Привет студент. России нужны самолеты вертикального взлета и посадки Примеры самолетов УВП

Большинство самолётов УВП спроектированы для работы на неподготовленных площадках, хотя некоторые, как, например, De Havilland Canada Dash 7 , требуют взлётно-посадочной полосы. Также большинство из них имеют хвостовое колесо, хотя есть и исключения, напр.: Quest Kodiak en , De Havilland Twin Otter или Peterson 260SE en . Автожиры также являются летательными аппаратами с УВП-возможностями, поскольку имеют короткий разбег при взлёте, однако приземляться они способны практически без пробега.

Потребная длина ВПП для определённого типа самолёта зависит от квадрата его скорости сваливания , следовательно, все наработки по СУВП направлены на снижение этой скорости. Большая тяговооружённость и низкое лобовое сопротивление позволяют быстро достичь отрыва при взлёте. При приземлении пробег уменьшается мощными тормозами, малой посадочной скоростью; меньше распространены реверс тяги и интерцепторы . В общем, принадлежность самолёта к классу УВП определяется наибольшей дистанцией из двух: разбега и пробега.

Не меньшее значение имеет способность самолёта избегать при взлёте и приземлении столкновений с препятствиями, например, деревьями. При взлёте этому способствует тяговооружённость и низкое лобовое сопротивление. При посадке лобовое сопротивление увеличивается применением закрылков , а также особой техники пилотирования - скольжения , когда самолёт, используя руль направления , летит слегка «лагом» (при этом курс не равен направлению полёта). Увеличившееся лобовое сопротивление позволяет выполнять крутое снижение без чрезмерного набора скорости, который привёл бы к удлинению пробега.

Обычно, самолёт УВП имеет относительно большую площадь крыла для своего веса. Крыло часто оборудовано аэродинамическими устройствами: щелевыми и выдвижными предкрылками , турбулизаторами . Как правило, разработка самолёта с отличными УВП-характеристиками ведёт к снижению предельной скорости полёта, но не к снижению коммерческой загрузки. Грузоподъёмность чрезвычайно важна для таких самолётов, ведь для многих небольших, оторванных поселений они служат единственной связью с внешним миром; север Канады или Аляски может служить тому примером.

Большинство самолётов УВП способны приземляться на неподготовленную поверхность. Привычным местом посадки являются снежные или ледовые площадки (на лыжах), луга, галечные берега рек (на особых широких авиашинах низкого давления), водная поверхность (на поплавках). Подобные участки обычно крайне коротки и загорожены холмами или высокими деревьями. Часто такие самолёты оборудуются совмещённым колёсно-лыжным либо колёсно-поплавковым шасси , что предоставляет бо́льшую свободу при выборе посадочной площадки.

Наиболее распространённый советский самолёт УВП Ан-2 имеет схему расчалочного биплана с хвостовым колесом. Пилоты свидетельствуют, что он способен поддерживать управляемый полёт на скорости 50 км/ч.

Анатомия самолёта типа STOL:
Проектирование современного самолёта с коротким взлётом и посадкой.

"Форма определяется функцией"

Мир действительно кажется сегодня меньше, большей частью благодаря авиации. Во многих из нас это вызвало интерес увидеть то, что вокруг нас, а не просто как можно быстрее домчаться до места назначения. Хотя среди любителей авиации, конечно, встречаются те, кто отдаёт предпочтение скоростным самолётам, я думаю, что большинство из нас прежде всего побуждает продолжать полёты большое эмоциональное возбуждение, удовольствие и упоение от управления своим собственным самолётом. Мы хотели бы, чтобы летательный аппарат давал нам возможность пересечь всю страну, но мы хотели бы также увидеть и посетить местность, над которой мы летим.

Популярность самолётов типа Piper Cube длилась годы и была обусловлена не только ностальгией, но и тем, что эти самолёты - отличная забава, они легко управляются, хорошо адаптированы к взлёту и посадке на травяных полях (большинство классических самолётов были разработаны в период, когда взлётно-посадочные полосы с покрытием были редки). Однако в силу их возраста, многие из этих конструкций не имеют современных усовершенствований, которые большинство из нас считает само собой разумеющимися, таких как современное электрооборудование, расположенные рядом сидения, цельнометаллическая конструкция, управляемое переднее колесо шасси и т. д. И, конечно, классические летательные аппараты становятся редкими и нуждаются в существенном техническом обслуживании, чтобы оставаться на лету.

Большей частью мы, пилоты-любители, уже сразу оказываемся там, где хотим быть, когда поднимаемся в воздух, и мы поэтому получаем больше всего удовольствия от полёта на самолёте, на котором легко и приятно летать, который предоставляет комфорт и хороший обзор и имеет низкие эксплуатационные расходы (если кого-то волнуют мили за галлон, то мы больше хотим низких почасовых эксплуатационных расходов). Когда мы летим над страной, сам процесс путешествия также важен (если не важнее), как и прибытие на место назначения. STOL (S hot T ake- O ff and L anding), самолёт с коротким взлётом и посадкой, предоставляет нам возможность посетить больше мест, особенно в труднодоступных районах, где нашей взлётно-посадочной полосой становится мир (это также является важной составляющей безопасности). При хорошей грузоподъёмности мы способны перевозить необходимый багаж (туристическое снаряжение), возможность установки поплавков даёт нам дополнительную возможность и свободу использовать самолёт на воде. И конечно, конструкция STOL предоставляет нам возможность совершать полёты буквально чуть ли не из собственного огорода. Самолёты типа STOL завоёвывают популярность среди пилотов-любителей точно так же, как когда-то внедорожники завоевали её среди автомобилистов, благодаря своей проходимости и неприхотливости.

S T O L C H 8 0 1

Сверхлёгкий самолёт короткого взлёта и посадки предоставляет лёгкую и недорогую возможность для любительских полётов, и популярность сверхлегких и легких самолётов на базе китов доказала потребность в «низком и медленном» полёте. Однако сверхлёгкие самолёты, при всей их привлекательности, имеют много ограничений: относительно низкую скорость, ограничения по скорости ветра, трудности с достижением достаточной грузоподъёмности и уровня комфорта. Вот лишь некоторые из присущих им ограничений.

Сегодня, благодаря накопленным в мировой науке на протяжении более столетия знаниям об аэродинамике, конструкционной прочности, о методах борьбы с различными нежелательными явлениями (как, например, флаттер), эргономике, а также в связи с наличием современных мощных, надёжных и лёгких двигателей почти каждый достаточно любознательный человек мог бы относительно легко изучить вышеописанную область и сконструировать лёгкий самолёт, способный перевозить от двух до четырёх человек.

Как профессиональный конструктор лёгких самолётов и инженер я сделал именно это довольно много раз. В середине восьмидесятых я решил сконструировать лёгкий кит, который соединял бы преимущества сверхлёгкого самолёта с характеристиками современного полноразмерного. Так я сконструировал STOL CH 701: Необходимо было достичь возможности максимально короткого и грубого взлёта и посадки, приемлемых крейсерских характеристик, хорошей устойчивости по отношению к боковому ветру, отличной видимости, удобства расположения экипажа (что достигалось путём расположения сидений рядом). Надёжный цельнометаллический корпус обеспечил возможность лёгкой постройки и технического обслуживания. Конструкция STOL CH 701 имела успех (более 400 самолётов типа STOL CH 701 летают в настоящее время), и я впоследствии разработал практичную четырехместную версию этого самолёта - STOL CH 801 (представленную в 1998 году). А в 2008 году, в связи с появлением новой категории «спортивный пилот» (Sport Pilot), был представлен двухместный STOL CH 750, который отличается большей кабиной, чем исходный 701- й, а также новыми возможностями для выбора двигателя.

Мои конструкции самолётов STOL иногда называли «уродливыми» из-за их непривычной формы. Но как бы там ни было, форма определяется функцией, и при внимательном изучении уникальных очертаний этих самолётов становится заметна красота, определяющая свойственные им исключительные аэродинамические и конструкционные свойства. Далее следует пояснение базовой конструктивной концепции, которую я применил при разработке моих самолётов STOL:

МОЩНОСТЬ

Увеличение мощности существующего самолёта - самый простой путь достижения возможности короткого взлёта (при достаточной мощности любой самолёт взлетит на короткой дистанции). Но это требует большего количества топлива для обеспечения требуемой продолжительности полёта и является дорогим, тяжеловесным и неэффективным решением. Такой самолёт не обеспечивает также хороший медленный полёт и грузоподъёмность из-за большего веса двигателя и топлива. Мой опыт подсказывает, что требуется от 60 до 100 лс для двухместного самолёта и от 150 до 200 лс для четырёхместного при загрузке в 1000 фунтов (около 450 кг*). Как авиаконструктор и строитель (а не производитель двигателей), я проектировал самолёт для существующих стандартных легкодоступных двигателей. Для максимальной универсальности и удержания расходов на низком уровне кит самолёта должен быть сконструирован так, чтобы он мог быть приспособлен к различным типам двигателей. Тогда владелец самолёта сможет выбирать между существующими и новыми силовыми установками.


S T O L C H 7 5 0

Чтобы отвечать своему предназначению, самолёт STOL должен иметь возможность летать на очень низких скоростях и при этом иметь достаточно хорошие крейсерские характеристики. Поэтому следующий большой вызов - сконструировать крыло с высоким коэффициентом подъёмной силы, чтобы крыло имело как можно меньшую площадь, но при этом обеспечивало максимально низкую скорость взлёта и посадки. Относительно короткое крыло делает более лёгким управление самолётом на земле, особенно вне аэродромов, при наличии наземных помех, и требуют меньше места в ангаре. При этом их легче построить и они прочнее (меньший вес при меньших размерах крыла).

Отрыв воздушного потока от крыла происходит при максимальном коэффициенте подъёмной силы, когда поток не может больше обтекать носок профиля крыла и отделяется от верхней поверхности крыла.


