Самолет короткого взлета и посадки

 

Использование: в самолетах различного назначения, осуществляющих взлет с разбегом и посадку с пробегом. Сущность изобретения: на самолете применяют вспомогательные поверхности с относительной толщиной 20...60% и обдуваемые интенсивными щелевыми струями с коэффициентом импульса струи более 1.5, а для балансировки создаваемого выдвижными аэродинамическими поверхностями кабрирующего момента самолет снабжен расположенной за центром масс системой отклонения вектора тяги двигателей или дополнительными вспомогательными высоконесущими поверхностями. Технический результат: обеспечение снижения дополнительных весовых затрат на обеспечение безаэродромного базирования на коротких малоподготовленных площадках в 5...10 раз по сравнению с самолетами вертикального взлета и посадки при выполнении одинаковых летнотехнических характеристик. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Предлагаемое изобретение относится к самолетам различного назначения, осуществляющим взлет с разбегом и посадку с пробегом.

Известны самолеты вертикального взлета и посадки Як-38, Як-141 и др., у которых вертикальную силу, уравновешивающую силу веса на нулевой и малой скорости полета, создают отклонением поворотного сопла подъемно-маршевого двигателя и тягой установленных практически вертикально дополнительных подъемных двигателей. Однако, такое техническое решение приводит к существенному (на 60. . . 70%) увеличению взлетной массы при одинаковых летно-технических характеристиках по сравнению с самолетом обычного взлета и посадки и, кроме того, усложняет эксплуатацию, поскольку необходимо обслуживать два типа двигателей (подъемно-маршевые и подъемные).

Известны самолеты вертикального или короткого взлета и посадки, например "Хариер", у которых вертикальную силу, уравновешивающую силу веса на нулевой и малой скорости полета, создают поворотом силы тяги подъемно-маршевого двигателя специальной схемы, обеспечивающего прохождение результирующей вертикальной составляющей тяги через центр масс самолета. В таком двухконтурном двигателе воздух внутреннего контура истекает через поворотные сопла, расположенные позади центра масс, а воздух внешнего контура - через поворотные сопла впереди центра масс. Применение единой силовой установки упрощает эксплуатацию, однако не приводит к снижению весовых затрат. Кроме того, из-за необходимости расположения силовой установки в районе центра масс самолета, невозможно обеспечить достаточную длину воздухозаборников и малую площадь миделевого сечения, которые необходимы для достижения сверхзвуковой скорости полета.

Известна схема самолета вертикального взлета и посадки, использующая единую силовую установку с выносным подъемным устройством, например, выносной форсажной камерой (ВФК), в котором вертикальная сила впереди центра масс самолета создается за счет подогреваемой в дополнительной форсажной камере струи газов, отбираемых от внешнего контура двухконтурного турбореактивного двигателя (см. Экспресс-информация ЦИАМ, N48, 1985г.). Однако, применение ВФК ставит перед разработчиками самолетов ряд проблем, связанных с наличием мощной высокотемпературной (Тф= 1500...1800К) струи выхлопных газов, истекающей из ВФК. Прежде всего это вопросы отрицательного взаимодействия струи с планером и взлетно-посадочной полосой, особенно грунтовой. Кроме того, необходимо отметить относительно высокий расход топлива на взлетно-посадочных режимах при включенной ВФК. Для обеспечения вертикального взлета дополнительные весовые затраты по сравнению с самолетом обычного взлета/посадки также составляют 60. ..70%. При отказе от вертикального взлета с применением только взлета с коротким разбегом весовые издержки существенно снижаются и могут быть доведены до 25%.

Известны самолеты укороченного взлета и посадки в схеме "утка" с отклоняемым вектором тяги (ОВТ) двигателей, например, экспериментальный самолет F-15SMTD (США). На взлете и посадке при отклонении вниз струй двигателей создают дополнительную подъемную силу, а создаваемый момент на пикирование компенсируют отклонением на увеличение угла атаки переднего горизонтального оперения (ПГО). Однако, ограниченные несущие способности ПГО (С_{уПГОмах}<1.5) позволяют сбалансировать момент от отклонения сопла на ограниченный угол (5. ..10^o). В результате, суммарная подъемная сила самолета возрастает менее чем в 1.5 раза, обеспечивая сокращение примерно на такую же величину длины разбега и пробега.

