[1]Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования интегральных конструкций самолетов разного типа и назначения.
[2]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).
[3]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.
[4]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.
[5]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.
[6]Суть предложения поясняется чертежами.
[7]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.
[8]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.
[9]Стреловидность базового крыла не менее χ=30°. Стреловидность наплыва χнаплыва не менее 45° Максимальная толщина профиля до 16%.
[10]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 χго=30°, а стреловидность трапеции 14 всегда на 4-5° больше.
[11]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».
[12]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.
[13]На фиг.5 приведены экспериментальные данные, полученные при испытаниях моделей в аэродинамической трубе, которые подтверждают заявляемые преимущества предлагаемого решения.
[14]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).
[15]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.
[16]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.
[17]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.
[18]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.