 Рис. 1 – Отрыв воздушного потока от поверхности крыла

Чтобы отодвинуть отрыв потока до большего значения коэффициента подъёмной силы, многие самолёты оснащаются закрылками (отклоняемыми поверхностями, укреплёнными на задней кромке крыла). Также в некоторых конструкциях используются предкрылки (укреплённые на передней кромке крыла), чтобы уменьшить скорость сваливания. Следующая диаграмма показывает эффект от использования закрылков и предкрылков для повышения коэффициента подъёмной силы крыла.


Рис. 2 – Зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки

Таким образом, коэффициент подъёмной силы может быть фактически удвоен при помощи простых приспособлений (закрылков и предкрылков), если они простираются на весь размах крыла.

ПРЕДКРЫЛКИ

Предкрылки на передней кромке крыла предотвращают сваливание до достижения порядка 30-градусов угла атаки, захватывая воздух снизу, где щелевое отверстие большое (рис.3), увеличивая скорость воздуха в сужающемся канале (эффект Вентури) и направляя этот быстрый воздух по касательной на верхнюю поверхность крыла через значительно меньшее верхнее щелевое отверстие. Такое “протягивание” воздуха вокруг передней поверхности крыла приостанавливает сваливание до много большего угла атаки и коэффициента подъёмной силы. Недостаток предкрылков состоит в том, что воздух, ускоренный в щелевом канале, требует для своего проталкивания дополнительной энергии, что означает более высокое лобовое сопротивление. Поскольку большая подъёмная сила необходима только при медленном полёте (взлёт, набор высоты, заход на посадку и приземление), конструктор подвергается искушению использовать выдвижное устройство, которое бы складывалось на больших скоростях, чтобы уменьшить лобовое сопротивление.



Рис. 3 – Предкрылки

Это может быть сделано различными способами: предкрылки могут быть смонтированы на роликовых направляющих так, что при большем угле атаки они автоматически вытягиваются потоком воздуха вокруг передней кромки крыла, а при крейсерской скорости (при меньшем угле атаки) втягиваются обратно. Это относительно простая система, несложная для конструирования, но она имеет один большой недостаток: в ветреную погоду может быть вытянут только один предкрылок, а другой останется втянутым, потенциально создавая значительную проблему для пилота, которому потребуется весь расход элеронов только для того, чтобы удержать самолёт!

Этот недостаток можно устранить, механически соединив правый и левый предкрылок, чтобы предотвратить асимметричное выдвижение. Однако создание такой конструкции сложнее и требует более сложного подхода. При этом достигаемый эффект от такой системы должен быть достаточно большим, чтобы оправдать компромисс в виде дополнительного веса самого устройства (не говоря о стоимости и сложности). Другой подход, управляемая пилотом система выдвижения предкрылков, имеет всё те же недостатки в виде веса и сложности.



Рис. 4 – Соотношение подъёмной силы и лобового сопротивления крыла с фиксированными предкрылками

Но существует простое решение: рост лобового сопротивления, созданного щелевым отверстием, зависит от объёма воздуха, проходящего через это отверстие, который различен для разных этапов полёта. При взлёте и посадке требуется максимальная подъёмная сила, а при крейсерском полёте - минимальное лобовое сопротивление. При уравнивании давления воздуха на верхней и нижней поверхности в передней части крыла, где располагаются предкрылки, в крейсерском режиме поток воздуха не проходит через щелевое отверстие, поэтому нет потерь энергии (и дополнительного лобового сопротивления). Уравнивание давления воздуха в крейсерском режиме легко достигается при помощи небольшого загиба задней кромки вверх. иллюстрирует соотношение коэффициента подъёмной силы и лобового сопротивления при такой конструкции крыла.

Приведённая диаграмма показывает, что крыло с фиксированными предкрылками и поднятой задней кромкой является оптимальным решением для медленного полёта, где необходима большая подъёмная сила, и имеет лишь незначительно увеличенное лобовое сопротивление при крейсерском полёте, являясь при этом относительно лёгким, благодаря отсутствию подвижных частей. Заметным недостатком является относительно небольшой диапазон малых сопротивлений, что означает узкий диапазон экономичных скоростей для дальнего полёта, но в общем, такая конфигурация обеспечивает самую оптимальную конструкцию крыла для самолёта типа STOL.

Таким образом, я выбрал такую фиксированную конфигурацию предкрылков для двухместного STOL CH 701 и нового четырехместного STOL CH 801. При всей своей лёгкости, крыло такой конструкции имеет очень высокий коэффициент подъёмной силы, что делает его очень надёжным, простым и экономичным элементом этих двух разработок.

Кроме того, чтобы ещё больше увеличить подъёмную силу, я использовал относительно большую хорду крыла. Большая хорда крыла в сочетании с относительно коротким размахом также даёт максимальную прочность и лёгкий вес. Дополнительно, крыло с постоянной хордой по сравнению с сужающимся более легко в постройке.

ЗАКОНЦОВКИ КРЫЛА

Я уже долгое время утверждаю, что законцовки Хорнера являются оптимальными для большинства конструкций лёгких самолётов, поскольку они повышают эффективный размах крыла на величину от 8” до более фута (20 - более 30 см*) без утяжеления конструкции. Как мы знаем, давление на нижней поверхности крыла больше, чем на верхней, эта разница в давлении и создаёт подъёмную силу, которая делает полёт возможным. У конца крыла воздух повышенного давления на нижней поверхности «чувствует» близкую область пониженного давления, на верхней поверхности, прямо за концом крыла, и устремляется туда, чтобы уравнять давление, создавая вторичный поток воздуха вокруг конца крыла, как показано внизу. Этот поток генерирует вихрь, продолжающийся позади крыла.


Рис. 5 – Вихрь у законцовки крыла

При закруглённых или прямоугольных концах крыла вихревое обтекание происходит вблизи конца крыла, как показано выше.

При загнутых вверх или вниз концах крыла вихрь выталкивается дальше от конца крыла. Загнутые вниз концы крыла часто встречаются в конструкциях самолётов STOL, но они увеличивают вес, так как должны быть “добавлены” к крылу.


Рис. 6 – Загнутые вверх и вниз законцовки крыла

Если поверхность законцовки крыла скошена под углом в 45 градусов с небольшим закруглением снизу и относительно острой кромкой вверху, поток воздуха, выходящий из под нижней поверхности, не может обогнуть острую верхнюю кромку и отталкивается в сторону.


Рис. 7 – Законцовки крыла Хорнера

Лётные качества самолёта зависят от расстояния от левого до правого концевого вихря (эффективный размах крыла), а не от фактически измеренного геометрического размаха крыла. Законцовки Хорнера обеспечивают наибольший эффективный размах для заданного геометрического размаха и веса крыла.

ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ

Так как самолёт STOL может летать на очень низких скоростях и предназначен для использования в неосвоенных районах, изобилующих препятствиями, управляемость самолёта на низких скоростях жизненно необходима. По моим наблюдениям, этот момент упущен из внимания во многих конструкциях лёгких самолётов с крылом большой подъёмной силы. Несмотря на то, что многие из этих самолётов имеют низкую скорость сваливания, пилот вынужден поддерживать значительно большую скорость, чтобы сохранить требуемую управляемость самолёта.

ЗАКРЫЛКИ, ЭЛЕРОНЫ И ФЛАПЕРОНЫ

Для решения указанной выше проблемы можно использовать флапероны - элероны, занимающие полный размах крыла, которые, кроме того, функционируют как закрылки. Использование полного размаха крыла обеспечивает флаперонам максимальную подъёмную силу, как закрылкам, и одновременно максимальную эффективность управления по крену, как элеронам. Такое совмещение функций достигается при минимальном весе конструкции посредством простого механического устройства смешанного управления.

Мы все знаем, что вблизи аэродинамической поверхности воздух замедляется из-за силы трения. Этот замедленный слой воздуха называется граничным слоем. Граничный слой становится более толстым при движении от передней кромки аэродинамической поверхности к задней. Другим фактором, влияющим на толщину граничного слоя, является так называемый эффект Рейнолдса, в силу которого, чем медленнее полёт, тем толще становится граничный слой. Сила трения и эффект Рейнолдса приводят к образованию граничного слоя толщиной примерно 0,5” (12 - 13 мм*) вблизи задней кромки крыла с хордой 4-5 футов (1,2-1,5 м*), сконструированного для полётов на низких скоростях.

Обычные закрылки или элероны, таким образом, имеют очень низкую эффективность в диапазоне отклонений 1 - 2 градуса, поскольку отклонение происходит в этом не очень активном аэродинамически граничном слое. Чтобы предотвратить снижение управляемости, флаперон можно сконструировать как отдельное маленькое крыло, движущееся вне граничного слоя собственно крыла и увлекаемого крылом потока воздуха. Такая система флаперонов (часто называемая флаперонами типа Юнкерса или щелевыми*) эффективна даже при больших углах атаки, так как расположена под крылом и поэтому продолжает получать «свежий» невозмущённый воздух, даже когда крыло находится на экстремальном угле атаки (См. ).



Рис. 8 – Граничный слой

ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ

Кроме того, поскольку крыло с высокой подъёмной силой сконструировано для полётов с необычно большим диапазоном углов атаки (до 30 градусов по сравнению с 15-17 градусами для обычного крыла), для достижения таких углов требуется дополнительное усилие, толкающее хвост вниз. Не имея возможности строить горизонтальное оперение увеличенной площади, мы оказываемся перед необходимостью придать ему большой отрицательный коэффициент подъёмной силы. Это достигается с одной стороны с помощью перевёрнутого аэродинамического профиля стабилизатора, а с другой – с помощью дополнительного эффекта Вентури (или Бернулли*). Как известно, эффект Вентури создаёт пониженное давление и более высокую скорость в сужающемся сечении. Такое сужение образуется, если передняя часть отклонённого руля высоты выступает над поверхностью стабилизатора, как показано на *.