Известна компоновочная схема самолета Ту-144 (см. Техническое описание самолета Ту-144 - прототип), содержащая фюзеляж, консоли крыла, силовую установку, систему управления и выдвижные вспомогательные высоконесущие аэродинамические поверхности, расположенные впереди центра масс самолета. По такой же схеме выполнен, например, французский истребитель Мираж. При взлете и посадке указанные поверхности выдвигают в поток для компенсации пикирующего момента при отклонении элевонов крыла вниз, что увеличивает коэффициент подъемной силы. Действительно, на Ту-144 вспомогательные несущие поверхности имеют пятизвенный профиль и создают аэродинамическую подъемную силу с коэффициентом С_у = 4. Применение указанных поверхностей относительной площадью S_отн = 1.5% от площади основного крыла увеличивает суммарный коэффициент подъемной силы самолета на 20...25% за счет возможности сбалансировать продольный момент от отклонения элевонов вниз. Это обеспечивает сокращение примерно на такую же величину длины разбега и пробега. Снижение посадочной скорости составляет 10...15%. Во время крейсерского полета вспомогательные поверхности убираются в фюзеляж. Однако, такая схема не обеспечивает существенного (в несколько раз) сокращения длины разбега и пробега.

Задача данного изобретения - снижение длины разбега и пробега самолетов с относительно большой (более 0.5...0.6) тяговооруженностью в несколько раз при минимальных дополнительных весовых затратах и предотвращении разрушающего воздействия выхлопных струй на взлетно- посадочную полосу и конструкцию самолета. Кроме того, предлагаемый способ сокращения длины разбега и пробега может использоваться и для полета с очень малыми скоростями, необходимыми, например, при проведении спасательных операций, десантировании грузов, тушении пожаров и т. п.

Технический результат состоит в существенном (в несколько раз) увеличении коэффициента подъемной силы самолета. При интенсивности выдува, заметно (более чем в 1.5 раза) превышающей интенсивность выдува, необходимую для обеспечения безотрывного обтекания, точка торможения смещается вниз по потоку за пределы твердой поверхности профиля сверхвысоконесущей поверхности (СВНП), что позволяет существенно увеличить коэффициент подъемной силы по сравнению с известными энергетическими системами увеличения подъемной силы.

Технический результат достигается тем, что в самолете применяют вспомогательные высоконесущие поверхности, расположенные впереди центра масс, которые выполнены по профилю с цилиндрической носовой частью и относительной толщиной 20...60% хорды, содержат расположенные на передней кромке и верхней поверхности профиля щели суммарной площадью 0.1...1.0% от площади указанных поверхностей и имеют механизм изменения в полете угла установки относительно продольной оси самолета. Кроме того, самолет снабжен системой отбора от силовой установки сжатого газа и подвода этого газа к вспомогательным поверхностям, а для балансировки кабрирующего момента имеет специальные средства, расположенные за центром масс.

Для сокращения длины разбега и пробега применяют расположенные впереди центра масс сверхвысоконесущие поверхности (СВНП) совместно с отклонением вектора тяги двигателей. СВНП представляют собой несущие поверхности большого удлинения ( _{консоли} = 3...5) с обдувом верхней поверхности интенсивными щелевыми струями и используются на взлетно- посадочных режимах, а в полете их убирают в фюзеляж или наплыв крыла.

В эксперименте в аэродинамической трубе доказано, что при выдуве интенсивных щелевых струй по касательной к поверхности профиля с коэффициентом импульса струи C = 9.0 на носке профиля, образованного цилиндром с относительным диаметром 40% хорды и цилиндрической образующей верхней поверхности с радиусом кривизны 80% хорды при угле атаки 70^oC достигается величина коэффициента подъемной силы С_Y>20. При этом точка торможения находится на выдуваемой струе вне твердой поверхности профиля СВНП.

