Учебно-тренировочный пилотажный самолет як-54

 

Изобретение относится к авиации, в частности к учебно-тренировочным пилотажным самолетам. Самолет содержит фюзеляж, воздушный винт, расположенный в носовой части фюзеляжа, силовую установку для привода винта, трапециевидное крыло симметричного профиля, состоящее из полукрыльев с элеронами, горизонтальное и вертикальное оперение, при этом плоскости хорд профилей каждого полукрыла, строительная горизонталь фюзеляжа и ось воздушного винта расположены в одной плоскости. На нижней поверхности элерона каждого полукрыла в средней части выполнены аэродинамические компенсаторы. Крыло выполнено с удлинением 5-5,3, отношение площади элеронов к площади крыла составляет 23-25%, отношение расстояния от центра тяжести самолета до 25% средней аэродинамической хорды вертикального оперения составляет не более 2/3 от общей длины самолета. Система управления выполнена с возможностью отклонения элеронов вниз до 15^o при возможности дифференцированного отклонения относительно выпущенного положения. Самолет снабжен люком в нижней части фюзеляжа, в котором установлено стекло. Изобретение направлено на повышение пилотажных и маневренных характеристик на всех режимах полета при выполнении сложных комплексов фигур высшего пилотажа. 6 з. п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к учебно-тренировочным пилотажным самолетам.

Известен пилотажный самолет, содержащий фюзеляж, воздушный винт, расположенный в носовой части фюзеляжа, силовую установку для привода винта, трапециевидное крыло, которое выполнено так, что плоскости хорд крыла, строительная горизонталь фюзеляжа и ось воздушного винта расположены в одной плоскости, элероны, размещенные на крыле, горизонтальное и вертикальное оперение, устройство управления элеронами /Авторское свидетельство СССР 764275, В 64 С 1/26, 1982/.

Самолет имеет ограниченные возможности при выполнении фигур высшего пилотажа.

Известен также учебно-тренировочный, двухместный, пилотажный самолет ЯК-52, содержащий фюзеляж, воздушный винт, расположенный в носовой части фюзеляжа, силовую установку для привода винта, трапециевидное крыло несимметричного профиля, состоящее из полукрыльев с элеронами, горизонтальное и вертикальное оперение, при этом плоскости хорд профилей каждого полукрыла, строительная горизонталь фюзеляжа и ось воздушного винта расположены в одной плоскости /Jane's. All the word's Aircraft. 1994-95, р. 281/.

Известный самолет имеет ограничения при выполнении обратных фигур высшего пилотажа по программе чемпионатов мира, поскольку отношение максимальных положительной и отрицательной перегрузок +U_y/-U_y= 0,6, что отрицательно влияет на выполнение обратных фигур.

Минимальная допустимая скорость полета, определяемая конструктивной схемой самолета, не позволяет получить высокие посадочные характеристики.

Низкая весовая отдача конструкции отрицательно влияет на летно-технические характеристики.

Крыло выполнено с несимметричным профилем и сложной формой внешней поверхности, а потому имеет высокую трудоемкость изготовления.

Задачей изобретения является создание учебно-тренировочного, двухместного, пилотажного самолета, обладающего высокими пилотажными и маневренными характеристиками на всех режимах полета при выполнении сложных комплексов фигур высшего пилотажа.

Другой задачей изобретения является повышение весовой отдачи конструкции самолета за счет уменьшения длины хвостовой части фюзеляжа при сохранении статического момента вертикального оперения и увеличении маневренных и пилотажных свойств самолета.

Изобретение направлено также на увеличение располагаемых перегрузок при выполнении обратных фигур высшего пилотажа за счет симметричного профиля крыла.

Для решения указанных задач предложен учебно-тренировочный пилотажный самолет, содержащий фюзеляж, воздушный винт, расположенный в носовой части фюзеляжа, силовую установку для привода винта, трапециевидное крыло, состоящее из полукрыльев с элеронами, горизонтальное и вертикальное оперения. При этом плоскости хорд профилей каждого полукрыла, строительная горизонталь фюзеляжа и ось воздушного винта расположены в одной плоскости.