Рис. 9 – Эффект Вентури

С одной стороны, пониженное давление увеличивает эффективность отклонения руля высоты, с другой - возросшая скорость воздушного потока снижает тенденцию к отрыву отклонённого воздушного потока от поверхности руля высоты*.

РУЛЬ НАПРАВЛЕНИЯ

В моих конструкциях самолётов STOL я использовал такой же цельноповоротный киль (руль направления), который я использовал во многих моих ранних моделях, так как он обеспечивает исключительно эффективное противодействие боковому ветру. Что касается конструкций STOL, когда скорость бокового ветра выше, чем скорость сваливания самолёта (это действительно случается), вы можете просто развернуть самолёт в сторону ветра и буквально подняться вертикально (даже развернувшись поперёк взлётной полосы)! Другое преимущество киля - он физически меньше, чем традиционное вертикальное оперение с отклоняемым рулём направления, а следовательно, легче; его легче конструировать и строить, поскольку он состоит из одной части. Он также облегчает выход из штопора за счёт большей фактически отклоняемой поверхности. Сам руль направления имеет полноценный симметричный аэродинамический профиль (а не является только плоской «доской»), что увеличивает его эффективность и расширяет её диапазон в сторону низких скоростей.

Плоскости крыла самолётов STOL плавно уменьшаются у корневой части, чтобы воздушный поток от пропеллера мог беспрепятственно обдувать хвостовое оперение. Положение оперения над фюзеляжем также улучшает его обдув потоком от пропеллера и увеличивает управляемость на низких скоростях, по сравнению с пониженной управляемостью на таких режимах в случае обычной конфигурации.

КОРОТКИЙ ВЗЛЁТ И ПОСАДКА

Для оптимального осуществления короткого взлёта необходим большой угол атаки на земле или около земли, и нам, соответственно, необходима общая конфигурация самолёта, позволяющая достичь такого угла атаки. Этого можно добиться, либо используя очень длинные основные стойки шасси в конфигурации с хвостовым колесом (поднимая нос), либо, поднимая заднюю часть фюзеляжа при трёхколёсной конфигурации.



Рис. 10 – Конфигурация шасси

В конфигурации c хвостовым колесом вся кабина оказывается неудобно наклонена по отношению к земле, а длинные стойки шасси делают конструкцию непрочной и тяжёлой. Также затрудняется доступ к кабине, особенно для пассажиров и груза, и серьёзно ухудшается передний обзор на земле при выруливании и взлёте.



Рис. 11 – Наклон кабины

Большинство пилотов в наши дни считают более удобной и безопасной трёхколёсную конфигурацию шасси, и почти все учебные самолёты трёхколёсные. Трёхколёсное шасси очень устойчиво при движении по земле, в то время как шасси с хвостовым колесом менее устойчиво и требует постоянного управляющего воздействия, особенно в условиях бокового ветра. Этот момент, кстати, отражают и страховые ставки на самолёты.

Крыло самолёта с трёхколёсным шасси имеет нейтральный угол атаки при нахождении на земле, в то время как у самолёта с хвостовым колесом оно имеет угол атаки для максимальной подъёмной силы (См. ). Самолёты с хвостовым колесом поэтому более чувствительны к ветру при движении по земле и более подвержены воздействию ветра на открытой стоянке (там самолёт проведёт большую часть своего срока службы, за исключением нахождения в ангаре).

Несмотря на многие преимущества трёхколёсной конструкции шасси, конфигурация с хвостовым колесом используется как во многих старых моделях, так и во многих современных моделях самолётов STOL, в основном из-за отсутствия технологий и опыта постройки лёгких и прочных конструкций с носовым колесом, и недостатка опыта разработки конструкций шасси или интереса к ним у многих сегодняшних конструкторов.

Эксплуатация во внеаэродромных условиях предполагает, что самолёты STOL должны иметь прочную и толерантную к грубым воздействиям конструкцию шасси. Шасси является наиболее слабым местом многих моделей лёгких самолётов, что делает их зависимыми от взлётно-посадочных полос с покрытием, несмотря на способность взлетать и садиться на короткой дистанции.

В моих моделях STOL я использовал простую двояко изогнутую пружинящую балку в качестве опоры основного шасси. Хотя это не самая лёгкая конструкция шасси, она отлично приспособлена для неподготовленных площадок, особенно в сочетании с большими колёсами, очень прочна, проста и практически не требует технического обслуживания. Стойка носового колеса управляемая, напрямую связанная с педалями руля направления. Для амортизации используется одиночный усиленный эластичный жгут (bungee). STOL CH 801 перенял конструкцию носового шасси у ZENITH CH 2000, моей серийной модели учебного самолёта, имеющей сертификат типа. Колеса основного шасси оснащены индивидуальными гидравлическими дисковыми тормозами, активируемыми нажатием конца ступни (toe brakes), обеспечивающими исключительную наземную управляемость. Практика показала хорошую пригодность такого устройства шасси для травяных полей, как и пригодность для пилотов с ограниченным временным ресурсом. (Износ носовой стойки и колеса минимизирован путём уменьшения давления на носовое колесо под действием момента от горизонтального оперения, что является особенностью моих конструкций самолётов STOL.

Прямоугольная кабина обеспечивает максимум удобного пространства для пассажиров и груза. Кабина четырёхместного STOL CH 801 достаточно длинная, чтобы в ней можно было установить носилки вдоль правого борта на сложенное сидение второго пилота и оставить при этом адекватное пространство для пилота и одного пассажира. Два ящика объёмом до 50 галлонов (0,2 куб м*) можно перевозить в хвостовой части. Естественно, STOL CH 801 является практичным спортивным самолётом, имеющим достаточно внутреннего пространства для ночёвки двух человек и более чем достаточно места для багажа во время продолжительного внеаэродромного путешествия. Двухместный STOL CH 701 на удивление просторен для самолёта такого размера и веса.

Возможно, не являясь самым эстетически привлекательным, прямоугольный фюзеляж очень прост в постройке и улучшает курсовую устойчивость, а также дополнительно противодействует штопору из-за плоских поверхностей и прямых углов.

КАБИНА/ОБЗОР

Удобство обзора для пилота и пассажира является важной характеристикой самолёта, но она часто игнорируется разработчиками. Хороший обзор особенно необходим в самолётах STOL, когда пилоту необходимо видеть препятствия при полёте над дикой местностью. Пассажирам также нужен хороший обзор, чтобы наслаждаться низким и медленным полётом. Они не хотят довольствоваться маленьким иллюминатором, как в коммерческом лайнере.

Хотя открытая кабина предоставляет беспрепятственный обзор, но наличие насекомых, ветра, холодного воздуха обуславливают необходимость закрытой кабины для современного самолёта, чтобы обеспечить минимальный привычный для человека уровень комфорта. Закрытая кабина также делает возможной хорошую вентиляцию и отопление, защищает электронное оборудование и багаж. Большие двери делают возможным лёгкий доступ в кабину для пассажиров и громоздкого багажа. Двери можно также снять для обеспечения максимальной видимости и ощущения полёта в «открытом воздухе».

Конфигурация с высокорасположенным крылом обеспечивает лучший обзор вниз, что позволяет наслаждаться видами при медленном и низком полёте и предоставляет пилоту возможность видеть и уклоняться от препятствий, что необходимо при полётах в дикой местности. В моих конструкциях STOL консоли крыла также дополнительно приподняты над кабиной. При этом также расширяется горизонтальная видимость. Также уменьшение толщины крыла в районе центроплана позволяет сделать эту часть стеклянной и создать обзор вверх. Застеклённая крыша кабины желательна для обзора пилота в высокоманёвренном самолёте.



Сужающееся к корневой части крыло в сочетании со стеклянным потолком обеспечивают хороший обзор. Дизайн крыла минимизирует встречную поверхность в воздушном потоке за винтом, улучшает лётные качества, обеспечивает прямой поток воздуха от пропеллера к оперению, способствует превосходной управляемости при медленном полёте.

Дополнительным преимуществом этой конфигурации с сужающимися консолями крыла над кабиной, помимо обзора, является меньшая встречная поверхность, что означает меньшее лобовое сопротивление (большую скорость при той же мощности), и отличная управляемость на низких скоростях, так как воздух беспрепятственно направляется от пропеллера к хвосту.



 Сидения экипажа рядом: передний обзор

Как в большинстве современных самолётов, я использовал расположение сидений рядом, чтобы обеспечить пилоту и пассажиру максимальный комфорт. Кроме того, кабина обладает достаточной эргономичностью для обеспечения максимального удобства и эффективности действий пилота. Внутренне кабина STOL CH 801 выполнена так, чтобы обеспечить комфорт для четырёх крупных взрослых человек. При этом она может быть легко переоборудована для перевозки груза. Большие двери на каждой стороне обеспечивают лёгкий доступ в кабину с обеих сторон. Регулируемые передние сиденья складываются вперёд и обеспечивают лёгкий доступ к задним сиденьям /грузовому отсеку. Если предполагается такое назначение, задний отсек может быть преобразован для размещения груза, включая ящики объёмом до 50 галлонов (0,2 куб м*), или кабина может быть переделана под лежачее место (пациент на носилках) на месте переднего и заднего сидения с правой стороны, с пилотом на левом переднем сиденье и врачом или сопровождающим на левом заднем сиденье. Пилоты-путешественники могут в буквальном смысле слова разбить лагерь в STOL CH 801.

ПРОЧНОСТЬ ЦЕЛЬНОМЕТАЛЛИЧЕСКОЙ КОНСТРУКЦИИ

Самолёты, используемые в диких местностях, должны быть прочными, надёжными и иметь простое техническое обслуживание. Термин “полевое обслуживание” приобретает новое значение, когда пилоту в буквальном смысле слова необходимо осуществить базовое техническое обслуживание и ремонт, что называется, в чистом поле.

