Літаки тандем і качка. Літальні апарати за схемою качка. Чому переднє горизонтальне оперення

Як уникнути втрат на баланс? Відповідь проста: аеродинамічна компоновка статично стійкого літака повинна унеможливлювати балансування з негативною підйомною силою на горизонтальному оперенні. У принципі, досягти цього можна і на класичній схемі, але найпростішим рішенням є компонування літака за схемою «качка», що забезпечує керування тангажем без втрат підйомної сили на балансування (рис. 3). Проте «качки» практично не використовуються в транспортній авіації, і, до речі, цілком справедливо. Пояснимо чому.

Як показує теорія і практика, літаки схеми "качка" мають один серйозний недолік - малий діапазон льотних швидкостей. Схема «качка» вибирається для літака, який повинен мати вищу швидкість польоту в порівнянні з літаком, скомпонованим за класичною схемою, за умови, що потужності силових установок цих літаків дорівнюють. Даний ефект досягається за рахунок того, що на «качці» вдається до межі знизити опір тертя повітря за рахунок зменшення площі поверхні літака, що омивається.

З іншого боку, на посадці качка не реалізує максимальний коефіцієнт підйомної сили свого крила. Це пояснюється тим, що в порівнянні з класичною аеродинамічною схемою при однакових міжфокусних відстанях крила і ГО, відносної площі ГО, а також при рівних абсолютних значеннях запасів поздовжньої статичної стійкості схема «качка» має менше балансувальне плече ПГО. Саме ця обставина не дозволяє «качці» конкурувати з класичною аеродинамічною схемою на злітно-посадкових режимах.

Вирішити цю проблему можна одним способом: збільшити максимальний коефіцієнт підйомної сили ПГО ( ) до значень, що забезпечують балансування "качки" на посадкових швидкостях класичних літаків. Сучасна аеродинаміка вже дала «качкам» високонесучі профілі зі значеннями Су max = 2, що дозволило створити ПГО з . Але, незважаючи на це, всі сучасні качки мають більш високі посадкові швидкості в порівнянні з класичними компоновками.

Зривні характеристики "качок" також не витримують критики. При заході на посадку в умовах високої термічної активності, турбулентності або зсуву вітру ПГО, що забезпечує балансування на максимально допустимому Сулітака, може мати . У цих умовах, при раптовому збільшенні кута атаки літака, ПГО вийде на закритичне обтікання, що призведе до падіння його підйомної сили і кут атаки літака почне зменшуватися. Глибокий зрив потоку з ПГО, що виникає при цьому, вводить літак в режим різкого некерованого клювання, що в більшості випадків призводить до катастрофи. Така поведінка «качок» на критичних кутах атаки не дозволяє використовувати цю аеродинамічну схему в надлегкій та транспортній авіації.

В архіві розміщено опис легкого одномісного літака оригінальної схеми.
Літак зветься "Quickie".

Архів є відсканованим рукописом зі схемами у форматі Adobe PDF.

Хоча на перший погляд, цей літак здається надто незвичайним і може викликати недовіру, все ж таки, прочитайте наступний текст.
Це - витяг з книги В.П.Кондратьєва "Літаки будуємо самі". Як випливає з його слів, літак побудований за такою схемою обіцяє дуже хороші характеристики.

Переваги «качки» добре відомі. Коротко вони зводяться до наступного, на відміну від нормальної схеми, у статично стійкої «качки» підйомна сила горизонтального балансуючого оперення підсумовується з підйомною силою крила. Тому при тих же несучих властивостях площа крила можна, грубо кажучи, зменшити на величину площі оперення, внаслідок чого зменшуються розміри, маса та аеродинамічний опір літака, а його аеро-динамічна якість зростає (рис 97). Ще вигіднішим є тандем, який за способом балансування принципово не відрізняється від «качки», але дозволяє створити ще компактнішу машину. По суті, у тандемному компонуванні загальна несуча площа розбивається на два рівних або приблизно рівних крила, лінійні розміри яких приблизно в 1,4 рази менше аналогічного крила літака нормальної схеми.