На нижней поверхности элерона каждого полукрыла в средней части выполнены аэродинамические компенсаторы.

Крыло выполнено с симметричного профиля удлинением 5-5,3.

Для увеличения эффективности элеронов величина отношения площади элеронов к площади крыла составляет 23-25%.

Величина отношения расстояния от центра тяжести самолета до 25% средней аэродинамической хорды вертикального оперения составляет не более 2/3 от общей длины самолета.

Самолет может быть снабжен люком в нижней части фюзеляжа, в котором установлено стекло.

В предпочтительном варианте выполнения силовая установка самолета имеет четырехтактный двигатель воздушного охлаждения, фюзеляж типа полумонокок и среднерасположенное относительно фюзеляжа крыло.

Самолет имеет трехлопастной винт изменяемого шага и трапециевидное оперение.

Уменьшение размаха крыла и уменьшение длины хвостовой части фюзеляжа при сохранении статического момента В_во вертикального оперения позволяет снизить массу самолета, а следовательно увеличить маневренность и пилотажные свойства при постоянной величине статического момента.

В_во = (S_воL_{во до ц.т})/(S_кр l_кр) = const, где S_во - площадь вертикального оперения, S_кp - площадь крыла, L_{вo д о ц.т} - расстояние от центра тяжести самолета до 25% средней аэродинамической хорды вертикального оперения, l_кр - размах крыла.

При равной величине площадей S_вo и S_кр за счет уменьшения удлинения относительно прототипа до 5-5,3 возможно уменьшить размах крыла l_кр и расстояние L_{вo до ц.т}, а следовательно снизить вес фюзеляжа в целом на 20%.

Изобретение поясняется чертежами.

Фиг. 1 - общий вид самолета ЯК-54.

Фиг. 2 - самолет, вид сбоку.

Фиг. 3 - самолет, вид спереди.

Фиг. 4 - самолет, вид сверху.

Фиг. 5 - график влияния удлинения крыла на относительную располагаемую скорость крена.

Фиг. 6 - график влияния относительной площади элеронов на относительную располагаемую скорость крена.

Учебно-тренировочный пилотажный самолет ЯК-54 (фиг. 1-4) содержит фюзеляж 1, воздушный винт 2, расположенный в носовой части фюзеляжа 1, силовую установку для привода винта 2, трапециевидное крыло 3 симметричного профиля, состоящее из полукрыльев 4 и 5 с элеронами 6 и 7, горизонтальное трапециевидное оперение 8 и вертикальное оперение 9.

Самолет имеет неубирающееся с пустотелыми рессорами трехопорное шасси, выполненное с хвостовым колесом.

Плоскости хорд профилей каждого полукрыла 4 и 5, строительная горизонталь 10 фюзеляжа 1 и ось воздушного винта 2 расположены в одной плоскости.

На нижней поверхности элерона каждого полукрыла 4 и 5 в средней части выполнены аэродинамические компенсаторы 11 и 12.

В центральной части фюзеляжа расположена двухместная кабина 13 экипажа.

Крыло 3 выполнено с удлинением _кр = l_кр/в_сах= 5,15, где l_кр- размах крыла, в_сах - средняя аэродинамическая хорда.

Крыло 3 выполнено с симметричным профилем относительно хорды. Отношение площади элеронов 6 и 7 к площади крыла 3 определяют из зависимости S_эл = S_эл/S_кр100% = 23-25%.

Фюзеляж выполнен таким образом, что отношение расстояния L_в.o. от центра тяжести самолета до 25% средней аэродинамической хорды вертикального оперения 9 составляет не более 2/3 от общей длины l_фюз самолета.

Самолет снабжен в нижней части фюзеляжа 1 люком 14, в котором установлено стекло. Люк предназначен для визуальной ориентировки и наблюдения нижней полусферы при пилотировании в ограниченном пространстве 1х1х1 км.

Силовая установка самолета имеет четырехтактный двигатель воздушного охлаждения.

Самолет имеет трехлопастной винт 2 изменяемого шага, фюзеляж 1 типа полумонокок и среднерасположенное относительно фюзеляжа 1 крыло 2.