Основываясь на своём более чем 30-летнем опыте проектирования и постройки цельнометаллических самолётов, а также более чем 60-летнем опыте работы в промышленности с несущей обшивкой и конструкциями типа полумонокок, я выбрал для обоих самолётов STOL CH 701 и STOL CH 801 цельнометаллическую конструкцию. Несмотря на всё увеличивающееся количество новых современных материалов, вполне традиционные конструкции из алюминиевых сплавов не собираются устаревать и являются отличным выбором для конструктора.

Алюминиевые сплавы имеют следующие преимущества:

  • хорошие прочностные характеристики при небольшом весе
  • устойчивость к коррозии, особенно при использовании новейших сплавов и современных покрытий
  • низкую стоимость и широкую доступность
  • проверенную надёжность и устойчивость к воздействию солнца и влаги
  • наличие обширных эмпирических данных о свойствах
  • лёгкость обращения: инструменты и процессы достаточно просты, не требуют специальных температурных режимов, обеспыленной среды, как в случае композитных материалов. Современные вытяжные заклёпки значительно упростили сборку цельнометаллической конструкции самолёта из кита
  • пластичность: возможность лёгкого придания различной формы, практически без ограничения
  • большую экологическую безопасность: нет опасности для здоровья при работе с листовым металлом, пригодным также и для переработки
  • лёгкость проведения осмотра: дефекты и повреждения материала или конструкции хорошо заметны
  • лёгкость ремонта: заклёпки можно легко удалить, чтобы заменить поврежденные части или узлы; отдельные части можно заменить без полной замены целой секции корпуса летательного аппарата

Таким образом, конструкции из алюминиевых сплавов отлично подходят для самолётов, используемых в диких местностях: 1) допускают продолжительное хранение на открытом воздухе, 2) прочны и надёжны, 3) их легко осматривать, осуществлять техническое обслуживание и ремонт в полевых условиях. Например, простая заплатка из листового металла может быть приклёпана на повреждённый участок, и самолёт может долететь до аэропорта базирования.

Хорошо сконструированный самолёт из листового металла обладает повышенной безопасностью при столкновениях с препятствиями, так как энергия столкновения поглощается последовательной деформацией металлической конструкции, в отличие от раскалывания или раздробления от удара. Шасси моего STOL поглощает много энергии. Поэтому требуется гораздо больше энергии, чтобы «вырвать » их. И даже после этого алюминиевый каркас с несущей обшивкой нуждаются в гораздо большей энергии, чтобы начать гнуться, коробиться и скручиваться. Прочная рама кабины защитит пассажиров даже при маловероятном капотировании самолёта с трехколёсным шасси, а консоли крыла, расположенные гораздо выше, чем головы пассажиров, дополнительно поглотят энергию удара. Ещё одно важное преимущество, часто игнорируемое, это хорошая защита от грозовых разрядов, которая обеспечивается металлической конструкцией.

Для меня, как для авиационного инженера, очень легко сконструировать сложный летательный аппарат и более сложно создать простой. Чтобы кит воздушного судна был успешен, от должен быть относительно простым в плане конструкции, сборки и оборудования. Простая конструкция не только легка и доступна для постройки, она также более пригодна для постройки самодельщиком, поскольку уменьшает вероятность ошибок и последствия плохого качества работы. Для простой конструкции время постройки будет меньше, потребуется меньше инструментов и практических навыков, чем для сложных проектов. После окончания постройки такой самолёт будет легче эксплуатировать и обслуживать. Простое оборудование максимизирует надёжность, при этом минимизируя объём работы пилота. В течение 24 лет опыта разработки и производства китов для самодельщиков, мы научились конструировать самолёты именно для самодельщиков и спортивных пилотов, предлагая им полностью укомплектованные киты, которые собираются легко, с минимумом инструментов и практических навыков.

В соответствии с принципом, в силу которого форма обуславливается функцией, мои две разработки самолётов STOL имеют свою специфическую красоту, которая больше, чем просто внешняя красота, для того, кто разбирается в аэродинамических и конструктивных особенностях, которыми обладают эти разработки, и которые делают их высокоэффективными самолётами с коротким взлётом и посадкой, которые при этом легко строить и обслуживать и которые обладаают высокой надёжностью и универсальностью.

Первоначальный STOL CH 701 и новый STOL CH 750 обладают отличными эксплуатационными данными, возможностью внеаэродромной эксплуатации, лёгким весом и очень экономичным двухместным дизайном. На них легко и приятно летать. В то время как новый STOL CH 801 действительно практичный спортивный самолёт с полезной нагрузкой в 1000 фунтов (около 450 кг*).


Фотография реального короткого взлёта

Для меня как разработчика - действительно награда, видеть, как мои разработки применяются по всему миру для выполнения гуманитарных миссий на удалённых территориях, а также читать в письмах пилотов, что самолёт «стартует как пробка из бутылки шампанского» !

*Примечание/адаптация переводчика


Владельцы патента RU 2604951:

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов короткого взлета и посадки. Самолет содержит крыло (1), выполненное в совокупности с фюзеляжем по аэродинамической схеме «летающее крыло». Крыло (1) в носовой части оснащено опорой (2), на которой над верхней поверхностью крыла (1) установлена силовая установка, включающая двигатель (3) с воздушным винтом (4). На опоре (2) также установлены переднее горизонтальное оперение (5) и переднее вертикальное оперение (6), являющиеся органами управления. Двигатель (3) с воздушным винтом (4) установлен таким образом, чтобы при обдуве воздушным потоком, создаваемым при вращении воздушного винта (4), верхняя поверхность крыла (1) максимально полно находилась в зоне обдува, а также, чтобы в зоне обдува находились органы управления - переднее горизонтальное оперение (5) и переднее вертикальное оперение (6). Достигается повышение эффективности органов управления в широком диапазоне углов атаки по тангажу, крену и рысканью, что существенно улучшает маневренность летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к самолетам схемы «летающее крыло», в том числе беспилотным, и может быть использовано в конструкциях самолетов для местных авиалиний с аэродромами 3-го или 4-го классов с искусственными или грунтовыми взлетно-посадочными полосами.

Известные самолеты, выполненные по схеме «летающее крыло», позволяют получить высокое аэродинамическое качество при большой пассажировместимости. По такой же схеме могут быть выполнены и транспортные самолеты. Однако схема «летающее крыло» характеризуется большими балансировочными потерями, в частности на этапе взлета и посадки, что значительно снижает ее аэродинамическое качество на этих режимах. Двигатели, размещенные в хвостовой части центроплана, не обеспечивают существенный обдув поверхности крыла, что не позволяет в полной мере обеспечить увеличение его несущих свойств.

Известен самолет большой грузоподъемности по патенту РФ на полезную модель №64176, включающий крыло, выполненное по технологии «крыла, совмещенного с фюзеляжем», состоящее из центроплана с увеличенной толщиной, снабженного помещениями для размещения пассажиров или груза, передние кромки которого имеют большую прямую стреловидность, стреловидных консолей крыла, установленных на переходных отсеках, примыкающих к центроплану, вертикальное оперение, шасси и силовую установку, при этом он снабжен герметичным фюзеляжем с пассажирским салоном, установленным в передней части центроплана крыла по его оси и несущим переднее горизонтальное оперение, а центроплан снабжен грузовым отсеком для размещения перевозимых грузов и техники, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде турбореактивных двигателей, установленных на пилонах на верхней поверхности центроплана в районе его передних кромок, а турбореактивные двигатели снабжены реактивными соплами с поворотными устройствами вектора тяги козырькового типа, позволяющими поворачивать выхлопные газовые струи на угол до 25-30° в вертикальной плоскости.

К недостаткам данного технического решения следует отнести потребность в теплозащите центроплана от раскаленных реактивных струй и малую эффективность переднего горизонтального оперения типа «Утка» - на малых скоростях полета (взлет, посадка).

Известен беспилотный летательный аппарат по патенту РФ на полезную модель 107126, включающий фюзеляж, крыло с органами управления, двигатель и винт, в котором крыло выполнено из условия использования аэродинамической схемы «летающее крыло», при этом фюзеляж расположен в носовой части летательного аппарата в контакте с передней кромкой крыла, а двигатель - в хвостовой части летательного аппарата в контакте с задней кромкой крыла.

К недостаткам этого летательного аппарата следует отнести наличие фюзеляжа, который не создает подъемной силы, а также использование толкающего винта, что требует искусной балансировки аппарата, особенно при сбросе целевой нагрузки.

В качестве технического решения, наиболее близкого к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков, выбран самолет короткого взлета и посадки по патенту РФ №2165867, включающий фюзеляж, крыло, силовую установку и органы управления, в котором двигатели размещены в передней части самолета так, что ось исходящих газов и эжектируемого при этом воздуха расположена по касательной к верхней поверхности крыла, выполненного М-образным и прикрепленного к фюзеляжу в нижней его задней части.

Известный самолет характеризуется повышенной подъемной силой, но в нем не в полной мере используются потенциальные возможности конструкции, а именно большие потери на трение от фюзеляжа и не обдуваемой части крыла, малой эффективностью органов управления при маневрировании на малых скоростях.

Задачей настоящего изобретения является создание конструкции самолета, в т.ч. беспилотного, с коротким взлетом и посадкой, высокой маневренностью, с более высокими летными характеристиками.

Согласно изобретению самолет короткого взлета и посадки, содержащий фюзеляж, крыло, силовую установку, включающую двигатель с воздушным винтом, а также органы управления и взлетно-посадочные опоры, характеризуется тем, что фюзеляж и крыло выполнены по аэродинамической схеме «летающее крыло», силовая установка и органы управления установлены в носовой части самолета над верхней поверхностью крыла на опоре, при этом органы управления выполнены в виде переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и установлены с возможностью обдува воздушным винтом переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и верхней поверхности крыла.