В результате, размерная величина подъемной силы СВНП площадью около 10% от площади крыла примерно равна подъемной силе крыла. Кроме того, СВНП создают кабрирующий момент, для балансировки которого создают направленную вверх и приложенную позади центра масс силу с помощью дополнительного средства, например, или закрылков со струйной механизацией, или дополнительных СВНП, или отклоняемых сопел двигателей. Таким образом, суммарная подъемная сила самолета (СВНП, крыла и дополнительного средства для балансировки) в 2. ..4 раза (в зависимости от назначения, компоновки и тяговооруженности самолета) превышает подъемную силу самолета традиционной схемы, что и позволяет сократить длину разбега и пробега.

Для самолетов с тяговооруженностью более 0.8, использующих форсажный двигатель, для использования на режимах посадки или полета с малыми скоростями, когда потребная для горизонтального полета величина продольной составляющей тяги незначительна (7...20% полетного веса самолета) форсажный двигатель самолета оснащают расположенным перед форсажной камерой дополнительным соплом с управляемым вектором тяги с углом отклонения струи 50...70^o по отношению к продольной оси самолета, что обеспечивает минимальную скорость полета при работе двигателя на близком к максимальному бесфорсажному режиму.

На фиг. 1 показана принципиальная схема самолета. На фиг. 2 изображены основные геометрические параметры профилей СВНП. На фиг. 3 - 4 приведены экспериментальные зависимости C_Y(, C) и C_x(, C). . На фиг. 5 показаны примеры расчета длины разбега. Результаты расчета длины пробега приведены на фиг. 6.

Самолет (фиг. 1) содержит фюзеляж 1, консоли крыла 2, силовую установку 3 и выдвижные вспомогательные сверхвысоконесущие поверхности 4 с системой изменения угла установки и уборки в фюзеляж 5, трубопровод 6 подвода сжатого газа от основной или вспомогательной силовой установки 3, систему отбора сжатого газа от силовой установки 7 и систему отклонения вектора тяги маршевых двигателей 8 как средство для балансировки кабрирующего момента. Для маневренных самолетов с развитым наплывом СВНП могут убираться в наплыв крыла. Для отклонения вектора тяги двигателей могут использоваться также обдуваемые струями двигателей аэродинамические поверхности.

Для самолетов, имеющих двигатели с большой степенью двухконтурности с низким коэффициентом повышения давления за вентилятором, возможно применение дополнительного вентилятора с механическим или газодинамическим приводом от основных двигателей.

Геометрические параметры профиля СВНП приведены на фиг. 2. Профиль СВНП имеет относительную толщину 20...60%, цилиндрическую носовую часть и хвостовую часть, плавно сопрягаемую с носовой. Щели для выдува сжатого газа располагаются на передней кромке и на верхней поверхности профиля. Суммарная площадь щелей для выдува сжатого воздуха с избыточным давлением более 1.5 атмосфер составляет 0.1...1.0% от площади СВНП для обеспечения коэффициента импульса струи C = 1.5...10.0.

Для самолетов схемы "утка" переднее горизонтальное оперение выполняют с изменяемой кривизной и открываемыми на взлетно-посадочных режимах щелями для обдува.

Взлет с коротким разбегом осуществляют следующим образом. Вначале запускают двигатели самолета и механизмом 5 устанавливают СВНП в развернутое положение с малым углом отклонения относительно продольной оси и разгоняют самолет до скорости, соответствующей 70...90% скорости отрыва. Затем, продолжая разгон, с помощью механизма 7 отбирают часть воздуха (5...30% от суммарного расхода воздуха двигателей) от силовой установки (основной или вспомогательной) 3 и по трубопроводу 6 направляют в СВНП 4. После этого СВНП поворачивают на рабочий угол 40...60^o относительно продольной оси самолета, выводят самолет на расчетный угол тангажа 10...15^o и отклоняют сопло маршевого двигателя 8 для компенсации кабрирующего момента. После отрыва самолет доразгоняют до скорости полета, при которой подъемная сила крыла без СВНП уравновешивает силу веса самолета, одновременно уменьшая угол отклонения СВНП и количество выдуваемого воздуха. Затем убирают СВНП в фюзеляж.

Для управления самолетом на малых скоростях полета используют струйные рули, аналогичные применяемым на самолетах вертикального взлета и посадки, или обдуваемые щелевыми струями элероны и рули.