В системе 15 управления самолетом имеется дополнительный канал управления элеронами 6 и 7 на "зависание", т. е. корневой частью вниз до 15 градусов при обеспечении возможности их дифференциального отклонения относительно выпущенного положения.

В полете при отклонении элеронов 6 и 7 в противоположных направлениях на угол 25 градусов изменяется профиль крыла 2 так, что разность величин подъемной силы полукрыльев создает кренящий момент относительно продольной оси.

Отклонение элеронов в противоположные стороны приводит к тому, что приращение подъемной силы на правом и левом полукрыльях направлены в противоположные стороны. В результате возникает аэродинамический момент, вызывающий вращение самолета в сторону поднятого элерона.

Эксперименты показали, что максимальная скорость крена составляет, при указанных соотношениях размеров, 6 рад/сек. Это позволяет выполнять пилотирование по программе чемпионов мира.

Угловое отклонение элеронов на максимальный угол обеспечивает самолету ЯК-52 вращение со скоростью до 3,5 рад/сек.

Эффективность поперечного управления заявляемого самолета ЯК-54 при этом на 70% выше, что подтверждено экспериментальными исследованиями модели в аэродинамических трубах (фиг. 5 и 6). Положение точки А соответствует характеристике самолета ЯК-52, а положение точки Б соответствует характеристике самолета ЯК-54.

Степень влияния на относительную располагаемую скорость крена удлинения крыла составляет 30%.

Оптимальная величина удлинения крыла _кр = 5 - 5,3 (фиг. 5).

Наибольшая степень влияния на скорость крена относительной площади элеронов 6 и 7 составляет 40%, а оптимальная степень влияния 23-25% (фиг. 6).

При обратных фигурах улучшаются пилотажные свойства самолета, при симметричном профиле крыла, за счет сближения располагаемых максимальной и отрицательной перегрузок. Это позволяет осуществить повышенную подготовку пилотов для участия в первенствах мира.

В полете при отклонении элеронов 6 и 7 хвостовой частью вниз на угол до 15 градусов возможно выполнение пилотажного комплекса путем дифференциального отклонения относительно выпущенного положения практически без потери высоты полета.

При посадке "зависание" элеронов 6 и 7 на угол до 15 градусов позволяет иметь минимально допустимую скорость полета на 10% по сравнению с прототипом, т. е. значительно улучшить посадочные характеристики.

Самолет прошел заводские стендовые испытания и летно-конструкторские испытания.

Предполагается проведение повторно-статических испытаний для подтверждения назначенного ресурса и контрольных испытаний для получения сертификата летной годности.

Формула изобретения

1. Самолет, содержащий фюзеляж, воздушный винт, расположенный в носовой части фюзеляжа, силовую установку для привода винта, трапециевидное крыло, состоящее из полукрыльев с элеронами, систему управления элеронами, горизонтальное и вертикальное оперение, при этом плоскости хорд профилей каждого полукрыла, строительная горизонталь фюзеляжа и ось воздушного винта расположены в одной плоскости, отличающийся тем, что на нижней поверхности элерона каждого полукрыла в средней части выполнены аэродинамические компенсаторы, крыло выполнено с симметричным профилем и имеет удлинение 5-5,3, отношение площади элеронов к площади крыла составляет 23-25%, отношение расстояния от центра тяжести самолета до 25% средней аэродинамической хорды вертикального оперения составляет не более 2/3 от общей длины самолета.

2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что упомянутая система управления выполнена с возможностью отклонения элеронов вниз до 15^o при возможности дифференцированного отклонения относительно выпущенного положения.

3. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что он снабжен люком в нижней части фюзеляжа, в котором установлено стекло.

4. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что силовая установка имеет четырехтактный двигатель воздушного охлаждения.

5. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что он имеет трехлопастной винт изменяемого шага.

6. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что он имеет фюзеляж типа полумонокок и среднерасположенное относительно фюзеляжа крыло.

7. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что горизонтальное оперение выполнено трапециевидным.

РИСУНКИ

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