Кроме того, заявленное техническое решение характеризуется наличием ряда дополнительных факультативных признаков, а именно:

Силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным винтовентилятором;

Силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным биротативным винтовентилятором с малошумными лопастями;

Силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным пропеллером.

Реализация заявленной совокупности существенных признаков обеспечивает получение технического результата, который заключается в участии всей верхней поверхности крыла в создании подъемной силы. Выполнение корпуса в виде крыла, совмещенного с фюзеляжем, позволяет уменьшить лобовое сопротивление. Предлагаемое конструктивное выполнение самолета обеспечивает нахождение переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения в зоне обдува воздушным винтом в широком диапазоне углов атаки, благодаря чему обеспечивается создание дополнительной подъемной силы в широком диапазоне углов атаки без срыва потока с крыла, в т.ч. и на малых скоростях полета, что обеспечивает возможность выполнения короткого взлета и посадки. Кроме того, наличие в качестве органов управления переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и их размещение в носовой части крыла в зоне обдува обеспечивает повышение эффективности органов управления по тангажу, крену и рысканию, а следовательно, повышение маневренности самолета в широком диапазоне углов атаки.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 представлен общий вид заявленного самолета, на фиг. 2 - вид сбоку.

Самолет короткого взлета и посадки содержит крыло 1, выполненное в совокупности с фюзеляжем по аэродинамической схеме «летающее крыло». Крыло 1 в носовой части оснащено опорой 2, на которой над верхней поверхностью крыла 1 установлена силовая установка, включающая двигатель 3 с воздушным винтом 4. На опоре 2 также установлены переднее горизонтальное оперение 5 и переднее вертикальное оперение 6, являющиеся органами управления. Двигатель 3 с воздушным винтом 4 установлен таким образом, чтобы при обдуве воздушным потоком, создаваемым при вращении воздушного винта 4, верхняя поверхность крыла 1 максимально полно находилась в зоне обдува, а также, чтобы в зоне обдува находились органы управления - переднее горизонтальное оперение 5 и переднее вертикальное оперение 6. При этом в зоне обдува находятся также и органы управления, размещенные в хвостовой части летательного аппарата. Оптимальная форма крыла в плане определяется геометрией воздушного потока, создаваемого при обдуве. Самолет может быть оборудован взлетно-посадочными опорами для посадки на землю, а при необходимости на воду и взлета с воды.

Заявленное устройство работает следующим образом.

Взлет самолета осуществляется при его коротком разбеге, на взлетном режиме двигателя, за счет создания дополнительной подъемной силы от обдува воздушным винтом - винтовентилятором 4 верхней поверхности крыла 1 и органов управления - переднего горизонтального оперения 5 и переднего вертикального оперения 6. При взлете переднее горизонтальное оперение 5 отклоняет вниз поток воздуха от воздушного винта на верхнюю поверхность крыла 1, что создает дополнительную подъемную силу как от перепада давлений на верхней и нижней поверхности крыла, так и дополнительную подъемную силу от переднего горизонтального оперения 5. При этом благодаря осуществлению обдува, обеспечивающего дополнительную подъемную силу, предотвращается срыв потока с крыла на любых углах атаки.

В режиме крейсерского полета обдув верхней поверхности крыла и органов управления позволяет существенно улучшить маневренность летательного аппарата за счет повышения эффективности органов управления по тангажу, крену и рысканью в широком диапазоне углов атаки.

Посадка с коротким пробегом осуществляется на малых оборотах двигателя путем отклонения вниз переднего горизонтального оперения 5. Выполнение посадки с коротким пробегом также требует увеличения угла атаки и дополнительной подъемной силы, создание которой обеспечивается за счет обдува верхней поверхности крыла 1 воздушным потоком, создаваемым при вращении винтовентилятора 4, установленного над верхней поверхностью носовой части крыла, позволяющего исключить при этом срыв потока с крыла.

Таким образом, выполнение самолета заявленным образом обеспечивает дополнительное использование воздушного потока в части создания дополнительной подъемной силы без срыва потока с крыла при высоких углах атаки (в широком диапазоне углов атаки), что, в свою очередь, обеспечивает возможность короткого взлета и посадки самолета. Размещение органов управления в зоне обдува обеспечивает повышение эффективности органов управления в широком диапазоне углов атаки по тангажу, крену и рысканью, что существенно улучшает маневренность летательного аппарата.

Также следует отметить, что при эксплуатации заявленного самолета шум от винта силовой установки, как главный источник звука, отражается крылом вверх, не доходя до земли. Кроме того, заявленное техническое решение позволяет установить более экономичные двигатели, а перенос двигателя наверх снижает вероятность попадания посторонних предметов с взлетно-посадочной полосы в воздухозаборники, что повышает безопасность полетов, а также возможность уменьшить длину стоек шасси и тем самым уменьшить массу конструкции.

По оценке специалистов, см. http://aviation.gb7.ru/Wings.htm, «полное минимальное профильное сопротивление самолета типа "летающее крыло" будет 40…59% от сопротивления традиционного самолета. Мощность, создаваемая самолетом типа "летающее крыло", чтобы сохранить ту же самую крейсерскую скорость как у обычной машины, в пределах 70…80% процентов, и, наоборот, дальность летающего крыла, относительно крейсерской скорости обычного самолета, будет от 125 до 143%. Дальность самолета типа "летающее крыло" ЛК на собственной крейсерской скорости от 130 до 158% от традиционного, и одновременно сама эта скорость будет на 115…125% выше.

Создание самолета короткого взлета и посадки заявленной конструкции на 70 мест для местных авиалиний, с двигателем Д-27, позволит загрузить более 800 аэродромов РФ с длиной взлетно-посадочной полосы до 600 м.

1. Самолет короткого взлета и посадки, содержащий фюзеляж, крыло, силовую установку, включающую двигатель с воздушным винтом, а также органы управления и взлетно-посадочные опоры, отличающийся тем, что фюзеляж и крыло выполнены по аэродинамической схеме «летающее крыло», силовая установка и органы управления установлены в носовой части самолета над верхней поверхностью крыла на опоре, при этом органы управления выполнены в виде переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и установлены с возможностью обдува воздушным винтом переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и верхней поверхности крыла.

2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным винтовентилятором.

3. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным биротативным винтовентилятором с малошумными лопастями.

4. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным пропеллером.

Похожие патенты:

Летательный аппарат (10) с малой радиолокационной сигнатурой включает двигательную установку (18) для приведения в движение летательного аппарата (10), имеющего воздухозаборник (16) и сопловое отверстие (14), нишу (20, 24, 26), через которую предусмотрена возможность ввода других компонентов летательного аппарата (10) вовнутрь.

Изобретение относится к авиации, а именно к конструкции крыла летательного аппарата, выполненного по аэродинамической схеме «летающее крыло». На верхней поверхности крыла летательного аппарата, выполненного по схеме «летающее крыло» малого размаха, от передней кромки аэродинамического профиля до задней располагаются два вертикальных продольных киля, симметрично относительно продольной оси ЛА.

Изобретение относится к летальным аппаратам тяжелее воздуха и касается аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат выполнен по схеме «летающее крыло» и содержит силовые агрегаты, шасси, кабину, механизм управления, расположенный по всей задней кромке крыла, три винта, вал, через который осуществляется привод и обеспечивается синхронная работа винтов от силовых агрегатов.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный универсальный самолет включает фюзеляж и крыло, выполненные по схеме «летающее крыло» (1), а также силовую установку, установленную на опоре (2) и выполненную в виде двигателя (3) и воздушного винта (4).

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат включает несущую раму пространственной конструкции, сиденье, органы управления, мотоустановки, систему управления, систему дистанционного управления.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный преобразуемый скоростной вертолет (БПСВ) снабжен системой распределенной тяги разновеликих винтов по схеме X2+1, имеющей разновеликие перекрещивающиеся несущие винты, установленные на вертикальном пилоне в центральной части фюзеляжа на удлиненных V-образных выходных валах промежуточного редуктора, наклоненных соответственно на углы 12,5° от вертикали вперед и назад по оси симметрии, и один толкающий задний поворотный винт.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов тяжелее воздуха. Летательный аппарат содержит два лопастных устройства, установленных на общем валу по разные стороны и на необходимом расстоянии от фюзеляжа, двигатель для привода лопастных устройств, фюзеляж для крепления и установки узлов, составляющих летательный аппарат с лопастными устройствами.

Изобретение относится к области авиастроения. Концевая часть крыла самолета содержит концевой участок каркаса с прикрепленным к нему держателем напорного сопла, соединенного с расположенным между верхней и плоской нижней аэродинамическими поверхностями крыла газоходом, по обе стороны от которого выполнен расположенный вертикально/наклонно сквозной канал для прохода воздуха.

