штопора и выводу из него, однако известному патенту присущ существенный недостаток: устойчивость самолета на сверхкритических углах атаки недостаточна, а вывод из штопора на указанных углах атаки возможен только специальным методом пилотирования самолета в сочетании со специальной подготовкой пилота, что не соответствует требованиям к самолетам первоначального уровня обучения пилотов, которые должны обеспечивать возможность вывода из штопора стандартным методом.

Сущность изобретения

Целью предлагаемого изобретения является создание учебного самолета, в котором обеспечивается возможность вывода из штопора стандартным методом.

Стандартный метод вывода самолета из штопора заключается в отклонении руля направления против штопора, а затем (с некоторой задержкой, необходимой для того, чтобы созданное отклонением руля направления внутреннее скольжение успело уменьшить угловую скорость авторотации самолета) и руля высоты - также против штопора (вниз) (см. стр. 25 учебного пособия Ульяновского высшего авиационного училища гражданской авиации (институт) «Штопор самолета», Ульяновск 2004, Интернет http://venec.ulstu.ru/lib/disk/2014/Behtir_3.pdf).

Технический результат, достигаемый предлагаемым учебным самолетом, заключается в повышении устойчивости и демпфирования самолета вплоть до сверхкритических углов атаки.

Другим техническим результатом предлагаемого изобретения является предотвращение возможности непреднамеренного входа в штопор, а также облегчение вывода самолета из штопора.

Указанные технические результаты достигаются за счет того, что в учебном самолете, содержащем тянущий воздушно-винтовой движитель, шасси, механизированное крыло и фюзеляж, включающий кабину экипажа, снабженную фонарем, сопряженным с гаргротом, и хвостовую часть, несущую горизонтальное и вертикальное оперение с рулями соответственно высоты и направления, а также органы управления движителем, шасси, механизацией крыла и рулями высоты и направления, согласно изобретению поперечные сечения фюзеляжа на участке с гаргротом, плавно переходящего сверху в вертикальное оперение, выполнены в форме симметричных каплеобразных профилей большой толщины, сужающихся от нижней части профиля к его верхней части с убывающей в сторону вертикального оперения высотой профилей при возрастающей кривизне их нижней и верхней частей.

Для решения поставленной задачи оптимальным является отношение кривизны верхних и нижних участков поперечных сечений хвостовой части фюзеляжа, переходящей в верхней части фюзеляжа в вертикальное оперение, находящейся в диапазоне от до .

Краткое описание чертежей

В дальнейшем изобретение поясняется конкретными примерами его выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображены:

на фиг. 1 - вид сверху предлагаемого самолета;

на фиг. 2 - вид сбоку предлагаемого самолета;

на фиг. 3 - сечение «I» фиг. 2;

на фиг. 4 - сечение «II» фиг. 2;

на фиг. 5 - сечение «III» фиг. 2.

Осуществление изобретения

Заявленный учебный самолет содержит (см. фиг. 1) тянущий воздушно-винтовой движитель (1) и механизированное крыло (2). Крыло (2) механизировано элеронами (3), закрылками (4) и другими органами аэродинамического управления (не показаны).

Фюзеляж включает в себя кабину экипажа, снабженную фонарем (5). Фонарь (5) сопряжен с гаргротом (6). Хвостовая часть фюзеляжа несет горизонтальное (7) и вертикальное (8) оперение с рулями (9) высоты и рулем (10) направления.

Самолет содержит трехопорное шасси - переднее шасси (11) и основное шасси (12).

Органы управления (показаны) включают в себя органы управления движителем, шасси, механизацией крыла и рулями горизонтального и вертикального оперения.

Поперечные сечения фюзеляжа (фиг. 3, 4 и 5) на участке с гаргротом (6) плавно переходят сверху в вертикальное оперение (8). Поперечные сечения выполнены в форме симметричных каплеобразных профилей большой толщины. Профили сужаются от нижней части к верхней части. Высота профилей убывает в сторону вертикального оперения (8) при возрастающей кривизне их нижней и верхней частей. Оптимальное отношение кривизны верхней и нижней частей профиля, переходящего сверху в вертикальное оперение, находится в диапазоне от до что

подтверждается проведенными испытаниями (Российская Федерация, Министерство промышленности и энергетики, Федеральное агентство по промышленности, Федеральное государственное унитарное предприятие «Сибирский научно-исследовательский институт авиации имени С.А. Чаплыгина» (ФГУП «СибНИА им. С.А. Чаплыгина»), отчет о научно-исследовательской работе «Исследование эффективности механизации крыла модели самолета «Як- 52» в аэродинамической трубе Т-203», 2007. ЦАГИ, 2014: «Испытание модели на свободный штопор в аэродинамической трубе ЦАГИ Т-105»). По результатам испытаний получено существенное улучшение штопорных характеристик, и, как следствие, получено решение поставленной задачи повышения устойчивости и демпфирования самолета вплоть до сверхкритических углов атаки с целью недопущения непреднамеренного входа в штопор и облегчения вывода самолета из штопора за счет оптимального отношение кривизны верхней и нижней частей профиля фюзеляжа, переходящего в верхней части в вертикальное оперение. Получено оптимальное соотношение верхней и нижней частей указанного профиля фюзеляжа - кривизны - находящейся в диапазоне от до

В режиме штопора самолет вращается относительно осей X и Y. Чем меньше угловая скорость вращения относительно оси Y, тем технически благоприятнее возможность вывода самолета из штопора.

Эффективность демпфирования по угловой скорости вращения относительно оси Y при штопоре в значительной степени определяется эффективностью вертикального оперения. Эффективность вертикального оперения и, как следствие, штопорные характеристики самолета в значительной степени зависят от того, охвачена ли какая-то часть

вертикального оперения зоной отрыва потока с кромок горизонтального оперения и с верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа.

Если зоной отрыва потока охвачена значительная часть вертикального оперения, эффективность его резко снижается, демпфирование по угловой скорости вращения относительно оси Y отсутствует и угловая скорость вращения относительно оси Y существенно возрастает, вследствие чего вывод самолета из штопора становится проблематичным.

Придание поперечным сечениям фюзеляжа перед вертикальным оперением (8) формы, согласно настоящему описанию изобретения и фиг. 3, 4 и 5, уменьшает при штопоре (с углами атаки 50°÷70° и более) зону отрыва потока на верхней поверхности фюзеляжа перед вертикальным оперением (8). Соответственно, уменьшается затенение вертикального оперения (8), обеспечивается его эффективность с демпфированием по угловой скорости вращения самолета относительно оси Y и тем самым достигается решение поставленной задачи - повышение устойчивости самолета вплоть до сверхкритических углов атаки с недопущением непреднамеренного входа самолета в штопор и облегчения вывода из него.