Посадку с коротким пробегом осуществляют следующим образом. Вначале на скорости 200...300 км/час (обычной скорости захода на посадку) механизмом 5 выдвигают и устанавливают СВНП 4 в рабочее положение. Затем с помощью механизма 7 отбирают часть воздуха от силовой установки (основной или вспомогательной) 3 и по трубопроводу 6 направляют в СВНП 4. После этого СВНП поворачивают на рабочий угол 40...60^o, одновременно снижая скорость, увеличивая обороты двигателей и отклоняя сопло 8 маршевого двигателя для компенсации кабрирующего момента. После касания посадочной полосы отключают подачу сжатого воздуха и используют СВНП для дополнительного аэродинамического торможения.

В результате, как при отрыве, так и при заходе на посадку, подъемная сила от крыла, СВНП и вертикальная составляющая тяги двигателя уравновесят силу веса самолета на значительно меньшей скорости полета, чем без использования СВНП. Уменьшение длины разбега и пробега составит 2...4 раза.

Для подтверждения работоспособности предлагаемой схемы проведены расчетные и экспериментальные исследования.

Результаты экспериментальных исследований в аэродинамической трубе ЦАГН в виде зависимостей C_Y(, C) и C_x(, C) для варианта СВНП удлинением 4.6 приведены на фиг. 3 - 4. Из приведенных результатов следует, что обеспечивается коэффициент подъемной силы С_Y > 20. Приведенные результаты показывают, что максимальное значение коэффициента подъемной силы достигается при угле атаки 70...80^o.

Результаты расчета длины разбега при взлете с расчетным углом атаки при отрыве = 12^o в зависимости от тяговооруженности самолета при различных значениях относительного плеча СВНП приведены на фиг. 5. При этом рациональная относительная величина отбираемого от силовой установки сжатого воздуха составляет 5...30%. Расчеты показывают, что использование СВНП для самолетов с тяговооруженностью более 0.6 позволяет уменьшить длину разбега в 3...5 раз.

Результаты расчета длины пробега с расчетным углом атаки при заходе на посадку = 15^o в зависимости от взлетной тяговооруженности самолета при различных значениях относительного плеча СВНП приведена на фиг. 6. Посадочная масса самолета принята равной 0.75 от взлетной. Результаты расчетов показывают, что использование СВНП для самолетов с тяговооруженностью более 0.6 позволяет уменьшить длину пробега в 2.5...10 раз.

На посадочном бесфорсажном режиме работы двигателя для больших потребных для балансировки углов отклонения вектора тяги возможно применение дополнительного сопла с направляющими створками, аналогичного по конструкции с соплом для создания реверса тяги и расположенного ближе к центру тяжести, чем основное сопло. Такое сопло, как показывают оценки, в несколько раз легче, чем основное сопло с углом отклонения струи от 0^o до 90^o.

Оценки весовых затрат на достижение сверхкороткого взлета и посадки при использовании СВНП показывают, что при обеспечении одинаковых летных данных взлетная масса самолета увеличивается менее чем на 15% по сравнению с самолетом обычной схемы.

Формула изобретения

1. Самолет короткого взлета и посадки, содержащий фюзеляж, консоли крыла, силовую установку, систему управления и выдвижные вспомогательные высоконесущие аэродинамические поверхности, расположенные впереди центра масс самолета, отличающийся тем, что вспомогательные поверхности выполнены по профилю с цилиндрической носовой частью и относительной толщиной 20 60% хорды, содержат расположенные на передней кромке и верхней поверхности профиля щели суммарной площадью 0,1 1,0% от площади указанных поверхностей для выдува сжатого газа по касательной к поверхности профиля и имеют механизм изменения в полете угла установки вспомогательных высоконесущих поверхностей относительно продольной оси самолета, при этом самолет снабжен системой отбора от силовой установки сжатого газа и подвода этого газа к вспомогательным поверхностям и средствами для балансировки кабрирующего момента, расположенными за центром масс.

2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что в качестве средства для балансировки кабрирующего момента применяют систему отклонения вектора тяги двигателей.

3. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что в качестве средства для балансировки кабрирующего момента применяют дополнительные вспомогательные высоконесущие аэродинамические поверхности с системой отбора и подвода сжатого газа.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6