Изобретение относится к области авиации и космонавтики, в частности к конструкциям летательных аппаратов. Устройство энергоприводной системы реактивного летательного аппарата для реализации автономного перманентного полета с получением энергии из окружающей среды содержит в вершине первого купола открывающиеся эжекторы-воздухозаборники.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА) вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит два лопастных движителя, нижний из которых выполнен тарелкообразной формы, а верхний - плоской или тарелкообразной формы.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Самолет вертикального взлета и посадки включает фюзеляж, подъемно-маршевый двигатель и механизм изменения его вектора тяги. Фюзеляж выполнен в виде дискообразного летающего крыла, а подъемно-маршевый двигатель установлен под углом 30-60° к продольной оси самолета и выполнен с возможностью отсоса потока воздуха с верхней поверхности крыла и выброса потока воздуха от подъемно-маршевого двигателя в нижнюю часть крыла. Механизм изменения вектора тяги выполнен в виде совокупности поворотных направляющих лопаток, установленных в нижней части крыла в потоке воздуха от подъемно-маршевого двигателя с возможностью изменения вектора тяги от 0° до 105° к продольной оси самолета. Крыло выполнено с продольным S-образным самобалансирующимся профилем. Достигается упрощение конструкции силовой установки летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов короткого взлета и посадки. Самолет содержит крыло, выполненное в совокупности с фюзеляжем по аэродинамической схеме «летающее крыло». Крыло в носовой части оснащено опорой, на которой над верхней поверхностью крыла установлена силовая установка, включающая двигатель с воздушным винтом. На опоре также установлены переднее горизонтальное оперение и переднее вертикальное оперение, являющиеся органами управления. Двигатель с воздушным винтом установлен таким образом, чтобы при обдуве воздушным потоком, создаваемым при вращении воздушного винта, верхняя поверхность крыла максимально полно находилась в зоне обдува, а также, чтобы в зоне обдува находились органы управления - переднее горизонтальное оперение и переднее вертикальное оперение. Достигается повышение эффективности органов управления в широком диапазоне углов атаки по тангажу, крену и рысканью, что существенно улучшает маневренность летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

0

Конструирование самолетов с вертикальным взлетом и посадкой сопряжено с большими трудностями, связанными с необходимостью создания легких двигателей, управляемостью на околонулевых скоростях и др.

В настоящее время известно много проектов схем самолетов вертикального взлета и посадки, многие из которых уже воплощены в реальные аппараты.

Самолеты с воздушными винтами

Одним из решений проблемы вертикального взлета и посадки является создание самолета, у которого подъемная сила при взлете и посадке создается поворотом оси вращения винтов, а в горизонтальном полете - крылом. Поворот оси вращения винтов может быть достигнут поворотом двигателя или крыла. Крыло такого самолета (рис. 160) выполняется по многолонжеронной схеме (минимум два лонжерона) и крепится к фюзеляжу на шарнирах. Механизм поворота крыла чаще всего представляет винтовой домкрат с синхронизированным вращением, обеспечивающий изменение угла установки крыла на угол больше 90°.

Крыло снабжается по всему размаху многощелевыми закрылками. На участках, где крыло не обдувается воздушным потоком от винта, или там, где скорости обдувания невелики (в центральной части крыла), устанавливаются предкрылки, способствующие устранению срыва потока при больших углах атаки. Вертикальное оперение отличается относительно большими размерами (для повышения путевой устойчивости при малых скоростях полета) и оснащается рулем направления. Стабилизатор такого самолета обычно управляемый. Углы установки стабилизатора могут изменяться в больших пределах, обеспечивая переход самолета от вертикального взлета к горизонтальному полету и обратно. Основание киля переходит в вынесенную назад хвостовую балку, на которой в горизонтальной плоскости крепится хвостовой винт небольшого диаметра, изменяемого шага, обеспечивающий продольное управление на режиме висения и переходных режимах полета.

Силовая установка состоит из нескольких мощных турбовинтовых двигателей, отличающихся небольшими размерами и малым удельным весом порядка 0,114 кГ/л. с., что очень важно для летательного аппарата вертикального взлета и посадки любой схемы, так как у таких аппаратов при вертикальном взлете тяга должна быть больше веса. Кроме преодоления веса, тяга должна преодолевать аэродинамическое сопротивление и создавать ускорение для разгона самолета до такой скорости, при которой подъемная сила крыла будет полностью компенсировать вес самолета, а рулевые аэродинамические поверхности будут достаточно эффективны.

Серьезный конструктивный недостаток самолетов вертикального взлета и посадки с воздушными винтами заключается в том, что обеспечение безопасности полета и надежной управляемости самолета при вертикальном взлете и на переходных режимах полета достигается ценой утяжеления и усложнения конструкции за счет применения механизма поворота крыла и трансмиссии, синхронизирующей вращение воздушных винтов.

Сложной является также система управления самолетом. Управление во время взлета и посадки и в крейсерском полете по трем осям осуществляется с помощью обычных аэродинамических поверхностей управления, но на режиме висения и. переходных режимах до и после крейсерского полета применяются иные методы управления.

Во время вертикального набора высоты продольное управление осуществляется с помощью горизонтального рулевого винта (с изменяемым шагом), расположенного за килем (рис. 160, б), путевое управление - дифференциальным отклонением концевых секций закрылков, обдуваемых струей от воздушных винтов, а поперечное управление - дифференциальным изменением шага крайних воздушных винтов.






На переходном режиме осуществляется постепенный переход к управлению с помощью обычных поверхностей; для этого используется смеситель команд, работа которого программируется в зависимости от угла поворота крыла. В систему управления включен механизм стабилизации.

Улучшение характеристик самолетов вертикального взлета и посадки с воздушными винтами в настоящее время возможен за счет того, что воздушный винт заключают в кольцевой канал (короткую трубу соответствующего диаметра). Такой винт развивает тягу на 15-20% больше, чем тяга винта без «ограждения». Объясняется это тем, что стенки канала препятствуют перетеканию сжатого воздуха с нижних поверхностей винта на верхние, где давление понижено, и исключают рассеивание потока от винта в стороны. Кроме того, при подсасывании воздуха винтом над кольцевым каналом создается область пониженного давления, а так как винт отбрасывает вниз поток сжатого воздуха, разность давлений на верхнем и нижнем срезе кольца канала приводит к образованию дополнительной подъемной силы. На рис. 161, а представлена схема самолета вертикального взлета и посадки с воздушными винтами, установленными в кольцевых каналах. Самолет выполнен по схеме тандем с четырьмя винтами, приводимыми в движение общей трансмиссией.

Управление по трем осям в крейсерском и вертикальном полете (рис. 161, б, в, г) производится в основном путем дифференциального изменения шага воздушных винтов и отклонения закрылков, расположенных горизонтально в струях, отбрасываемых винтами за каналами.

Следует отметить, что самолеты вертикального взлета и посадки с воздушными винтами способны развивать скорость 600- 800 км/ч. Достижение более высоких дозвуковых, а тем более сверхзвуковых скоростей полета возможно лишь при использовании реактивных двигателей.

Самолеты с реактивной тягой

Известно много схем самолетов вертикального взлета и посадки с реактивной тягой, однако их можно достаточно строго разделить на три основные группы по типу силовой установки: самолеты с единой силовой установкой, с составной силовой установкой и с силовой установкой с агрегатами усиления тяги.

Самолеты с единой силовой установкой, у которой один и тот же двигатель создает вертикальную и горизонтальную тягу (рис. 162), теоретически могут летать со скоростями, превышающими скорость звука в несколько раз. Серьезным недостатком такого самолета является то, что отказ двигателя на взлете или при посадке грозит катастрофой.


Самолет с составной силовой установкой может совершать полет также со сверхзвуковыми скоростями. Его силовая установка состоит из двигателей, предназначенных для вертикального взлета и посадки (подъемные), и двигателей для горизонтального полета (маршевые), рис. 163.

Подъемные двигатели имеют вертикально расположенную ось, а маршевые - горизонтально расположенную. Отказ одного или двух подъемных двигателей на взлете позволяет продолжать вертикальный взлет и посадку. В качестве маршевых двигателей могут использоваться ТРД, ДТРД. Маршевые двигатели на взлете могут также участвовать в создании вертикальной тяги. Отклонение вектора тяги производится или поворотными соплами, или поворотом двигателя вместе с гондолой.

На самолетах ВВП с реактивными двигателями устойчивость и управляемость на режимах взлета, посадки, висения и переходных режимах, когда аэродинамические силы отсутствуют или малы по величине, обеспечивается управляющими устройствами газодинамического типа. По принципу работы они разделяются на три класса: с отбором сжатого воздуха или горячих газов от силовой установки, с использованием величины тяги движителей и с применением устройств отклонения вектора тяги.


Управляющие устройства с отбором сжатого воздуха или газов наиболее просты и надежны. Пример компоновки управляющего устройства с отбором сжатого воздуха от подъемных двигателей представлен на рис. 164.

Самолеты ВВП, оснащенные силовой установкой с агрегатами усиления тяги, могут иметь турбовентиляторные агрегаты (рис. 165) или газовые эжекторы (рис. 166), которые и создают необходимую вертикальную тягу на взлете. Силовые установки этих самолетов могут быть созданы на базе ТРД и ДТРД.

Силовая установка самолета с агрегатами усиления тяги, представленная на рис. 165, состоит из двух ТРД, установленных в фюзеляже и создающих горизонтальную тягу. При вертикальном взлете и посадке ТРД используются в качестве газогенераторов для привода во вращение двух турбин с вентиляторами, размещенных в крыле, и одной турбины с вентилятором в носовой части фюзеляжа. Передний вентилятор используется только для продольного управления.

Управление самолетом на вертикальных режимах обеспечивается вентиляторами, а в горизонтальном полете - аэродинамическими рулями. Самолет с эжекторной силовой установкой, представленный на рис. 166, имеет силовую установку из двух ТРД. Для создания вертикальной тяги поток газов направляется в эжекторное устройство, расположенное в центральной части фюзеляжа. Устройство имеет два центральных воздушных канала, из которых воздух направляется в поперечные каналы с щелевыми соплами на концах.




Каждый ТРД соединен с одним центральным каналом и половиной поперечных каналов с соплами, чтобы при выключении или выходе из строя одного ТРД эжекторное устройство продолжало работать. Сопла выходят в эжекторные камеры, которые закрываются створками на верхней и нижней поверхностях фюзеляжа. При работе эжекторной установки вытекающие из сопла газы эжектируют воздух, объем которого в 5,5-6 раз больше объема газов, что на 30% превышает тягу ТРД.

Вытекающие из эжекторных камер газы имеют небольшую скорость и температуру. Это позволяет эксплуатировать самолет с взлетно-посадочных площадок без специального покрытия, кроме того, эжекторное устройство понижает уровень шума ТРД. Управление самолетом на крейсерском режиме осуществляется обычными аэродинамическими поверхностями, а на режиме взлета, посадки и переходных режимах - системой струйных рулей, обеспечивающих устойчивость и управляемость самолету.

