СПОСОБ ТОРМОЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ДВУХКИЛЕВЫМ ВЕРТИКАЛЬНЫМ ОПЕРЕНИЕМ (ВАРИАНТЫ)

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам торможения летательных аппаратов в полете и при послепосадочном пробеге.

Известен способ торможения самолета в полете, при котором для создания дополнительного сопротивления самолета отклоняют тормозные щитки, являющиеся частью омываемой поверхности (см. “Практическая аэродинамика маневренных самолетов” под редакцией Н.М.Лысенко. Воениздат, 1977, стр. 342; патент США №2461967, 1949, класс 244-113). Недостатком данного способа является однорежимность применения, так как тормозные щитки при послепосадочном пробеге самолета с использованием тормозных колес малоэффективны.

Наиболее близким из известных технических решений к предлагаемому является способ торможения самолета, при котором отклоняют цельноповоротное горизонтальное оперение с обязательным применением ПГО (переднего горизонтального оперения) для практически необходимой в данном случае балансировки самолета (см. Патент SU №1809815 A3, класс В 64 С 9/32, 1993). Недостатком данного способа является ограниченность его использования в узком классе самолетов трехпланной схемы.

Задачей изобретения является увеличение эффективности торможения летательных аппаратов различных аэродинамических схем с двухкилевым (многокилевым) вертикальным оперением в полете и при послепосадочном пробеге за счет создания дополнительного аэродинамического сопротивления.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в способе торможения летательного аппарата, заключающемся в создании дополнительного сопротивления путем отклонения аэродинамических поверхностей:

I вариант - отклоняют кили двухкилевого вертикального оперения со схождением передних кромок так, что расстояние между передними кромками меньше, чем расстояние между задними кромками отклоняемых килей;

II вариант - отклоняют кили двухкилевого вертикального оперения со схождением задних кромок так, что расстояние между задними кромками меньше, чем расстояние между передними кромками отклоняемых килей.

На фиг.1 показана схема отклонения поворотных килей на компоновке самолета со схождением передних и задних кромок килей двухкилевого вертикального оперения.

На фиг.2 показана экспериментальная зависимость Сх_к./Сх модели летательного аппарата при различных углах поворота килей со схождением передних или задних кромок.

Способ торможения летательного аппарата заключается в отклонении килей со схождением передних или задних кромок (фиг.1).

При угле отклонения δ_п.к. = δ_з.к. = 0 кили находятся в исходном, неотклоненном положении. При отклонении правого киля на положительный угол, а левого на отрицательный угол возникает положение со схождением передних кромок (±δ_п.к.) и, наоборот, при отклонении правого киля на отрицательный угол, а левого на положительный возникает положение со схождением задних кромок килей (±δ_з.к.) - фиг.1. Указанное отклонение килей приведет к значительному дополнительному увеличению сопротивления летательного аппарата (фиг.2), где Сх_к. - сопротивление летательного аппарата при различных углах поворота килей, Сх - сопротивление модели при неотклоненных килях (δ_п.к. = δ_з.к. = 0). Отношение Сх_к./Сх указывает на превышение сопротивления при отклонении килей, как при схождении передних (±δ_п.к.), так и при схождении задних (±δ_з.к.) кромок килей, при этом величина приращения дополнительного сопротивления для обоих вариантов одинакова и зависит от угла отклонения килей (фиг.2). Соответствующим выбором угла отклонения килей можно регулировать дополнительное приращение сопротивления и обеспечить существенное увеличение эффективности торможения летательного аппарата в полете и при послепосадочном пробеге со значительным снижением дистанции пробега.

Экспериментальные исследования модели летательного аппарата показывают, что отклонение килей является эффективным средством существенного приращения сопротивления; так при отклонении килей со схождением передних (±δ_п.к.) или задних (+δ_з.к.) кромок на угол δ = 25° сопротивление модели возрастает примерно в 3 раза при малых углах атаки (α ~ 0, фиг.2). Многократное увеличение сопротивления модели указывает на высокую эффективность предложенного способа торможения.

Использование заявленного способа торможения позволяет повысить эффективность торможения летательного аппарата в полете и при послепосадочном пробеге.

Применение предложенного способа торможения совместно с тормозными колесами и тормозным парашютом дает возможность создать высокоэффективную систему торможения для послепосадочного пробега и существенного сокращения дистанции пробега самолета.

Использование предложенного способа торможения дает возможность в определенных условиях отказаться от применения тормозного парашюта и освободить занимаемые объемы для дополнительного размещения топлива или произвести конструктивную доработку хвостовой части фюзеляжа с целью улучшения ее обтекания, что позволит улучшить летно-технические характеристики самолета.