Негативні властивості «качки» пов'язані, перш за все, з впливом переднього крила на заднє. Переднє скошує вниз і підгальмує повітряний потік, що обтікає заднє крило, його ефективність падає (рис 98). Оптимальне вирішення цієї проблеми в тому, щоб рознести якнайдалі крила по довжині фюзеляжу і по висоті. Для того щоб заднє крило не потрапляло у вихровий слід переднього при польоті на великих кутах атаки, переднє крило піднімають вище за заднє або опускають його якомога нижче. Так зроблено, зокрема, на тандемі "Квікі". Недотримання цієї умови призводить до поздовжньої нестійкості великих кутах атаки.

Слід враховувати ще одну умову. При польоті великих кутах атаки перед звалюванням зрив потоку повинен наступати насамперед передньому крилі. В іншому випадку літак при звалюванні різко задиратиме ніс, і переходитиме в штопор. Це називається «підхоплення» і вважається абсолютно неприпустимим. Спосіб боротьби з «підхватом» на «качці» знайдено давно: достатньо збільшити кут установки переднього крила по відношенню до заднього. Різниця в кутах установки повинна становити 2-3 °, що гарантує зрив потоку в першу чергу на передньому крилі. Далі літак автоматично опускає ніс, переходить на менші кути атаки і набирає швидкість - таким чином, реалізується ідея створення літака, що не звалюється, звичайно, при дотриманні необхідної центрування.

..
Літаки схеми тандем та їх аеродинамічні особливості:
Затінення заднього крила переднім при польоті на великих кутах атаки. 1 - мала інтерференція у крейсерському польоті на малих кутах атаки; 2 - сильне затінення заднього крила на великих кутах літака невдалої схеми; 3 - вдале розташування крил з малою інтерференцією на великих кутах атаки (m - коефіцієнт поздовжнього моменту негативний, нахил кривий xapaктepeн для стійкого літака, α - кут атаки)

Будівництво тандемів мало епізодичний характер доти. поки в 1978 р. все той же невтомний Рутан не продемонстрував на зльоті конструкторів-аматорів США в місті Ошкоші свій зухвало «незрозумілий» тандем «Квікі». Приступаючи до розробки цієї машини, Рутан ставив завдання створення літака з високими льотними характеристиками двигуна мінімально можливої ​​потужності. Звичайно, найкращі результати можна було отримати, використовуючи тандемну схему. Дійсно, два крила площею приблизно по 2,5 м ^ 2 дозволили зробити літак мінімальних габаритних розмірів з найменшим аеродинамічним опором і високою аеродинамічною якістю. При цьому двигуна 18 л. с. вистачило для досягнення швидкості 220 км/год, підйомності 3 м/с, стелі 4600 м. Злітна маса літака, виготовленого цілком із пластику, становить 230 кг. Як і попередні твори Рутана, «Квікі» розмножили аматори різних країн у десятках екземплярів. Американські авіаційні фахівці вважають "Квікі" "мінімальним" літаком. Він економічний, дешевий і нетрудомісткий у будівництві. Виробничий цикл його виготовлення складає всього 400 людино-годин. Конструктори-любителі багатьох країн можуть придбати і креслення, і набір заготовок, і повністю готовий апарат.

Послідовники Рутана знайшлися і нашій країні. На СЛА-84 куйбишевський самодіяльний клуб "Аеропракт", очолюваний студентом Ю. Яковлєвим, представив свій варіант "Квікі" -А-8

Хороших самодіяльних клубів у нашій країні вже чимало. Куйбишевський — один із найвідоміших. «Авіація на практиці» — так члени клубу розшифровують назву своєї «фірми», створеної 1974 р. у червоному куточку заводського гуртожитку випускником Харківського авіаційного інституту Василем Мірошником. Доля «Аероптракту» складалася важко. Клуб неодноразово закривався, «розганявся», змінював адреси та керівників. Однак невдачі та труднощі лише гартували молодих ентузіастів.