Силовые установки с усилением вектора тяги обладают несколькими очень серьезными недостатками. Так, силовая установка с турбовентиляторным агрегатом требует больших объемов для размещения вентиляторов, что затрудняет создание крыла с тонким профилем, нормально работающего в сверхзвуковом потоке. Еще больших объемов требует эжекторная силовая установка.



Обычно при таких схемах возникают трудности с размещением топлива, что ограничивает дальность полета самолета.

При рассмотрении схем самолетов ВВП может сложиться ошибочное мнение о том, что возможность вертикального взлета должна окупаться уменьшением поднимаемого самолетом полезного груза. Даже приближенные расчеты подтверждают вывод о том, что вертикально взлетающий самолет, обладающий большой скоростью полета, может быть создан без значительных потерь в полезной нагрузке или дальности, если с самого начала проектирования самолета в основу его положить требования вертикального взлета и посадки.

На рис. 167 представлены результаты анализа весов самолетов обычной схемы (нормального взлета) и ВВП. Сравниваются самолеты равного взлетного веса, имеющие одинаковую скорость крейсерского полета, высоту, дальность и поднимающие одинаковую полезную нагрузку. Из диаграммы рис. 167 видно, но самолет ВВП (с 12 подъемными двигателями) имеет силовую установку тяжелее обычного самолета примерно на 6% взлетного веса самолета нормального взлета.



Кроме того, гондолы подъемных двигателей еще на 3% от взлетного веса увеличивают вес конструкции самолета ВВП. Расход топлива на взлет и посадку, включая движение по земле, больше, чем у обычного самолета, на 1,5%, а вес дополнительного оборудования самолета ВВП на 1%.

Этот неизбежный для вертикально взлетающего самолета дополнительный вес, равный примерно 11,5% взлетного веса, может быть скомпенсирован уменьшением веса других элементов его конструкции.

Так, для самолета ВВП крыло выполняется меньшего размера по сравнению с самолетом обычной схемы. К тому же отпадает необходимость в применении механизации крыла, и это уменьшает вес примерно на 4,4%.

Дальнейшей экономии веса самолета ВВП можно ожидать от уменьшения веса шасси и хвостового оперения. Вес шасси самолета ВВП, рассчитанного на максимальную скорость снижения 3 м/сек, может быть уменьшен на 2% взлетного веса по сравнению с самолетом обычной схемы.

Таким образом, весовой баланс самолета ВВП показывает, что вес конструкции самолета ВВП больше веса обычного самолета приблизительно на 4,5% максимального взлетного веса самолета обычной схемы.

Однако обычный самолет должен иметь значительный резерв топлива для полетов в зоне ожидания и для поиска запасного аэродрома в плохую погоду. Этот резерв топлива для вертикально взлетающего самолета может быть значительно уменьшен, так как он не нуждается во взлетно-посадочной полосе и может приземляться практически па любой площадке, размеры которой могут быть незначительны.

Из вышесказанного следует, что самолет ВВП, имеющий взлетный вес такой же, как и у самолета обычной схемы, может нести ту же полезную нагрузку и совершать полет с той же скоростью и на ту же дальность.

Используемая литература: "Основы авиации" авторы: Г.А. Никитин, Е.А. Баканов

Скачать реферат: У вас нет доступа к скачиванию файлов с нашего сервера.

Изобретение самолета позволило не только осуществить древнейшую мечту человечества - покорить небо, но и создать самый быстрый вид транспорта. В отличие от воздушных шаров и дирижаблей, самолеты мало зависят от капризов погоды, способны преодолевать большие расстояния на высокой скорости. Составные части самолета состоят из следующих конструктивных групп: крыла, фюзеляжа, оперения, взлетно-посадочных устройств, силовой установки, управляющих систем, различного оборудования.

Принцип действия

Самолет - летательный аппарат (ЛА) тяжелее воздуха, оборудованный силовой установкой. При помощи этой важнейшей части самолета создается необходимая для осуществления полета тяга - действующая (движущая) сила, которую развивает на земле или в полете мотор (воздушный винт или реактивный двигатель). Если винт расположен перед двигателем, он называется тянущим, а если сзади - толкающим. Таким образом, двигатель создает поступательное движение самолета относительно окружающей среды (воздуха). Соответственно, относительно воздуха движется и крыло, которое создает подъемную силу в результате этого поступательного движения. Поэтому аппарат может держаться в воздухе только при наличии определенной скорости полета.

Как называются части самолета

Корпус состоит из следующих основных частей:

  • Фюзеляж - это главный корпус самолета, связывающий в единое целое крылья (крыло), оперения, силовую систему, шасси и другие составляющие. В фюзеляже размещаются экипаж, пассажиры (в гражданской авиации), оборудование, полезная нагрузка. Также может размещаться (не всегда) топливо, шасси, моторы и т. д.
  • Двигатели используются для приведения в движение ЛА.
  • Крыло - рабочая поверхность, призванная создавать подъемную силу.
  • Вертикальное оперение предназначено для управляемости, балансировки и путевой устойчивости самолета относительно вертикальной оси.
  • Горизонтальное оперение предназначено для управляемости, балансировки и путевой устойчивости самолета относительно горизонтальной оси.

Крылья и фюзеляж

Основная часть конструкции самолета - крыло. Оно создает условия для выполнения главного требования для возможности полета - наличие подъемной силы. Крыло крепится к корпусу (фюзеляжу), который может иметь ту или иную форму, но по возможности с минимальным аэродинамическим сопротивлением. Для этого ему предоставляют удобно обтекаемую каплеобразную форму.

Передняя часть самолета служит для размещения кабины пилотов и радиолокационных систем. В задней части находится так называемое хвостовое оперение. Оно служит для обеспечения управляемости во время полета.

Конструкция оперения

Рассмотрим среднестатистический самолет, хвостовая часть которого выполнена по классической схеме, характерной для большинства военных и гражданских моделей. В этом случае горизонтальное оперение будет включать неподвижную часть - стабилизатор (от латинского Stabilis, устойчивый) и подвижную - руль высоты.

Стабилизатор служит для придания устойчивости ЛА относительно поперечной оси. Если нос летательного аппарата опустится, то, соответственно, хвостовая часть фюзеляжа вместе с оперением поднимется вверх. В этом случае давление воздуха на верхней поверхности стабилизатора увеличится. Создаваемое давление вернет стабилизатор (соответственно, и фюзеляж) в исходное положение. При подъеме носа фюзеляжа вверх давление потока воздуха увеличится на нижней поверхности стабилизатора, и он снова вернется в исходное положение. Таким образом, обеспечивается автоматическая (без вмешательства пилота) устойчивость ЛА в его продольной плоскости относительно поперечной оси.

Задняя часть самолета также включает вертикальное оперение. Аналогично горизонтальному, оно состоит из неподвижной части - киля, и подвижной - руля направления. Киль придает устойчивость движения самолету относительно его вертикальной оси в горизонтальной плоскости. Принцип действия киля подобен действию стабилизатора - при отклонении носа влево киль отклоняется вправо, давление на его правой плоскости увеличивается и возвращает киль (и весь фюзеляж) в прежнее положение.

Таким образом, относительно двух осей устойчивость полета обеспечивается оперением. Но осталась еще одна ось - продольная. Для предоставления автоматической устойчивости движения относительно этой оси (в поперечной плоскости) консоли крыла планера размещают не горизонтально, а под некоторым углом относительно друг друга так, что концы консолей отклонены вверх. Такое размещение напоминает букву «V».

Системы управления

Рулевые поверхности - важные части самолета, предназначенные для управления К ним относятся элероны, рули направления и высоты. Управление обеспечивается относительно тех же трех осей в тех же трех плоскостях.

Руль высоты - это подвижная задняя часть стабилизатора. Если стабилизатор состоит из двух консолей, то соответственно есть и два руля высоты, которые отклоняются вниз или вверх, оба синхронно. С его помощью пилот может менять высоту полета летательного аппарата.

Руль направления - это подвижная задняя часть киля. При его отклонены в ту или иную сторону на нем возникает аэродинамическая сила, которая вращает самолет относительно вертикальной оси, проходящей через центр масс, в противоположную сторону от направления отклонения руля. Вращение происходит до тех пор, пока пилот не вернет руль в нейтральное (не отклоненное положение), и ЛА будет осуществлять движение уже в новом направлении.

Элероны (от франц. Aile, крыло) - основные части самолета, представляющие собой подвижные части консолей крыла. Служат для управления самолетом относительно продольной оси (в поперечной плоскости). Так как консолей крыла две, то и элеронов также два. Они работают синхронно, но, в отличие от рулей высоты, отклоняются не в одну сторону, а в разные. Если один элерон отклоняется вверх, то другой вниз. На консоли крыла, где элерон отклонен вверх, подъемная сила уменьшается, а где вниз - увеличивается. И фюзеляж ЛА вращается в сторону поднятого элерона.

Двигатели

Все самолеты оснащаются силовой установкой, позволяющей развить скорость, и, следовательно, обеспечить возникновение подъемной силы. Двигатели могут размещаться в задней части самолета (характерно для реактивных ЛА), спереди (легкомоторные аппараты) и на крыльях (гражданские самолеты, транспортники, бомбардировщики).

Они подразделяются на:

  • Реактивные - турбореактивные, пульсирующие, двухконтурные, прямоточные.
  • Винтовые - поршневые (винтомоторные), турбовинтовые.
  • Ракетные - жидкостные, твердотопливные.

