Результат интеллектуальной деятельности: ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ САМОЛЕТА ИНТЕГРАЛЬНОЙ СХЕМЫ

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования интегральных конструкций самолетов разного типа и назначения.

Известны схемы интегральных самолетов, в которых применена единая конструкция фюзеляжа и крыла, которая всеми элементами воспринимает основные нагрузки. На практике интегральная конструкция применяется на самолетах, выполненных по схеме «летающее крыло», или для многорежимных боевых самолетов: отечественного Ту-160 или американского В-1, которые выбраны в качестве прототипа предлагаемого решения (см. энциклопедию «Авиация» (под редакцией Г.П.Свищева, М.: «Российские энциклопедии», 1988); В.Г.Ригмант. «Самолеты ОКБ А.Н.Туполева». - М.: Русавиа, 2001, стр.244-249).

Основной конструктивной особенностью такого самолета является то, что для интеграции крыла и фюзеляжа приходится применять в компоновке большие наплывы очень большой стреловидности, с помощью которых переходят на базовое (трапециевидное) крыло. Лонжероны и хорды, расположенные в условном корневом сечении, должны иметь большую высоту. Соответственно растет длина местных хорд.

Большие размеры корневых хорд интегрального самолета приводят к заметным особенностям поведения самолета на больших углах атаки. При появлении отрыва на наплыве резко возрастает продольный момент на кабрирование, самолет становится неустойчивым и небезопасным. Обычно применяемые формы горизонтального оперения трапециевидного вида становятся недостаточно эффективными. Требуется применить другую форму горизонтального оперения, которая имеет большую эффективность на больших углах атаки. От формы и работы горизонтального оперения на больших углах атаки в интегральных схемах зависит безопасность полетов.

Для достижения этой цели предлагается горизонтальное оперение самолета интегральной схемы суммарной площадью не менее 25% площади основного крыла, составленное из трапеций и законцовок таким образом, что базовая трапеция оперения не имеет сужения и занимает по размаху не менее 50% длины, вторая трапеция оперения имеет стреловидность по передней кромке на 4-5° больше первой трапеции, сужение η˜0,35-0,45 и образована задней кромкой без стреловидности (прямая кромка) и законцовками, размер которых составляет 20-25% местной хорды оперения, при этом корневые профили оперения расположены под положительным углом до +1,5°, а концевые профили - под отрицательным углом до -1,5° с линейным изменением угла установки промежуточных профилей, а на верхней поверхности законцовок, которые заканчиваются отгибом вниз, выполнены конусообразные сужающиеся углубления глубиной 3-5% от местной хорды.

Суть предложения поясняется чертежами.

На фиг.1 показана схема интегрального самолета. На фиг.2 - схема предлагаемого горизонтального оперения. На фиг.3 - конструктивная схема законцовки. На фиг.4 - схема закрученности промежуточных сечений горизонтального оперения. На фиг.5 - результаты продувок модели при обычной и предлагаемой схеме горизонтального оперения.

Самолет интегральной схемы 1 (фиг.1) состоит из интегрального узла 2, в который входит передняя часть с кабиной экипажа 3, фюзеляж 4, переходящий в крыло 5, состоящего из наплыва 6 и консоли 7. Самолет имеет вертикальное 8 и горизонтальное 9 оперения центроплана с рулями 10 и 11. Силовая установка состоит из двигателей 12. На самолете установлены самолетные и двигательные системы, оборудование и приборы, которые условно не показаны.

Стреловидность базового крыла не менее χ=30°. Стреловидность наплыва χ_{наплыва} не менее 45° Максимальная толщина профиля до 16%.

Горизонтальное оперение 9 (фиг.2 и 3) состоит из базовой равносторонней трапеции 13, концевой трапеции 14 и законцовок 15. Конструктивно горизонтальное оперение 9 (фиг.3) выполнено из нервюр 16, верхней обшивки 17 и нижней обшивки 18. Законцовка 15 выполнена в виде одного элемента из композиционного материала. Стреловидность трапеции 13 не менее χ_го=30°, а стреловидность трапеции 14 всегда на 4-5° больше.

Размеры законцовок выбираются в пределах области, равной 20-25% местной хорды оперения. На верхней поверхности законцовки 15 выполняется параллельное коническое сужающееся углубление «А», глубина которого «t» примерно равна 3-5% местной хорды законцовки. Концевая часть законцовки отогнута вниз на расстояние «t/2».

Для исключения срыва потока с концевых сечений оперения каждое промежуточное сечение установлено под своим углом ϕ. При этом центральное корневое сечение установлено под положительным углом, а концевые сечения - под отрицательным углом. Изменение углов закрученности сечений производится по линейному закону. Определение значений углов производится путем расчетов из условия получения Смах на предельном угле атаки.

На фиг.5 приведены экспериментальные данные, полученные при испытаниях моделей в аэродинамической трубе, которые подтверждают заявляемые преимущества предлагаемого решения.

Все режимы и этапы полета на самолете интегральной схемы выполняются без ограничений и не требуют особого мастерства на углах атаки до 4°. Но на больших углах атаки из-за отрыва потока в начале наплыва появляется значительный продольный момент, который по мере увеличения угла атаки увеличивается и становится недопустимым (на фиг.5 это обозначено как «интеграл», т.е. компоновка без ГО).

Экспериментальные и теоретические исследования показали, что причина такого явления заключается в том, что недопустимый продольный момент возникает из-за большого размера корневой хорды крыла даже при незначительном срыве потока. Интенсивность срыва возрастает по мере изменения угла атаки.

Традиционное горизонтальное оперение на углах атаки до 5-6° компенсирует эти явления, но после этого угла атаки этой компенсации становится недостаточно. Момент Mz меняет знак. Образуется т.н. «ложка», и все характеристики показывают, что самолет становится неустойчивым.

Предложение авторов позволяет существенно увеличивать моменты от горизонтального оперения. Сочетание составного сечения из двух трапеций, предлагаемая крутка сечений и форма законцовок позволяет точно дозировать величину момента на оперении и сохранять характеристики устойчивости и управляемости интегрального самолета на уровне установленных нормами летной годности. Кроме того, предложенная конструкция законцовок 15 за счет отсоса потока с верхней поверхности оперения исключают срыв на концевых сечениях оперения.

По результатам испытаний большой модели (1:20) в аэродинамической трубе установлено, что поставленная задача решена полностью и эффективно без значительных массовых затрат и применения сложных автоматических систем.