За більш ніж п'ятнадцятирічну історію через «Аеропракт» пройшли десятки людей — школярів, студентів, молодих робітників, які згодом стали добрими інженерами, конструкторами, льотчиками. У традиціях «Аеропракту» повна свобода технічної думки та демократія. У клубі завжди існувало кілька невеликих творчих груп, що паралельно будували три-чотири літальні апарати. А для найсміливіших і «маячних» технічних ідей завжди існував лише один суддя — практика та власний досвід. Саме така атмосфера творчої співпраці н змагання стала постійним джерелом ентузіазму, завдяки якому «Аеропракт» досі існує. Саме такі умови дали можливість найповніше проявити талант наших найкращих конструкторів-аматорів, у тому числі Василя Мірошника, Петра Альмурзнна, Михайла Волинця, Ігоря Вахрушева, Юрія Яковлєва та багатьох інших - постійних учасників та призерів зльотів СЛА.

Літаки, створені в «Аеропракті», добре відомі. Для того щоб краще уявити масштаби діяльності «Аеропракту», достатньо лише нагадати назви апаратів цього клубу, які брали участь у зльотах СЛА. Серед них - літаки А-6, А-11М, А-12, гідролітак А-05, планери А-7, А-10Б і мотопланер А-10А, що мають «фірмове» позначення «А» і побудовані у «філії» » «Аеропракт» - СКБ Куйбишевського авіаційного інституту під керівництвом В. Мірошника. Майже всі перелічені літальні апарати були призерами зльотів.

Найбільший успіх випав на частку тандему А-8 (Аеропракт-8), побудованого студентом Куйбишевського авіаційного інституту Юрієм Яковлєвим.

Зовні А-8 нагадує "Квікі". Але треба зазначити, що до тандему Ю. Яковлєва в нашій країні про особливості цієї схеми було відомо дуже мало. Яким має бути взаємне розташування крил та їх профіль, де розташувати центр тяжкості літака, як поведеться машина при польоті на великих кутах атаки? На всі ці запитання можна було відповісти лише випробувавши апарат.

..
Літак-тандем А-8(Ю. Яковлєв, "Аеропракт"). Площа переднього крила - 2,47 м2, площа заднього крила - 2,44 м2, злітна маса - 223 кг, маса порожнього - 143 кг, максимальна аеродинамічна якість - 12, максимально допустима швидкість - 300 км/год, максимальне експлуатаційне навантаження - 6, розбіг – 150 м, пробіг – 150 м.
1 - двигун, 2 - педалі, 3 - повітрозабірник вентилятора кабіни, 4 - вузли навішування крил, 5 - тяги керування елеронами, 6 - елерон, 7 - тяги керування кермом напрямку та хвостовим колесом (трос у трубчастій оболонці), 8 - вал керування , 9 - парашут ПЛП-60, 10 - важіль управління двигуном, 11 - бензобак, 12 - тяги управління кермом висоти, 13 - рукоятка запуску двигуна, 14 - гумові амортизатори підвіски двигуна, 15 - кермо висоти, 16 - бічна ручка управління, - замок ліхтаря, 18 – вимикач запалювання, 19 – покажчик швидкості, 20 – висотомір, 21 – авіагоризонт, 22 – варіометр. 23 – акселерометр, 14 – вольтметр