Прочие системы

Безусловно, другие части самолета также важны. Шасси позволяют взлетать и садиться с оборудованных аэродромов. Существуют самолеты-амфибии, где вместо шасси используются специальные поплавки - они позволяют осуществлять взлет и посадку в любом месте, где есть водоем (море, река, озеро). Известны модели легкомоторных самолетов, оснащенных лыжами, для эксплуатации в районах с устойчивым снежным покровом.

Напичканы электронным оборудованием, устройствами связи и передачи информации. В военной авиации используются сложные системы вооружения, обнаружения целей и подавления сигналов.

Классификация

По назначению самолеты делятся на две большие группы: гражданские и военные. Основные части пассажирского самолета отличаются наличием оборудованного салона для пассажиров, занимающего большую часть фюзеляжа. Отличительной чертой являются иллюминаторы по бокам корпуса.

Гражданские самолеты подразделяются на:

  • Пассажирские - местных авиалиний, магистральные ближние (дальность меньше 2000 км), средние (дальность меньше 4000 км), дальние (дальность меньше 9000 км) и межконтинентальные (дальность более 11 000 км).
  • Грузовые - легкие (масса груза до 10 т), средние (масса груза до 40 т) и тяжелые (масса груза более 40 т).
  • Специального назначения - санитарные, сельскохозяйственные, разведывательные (ледовая разведка, рыборазведка), противопожарные, для аэрофотосъемки.
  • Учебные.

В отличие от гражданских моделей, части военного самолета не имеют комфортабельного салона с иллюминаторами. Основную часть фюзеляжа занимают системы вооружения, оборудование для разведки, связи, двигатели и другие агрегаты.

По назначению современные военные самолеты (учитывая боевые задачи, которые они выполняют), можно разделить на следующие типы: истребители, штурмовики, бомбардировщики (ракетоносцы), разведчики, военно-транспортные, специальные и вспомогательного назначения.

Устройство самолетов

Устройство летательных аппаратов зависит от аэродинамической схемы, по которой они выполнены. Аэродинамическая схема характеризуется количеством основных элементов и расположением несущих поверхностей. Если носовая часть самолета у большинства моделей похожа, то расположение и геометрия крыльев и хвостовой части могут сильно разниться.

Различают следующие схемы устройства ЛА:

  • «Классическая».
  • «Летающее крыло».
  • «Утка».
  • «Бесхвостка».
  • «Тандем».
  • Конвертируемая схема.
  • Комбинированная схема.

Самолеты, выполненные по классической схеме

Рассмотрим основные части самолета и их назначение. Классическая (нормальная) компоновка узлов и агрегатов характерна для большинства аппаратов мира, будь-то военных либо гражданских. Главный элемент - крыло - работает в чистом невозмущенном потоке, который плавно обтекает крыло и создает определенную подъемную силу.

Носовая часть самолета является сокращенной, что приводит к уменьшению требуемой площади (а следовательно, и массы) вертикального оперения. Это потому, что носовая часть фюзеляжа вызывает дестабилизирующий путевой момент относительно вертикальной оси самолета. Сокращение носовой части фюзеляжа улучшает обзор передней полусферы.

Недостатками нормальной схемы являются:

  • Работа горизонтального оперения (ГО) в скошенном и возмущенном крылом потоке значительно снижает его эффективность, что вызывает необходимость применения оперения большей площади (а, следовательно, и массы).
  • Для обеспечения устойчивости полета вертикальное оперение (ВО) должно создавать негативную подъемную силу, то есть направленную вниз. Это снижает суммарный КПД самолета: из величины подъемной силы, которую создает крыло, надо отнять силу, которая создается на ГО. Для нейтрализации этого явления следует применять крыло увеличенной площади (а, следовательно, и массы).

Устройство самолета по схеме «утка»

При данной конструкции основные части самолета размещаются иначе, чем в «классических» моделях. Прежде всего, изменения коснулись компановки горизонтального оперения. Оно располагается перед крылом. По этой схеме построили свой ​​первый самолет братья Райт.

Преимущества:

  • Вертикальное оперение работает в невозмущенном потоке, что повышает его эффективность.
  • Для обеспечения устойчивости полета оперение создает положительную подъемную силу, то есть она добавляется к подъемной силе крыла. Это позволяет уменьшить его площадь и, соответственно, массу.
  • Естественная «противоштопорная» защита: возможность перевода крыльев на закритические углы атаки для «уток» исключена. Стабилизатор устанавливается так, что он получает больший угол атаки по сравнению с крылом.
  • Перемещение фокуса самолета назад при увеличении скорости при схеме «утка» происходит в меньшей степени, чем при классической компоновке. Это приводит к меньшим изменениям степени продольной статической устойчивости самолета, в свою очередь, упрощает характеристики его управления.

Недостатки схемы «утка»:

  • При срыве потока на оперениях происходит не только выход самолета на меньшие углы атаки, но и его «проседания» вследствие уменьшения его общей подъемной силы. Это особенно опасно в режимах взлета и посадки из-за близости земли.
  • Наличие в носовой части фюзеляжа механизмов оперения ухудшает обзор нижней полусферы.
  • Для уменьшения площади переднего ГО длина носовой части фюзеляжа делается значительной. Это приводит к увеличению дестабилизирующего момента относительно вертикальной оси, и, соответственно, к увеличению площади и массы конструкции.

Самолеты, выполненные по схеме «бесхвостка»

В моделях данного типа нет важной, привычной части самолета. Фото летательных аппаратов «бесхвосток» («Конкорд», «Мираж», «Вулкан») показывает, что у них отсутствует горизонтальное оперение. Основными преимуществами такой схемы являются:

  • Уменьшение лобового аэродинамического сопротивления, что особенно важно для самолетов с большой скоростью, в частности, крейсерской. При этом уменьшаются затраты топлива.
  • Большая жесткость крыла на кручение, что улучшает его характеристики аэроупругости, достигаются высокие характеристики маневренности.

Недостатки:

  • Для балансировки на некоторых режимах полета часть средств механизации задней кромки и рулевых поверхностей надо отклонять вверх, что уменьшает общую подъемную силу самолета.
  • Совмещение органов управления ЛА относительно горизонтальной и продольной осей (вследствие отсутствия руля высоты) ухудшает характеристики его управляемости. Отсутствие специализированного оперения заставляет рулевые поверхности находятся на задней кромке крыла, выполнять (при необходимости) обязанности и элеронов, и рулей высоты. Эти рулевые поверхности называются элевоны.
  • Использование части средств механизации для балансировки самолета ухудшает его взлетно-посадочные характеристики.

«Летающее крыло»

При данной схеме фактически нет такой части самолета, как фюзеляж. Все объемы, необходимые для размещения экипажа, полезной нагрузки, двигателей, топлива, оборудования находятся в середине крыла. Такая схема имеет следующие преимущества:

  • Наименьшее аэродинамическое сопротивление.
  • Наименьшая масса конструкции. В этом случае вся масса приходится на крыло.
  • Так как продольные размеры самолета небольшие (из-за отсутствия фюзеляжа), дестабилизирующий момент относительно его вертикальной оси является незначительным. Это позволяет конструкторам либо существенно уменьшить площадь ВО, либо вообще отказаться от него (у птиц, как известно, вертикальное оперение отсутствует).

К недостаткам относится сложность обеспечения устойчивости полета ЛА.

«Тандем»

Схема «тандем», когда два крыла располагаются один за другим, применяется нечасто. Такое решение используется для увеличения площади крыла при тех же значениях его размаха и длины фюзеляжа. Это уменьшает удельную нагрузку на крыло. Недостатками такой схемы является большое увеличение момента инерции, особенно в отношении поперечной оси самолета. Кроме того, при увеличении скорости полета изменяются характеристики продольной балансировки самолета. Рулевые поверхности на таких самолетах могут располагаться как непосредственно на крыльях, так и на оперении.

Комбинированная схема

В этом случае составные части самолета могут комбинироваться с использованием различных конструкционных схем. Например, горизонтальное оперение предусмотрено и в носовой, и в хвостовой части фюзеляжа. На них может быть использовано так называемое непосредственное управление подъемной силой.

При этом носовое горизонтальное оперение совместно с закрылками создают дополнительную подъемную силу. Момент тангажа, который возникает в этом случае, будет направлен на увеличение угла атаки (нос самолета поднимается). Для парирования этого момента хвостовое оперение должно создать момент на уменьшение угла атаки (нос самолета опускается). Для этого сила на хвостовую часть должна быть направлена ​​также вверх. То есть происходит приращение подъемной силы на носовом ГО, на крыле и на хвостовом ГО (а следовательно, и на всем самолете) без поворота его в продольной плоскости. В этом случае самолет просто поднимается без всякой эволюции относительно своего центра масс. И наоборот, при такой аэродинамической компоновке самолета он может осуществлять эволюции относительно центра масс в продольной плоскости без изменения траектории своего полета.

Возможность осуществлять такие маневры значительно улучшают тактико-технические характеристики маневренных самолетов. Особенно в сочетании с системой непосредственного управления боковой силой, для осуществления которой самолет должен иметь не только хвостовое, а еще и носовое продольное оперение.

Конвертируемая схема

Построенного по конвертируемой схеме, отличается наличием дестабилизатора в носовой части фюзеляжа. Функцией дестабилизаторов является уменьшение в определенных пределах, а то и полное исключение смещения назад аэродинамического фокуса самолета на сверхзвуковых режимах полета. Это увеличивает маневренные характеристики ЛА (что важно для истребителя) и увеличивает дальность или уменьшает расход топлива (это важно для сверхзвукового пассажирского самолета).

Дестабилизаторы могут также использоваться на режимах взлета/посадки для компенсации момента пикирования, который вызывается отклонением взлетно-посадочной механизации (закрылков, щитков) или носовой части фюзеляжа. На дозвуковых режимах полета дестабилизатор скрывается в середине фюзеляжа или устанавливается в режим работы флюгера (свободно ориентируется по потоку).

Читайте также

Понравилось? Лайкни нас на Facebook