ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Изобретение относится к области моделирования высокоскоростных пилотируемых летательных аппаратов гражданского назначения.

Известен летательный аппарат, содержащий фюзеляж с кабиной управления, треугольной формы крыло, двигатели, установленные с возвышением над крылом, хвостовое оперение, шасси [1].

Задача изобретения заключается в повышении подъемной силы и управляемости, расширении модельного ряда высокоскоростных летательных аппаратов.

Технический результат достигается тем, что летательный аппарат, содержащий фюзеляж с кабиной управления, треугольной формы крыло, двигатели, установленные с возвышением над крылом, хвостовое оперение, шасси, имеет расположенное над фюзеляжем основное крыло, заостренная часть которого прикреплена к фюзеляжу клиновидной стойкой, и расположенные под фюзеляжем крыло-консоль для удерживания хвостовых шасси и носовое крыло с рулями высоты. Основное крыло имеет поворотные клапаны для аэродинамического торможения. Киль хвостового оперения имеет полость для размещения топливного бака.

На фиг.1 изображен летательный аппарат, вид сбоку; на фиг.2 - вид на фиг.1 сверху; на фиг.3 - вид на фиг.1 по A, на фиг.4 изображено сечение фиг.1 по B-B.

Летательный аппарат, например самолет (фиг.1-3), содержит фюзеляж 1 с кабиной управления 2, закрепленное сверху на фюзеляже треугольной формы основное крыло 3, двигатели 4, установленные с возвышением над основным крылом по обе стороны от киля 5 хвостового оперения 6, имеющего рули высоты 7 и руль направления 8, колесное шасси 9.

Фюзеляж имеет протяженную обтекаемую овальную (прямоугольную со скругленными углами) в поперечном сечении форму.

Основное крыло выполнено тонким V-образным. Заостренная его часть прикреплена к фюзеляжу клиновидной стойкой 10 (фиг.1 и 2) с образованием между ними воздушного пространства. Угол α наклона крыла к горизонтали (угол XOZ, фиг.1) составляет 2-4°. Угол β уклона крыла по отношению к вертикальной осевой линии Y-Y₁ (фиг.4) составляет 86-88°. Широкая часть основного крыла содержит закрылки 11, элероны 12 и лежащие в плоскости крыла поворотные на оси 13 клапаны 14 аэродинамического торможения с участками m и n. Площадь участка m, имеющего возможность поворота вниз на угол 90°, больше площади участка n, имеющего возможность поворота вверх на тот же угол.

Двигатели (прямоточные воздушно-реактивные, турбореактивные) расположены вдоль (параллельно) осевой линии X-X₁ (фиг.2). Число двигателей 2 (4).

Снизу к фюзеляжу прикреплено короткое крыло-консоль 15 (фиг.1 и 3) для крепления задних пар колес шасси (в режиме полета колеса убираются в крыло-консоль или в фюзеляж). Крыло-консоль имеет традиционный (Н.Е. Жуковского) профиль без элеронов, закрылок и других элементов, влияющих на изменение положения летательного аппарата (самолета) при полете. Угол γ уклона крыла-консоли по отношению к вертикальной осевой линии Y-Y₁ (фиг.4) составляет 90-94°.

Также снизу к фюзеляжу прикреплено короткое традиционного профиля (аналогичное крылу-консоли) носовое крыло 16 с дополнительными (по отношению к хвостовому оперению) рулями 17 высоты (фиг.1 и 2). Переднее колесное шасси в режиме полета летательного аппарата убирается в фюзеляж.

Киль хвостового оперения (фиг.1) имеет полость 18 для размещения топливных баков 19 (дополнительно к основным, располагаемым, например, в хвостовой части фюзеляжа) или иных емкостей.

При изготовлении модели высокоскоростного летательного аппарата (самолета, фиг.1-3) используют сплавы титана, алюминия, а в двигательной (силовой) установке - жаростойкие сплавы. Технологический процесс изготовления модели включает следующие операции.

1. Изготавливают фюзеляж 1 в виде жесткого каркаса с обшивкой. К фюзеляжу прикрепляют кабину управления 2.

2. Изготавливают треугольной формы V-образное основное несущее крыло 3 с закрылками 11, элеронами 12 и поворотными на осях 13 клапанами 14 аэродинамического торможения. Угол β уклона крыла по отношению к вертикальной осевой линии Y-Y₁ (фиг.4) принимают в пределах 86-88°, например 86°. Участки m и n клапана аэродинамического торможения располагают в плоскости крыла.

Изготовленное крыло устанавливают на фюзеляж так, чтобы его заостренная часть опиралась на клиновидную стойку 10 (фиг.1 и 2). Аэродинамическое назначение клиновидной стойки состоит в том, что она рассекает набегающий воздушный поток, направляя его под широкую часть крыла. При этом угол α наклона крыла к горизонтали (угол XOZ, фиг.1) принимают в зависимости от крейсерской (до звуковой, сверхзвуковой) скорости летательного аппарата, например 4°. Затем по осевой линии X-X₁ на крыло устанавливают с опорой на фюзеляж киль 5 хвостового оперения 6, а по обе стороны от него - двигатели 4. Двигатели устанавливают с возвышением над крылом (для исключения контакта газовых струй с верхней его поверхностью).

3. При изготовлении хвостового оперения, имеющего рули 7 высоты и руль 8 направления, в полости 18 киля устанавливают топливный бак (баки) 19. Размещение дополнительного топливного бака в полости киля увеличивает общую массу топлива в летательном аппарате.

4. Изготавливают крыло-консоль 15 (фиг.1 и 3), несущее задние пары колес шасси 9. Крыло-консоль прикрепляют снизу к фюзеляжу. Угол γ уклона крыла-консоли по отношению к вертикальной осевой линии Y-Y₁ (фиг.4) принимают в пределах 90-94°, например 90°. Аэродинамическое назначение крыла-консоли состоит в том, чтобы компенсировать массу шасси в условиях полета (шасси убираются в крыло-консоль или в фюзеляж) модели.

5. Изготавливают и прикрепляют к фюзеляжу снизу носовое крыло 16, имеющее рули 17 высоты (фиг.1 и 2). Носовое крыло имеет тот же аэродинамический профиль, размер и угол γ уклона, что и крыло-консоль. Аэродинамическое назначение носового крыла состоит в повышении управляемости летательного аппарата, например, в возможности увеличения угла атаки до 10-15° за счет совместной и одновременной работы всех рулей высоты. Под фюзеляжем устанавливают переднее шасси.

Затем осуществляют сборку летательного аппарата.

В условиях полета модели с такими крыльями создается подъемная сила. Дополнительная подъемная сила образуется за счет разрежения воздуха над основным крылом вследствие отбора воздуха со стороны всасывающих отверстий двигателей. Другим источником возникновения дополнительной подъемной силы является нависающая над фюзеляжем заостренная часть крыла. Участки m и n клапана аэродинамического торможения вследствие разницы площадей удерживаются в плоскости крыла за счет положительного (снизу) и отрицательного (сверху) давлений воздуха. Поворот клапана на 90° выполняют после приземления летательного аппарата, уменьшая тем самым, его пробег по взлетно-посадочной полосе.

Изобретение позволяет повышать подъемную силу летательного аппарата, его управляемость, а раздельное изготовление фюзеляжа и крыльев ускоряет процесс его сборки.

Источник информации

1. Политехнический словарь. Гл. ред. И.И. Артоболевский. - М.: Советская энциклопедия, 1976. - С.25; 328; 435-436; 551.