А-8 побудований був дуже швидко, але літати не відразу. Спроба першого зльоту на СЛА-84 у Коктебелі завершилася невдачею: після короткого розбігу літак скапотів. Довелося суттєво зрушити назад центрування та змінити кути установки крил. Тільки після цих доробок взимку 1985 р. літак зміг піднятися в повітря, демонструючи всі переваги незвичайного аеродинамічного компонування. Компактність, мала змочувана поверхня і, як наслідок, низький аеродинамічний опір, властиві літакам такої аеродинамічної схеми, дозволили на А-8, оснащеному двигуном потужністю 35 л. с, досягти максимальної швидкості 220 км/год і скоропідйомності 5 м/с. Випробування, проведені льотчиком-випробувачем В. Макагоновим, показали, що літак легкий і простий; управлінні, має гарну маневреність і не зривається в штопор. На тандемі успішно літали його творці та професійні пілоти. Для читачів буде цікава оцінка, дана літаку В. Макагоновим:

— При виконанні пробіжок на СЛА-84 у А-8 виявилася незбалансованість у поздовжньому каналі управління, внаслідок якої на розбігу розвивався значний пікіруючий момент від заднього крила на швидкості меншої швидкості відриву. Цей момент неможливо було компенсувати кермом висоти. Після зльоту завдання збалансованого зльоту аеропрактівці вирішили шляхом зменшення кута установки заднього крила до 0 °. Цього виявилося достатньо, щоб на розбігу при повністю взятій на себе ручці управління швидкість підйому хвостового колеса до злітного положення та швидкість відриву практично збігалися. Після відриву літак легко балансується у поздовжньому каналі. Тенденції до розвороту та кренеїї відсутні. Максимальна скоропідйомність – 5 м/с отримана на швидкості 90 км/год. У горизонтальному польоті досягнуто максимальної швидкості 190 км/год. Літак охоче збільшує швидкість до 220 км/год при незначному зниженні і при виході в горизонтальний політ довго утримує її. Очевидно, при більш вдалому підборі повітряного гвинта фіксованого кроку швидкість може бути більшою. У всьому діапазоні швидкостей літак стійкий і добре керований, перехресні зв'язки в боковій динаміці проявляються чітко. При повністю обраній на себе ручці керування та роботі двигуна на малому газі на швидкості 80 км/год спостерігається зрив потоку на передньому крилі, літак трохи опускає ніс із подальшим відновленням обтікання та збільшенням тангажу. Процес повторюється в режимі коливання з частотою 2-3 коливання в секунду з амплітудою 5-10 °. Зрив нерізкий, тому динаміка має плавний характер. Тенденцій до креніння і розвороту при зриві не спостерігається. Залежність зусиль на ручці і педалях від їхнього ходу лінійна з максимальними значеннями зусиль по елерона і керма, висоти не більше 3 кг і по керму напрямку не більше 7-8 кг. На літаку застосована бокова ручка керування, тож витрати ручки невеликі. Літак продемонстрував хорошу маневреність. На швидкості 160 км/год віраж виконується з креном 60 °, а форсований віраж зі швидкості 210 км / год з креном 80 °. Кістове управління, крісло ергономічної вигідної форми та відмінний з погляду огляду ліхтар створюють досить комфортні умови польоту.

Напередодні СЛА-85 «Аеропракт» у черговий раз закрили, і всі літальні апарати опинилися в опечатаному приміщенні. Юрію Яковлєву та його друзям довелося докласти чимало зусиль, перш ніж А-8 та інші літаки клубу були доставлені до Києва. Потрапивши на зліт з невеликим запізненням, А-8 відразу привернув до себе увагу і глядачів, і фахівців, а чудові польоти В. Макагонова багато в чому сприяли тому, що тандем став одним із найпопулярніших літаків зльоту. При підведенні підсумків А-8 визнаний кращим експериментальним літаком. Його автор був удостоєний призів ЦК ВЛКСМ, журналу «Техніка – молоді» та ЦАГІ. За рекомендацією технічної комісії зльоту рішенням Мінавіапрому А-8 передано до ЦАГІ для продувок в аеродинамічній трубі, а потім до Літно-випробувального інституту для більш детальних досліджень у польоті. Головним призом для Юрія Яковлєва, звичайно, стало запрошення працювати в ОКБ імені О. К. Антонова.

А-8 виготовлений цілком нз пластиков. Переднє і заднє однолонжеронні крила мають приблизно однакову конструкцію. Крила зроблені відокремленими, але роз'ємів по розмаху не мають. При стиковці крила вкладаються у спеціальні вирізи фюзеляжу. Переднє крило забезпечене аеродинамічною профілем RAF-32 н встановлено під кутом +3 °, заднє з профілем «Вортман» FX-60-126 встановлено з кутом 0 °.

Лонжерони крил мають стінку, виготовлену зі склотканини, і полиці, викладені з вуглеволокна. Обшивка крил тришарова (склотканина - пінопласт - склотканина). При виклеюванні деталей та збиранні агрегатів планера А-8 використані різні епоксидні клеї, в основному К-153.

Фюзеляж типу напівмоноко також має три-шарову пластикову конструкцію. Він виклеєний заціло з кілем. Шассн складається з двох коліс від картки розміром 300х100 мм, встановлених у спеціальних обтічниках на кінцях переднього крила, і склопластнкового ресорного милиця з керованим хвостовим колесом розміром 140х60 мм. Головні колеса забезпечені механічними гальмами. Роль амортизатора шасі виконує досить пружне переднє крило. У систему управління літака входять: закрилок на передньому крилі, що виконує функції керма висоти, елерони на задньому крилі та кермо напряму. Привід управління елеронами і кермом висоти виведений на бічну ручку з малими ходами, при цьому ручка льотчика в польоті лежить на спеціальному підлокітнику. Таким чином практично реалізований принцип кисте-вого управління. Бічна ручка управління А-8 на зльоті отримала високу оцінку всіх пілотів.

На А-8 використано двигун РМЗ-640 від снігоходу «Буран». Двигун розвиває потужність 35 л. с. при 5000 об/хв. Повітряний гвинт має діаметр 1,1 м і крок 0,7 м. Максимальна статична тяга гвинта - 65 кг. Бензобак розташований у носовій частині фюзеляжу під ногами пілота. Двигун розрахований на використання бензину А-76.

Єдине питання мене найбільше непокоїть після прочитаного:
Якою була подальша доля літака А-8?
Куди ж зник літак А-8 із асортименту виробництва на нинішньому "Аеропракті"?

Ідеї ​​наших читачів

ЮАН-2 «Sky Dweller» на авіасалоні МАКС-2007

ЯпЬтсрнатіЗнар

На МАКС-2009 цього літака ще не буде – конструкція вдосконалюється, і наступна її версія створюється значною мірою з деталей та вузлів попередньої. А ось на минулому МАКС надлегкий ЮАН-2 викликав великий інтерес, незважаючи навіть на зіпсований численними випробуваннями зовнішній вигляд. Тому що це не просто ще одне СЛА. У літаку реалізована аеродинамічна схема – так звана «флюгерна качка», яку без натяжки можна назвати революційною. У цій статті автор ідеї та керівник будівництва досвідчених машин, молодий авіаконструктор Олексій Юрконенко, обґрунтовує переваги нової схеми. На його думку, вона ідеальна для неманеврених літаків, і в цій категорії - досить, до речі сказати, великою може стати основою нового напряму в розвитку світового літакобудування.

Застосування сучасних технологій проектування літаків призвело до результату, на перший погляд, парадоксального: процес покращення характеристик авіаційної техніки втратив темп. Знайдено нові аеродинамічні профілі, оптимізовано механізацію крила, сформульовано принципи побудови раціональних структур авіаційних конст.

рукцій, покращено газодинаміку двигунів... Що ж далі, невже розвиток літака дійшов свого логічного завершення?

Що ж, еволюція літака в рамках нормальної, або класичної, аеродинамічної схеми справді сповільнюється, На авіаційних виставках та салонах масовий глядач знаходить величезне та строкате різноманіття; досвід

ний же фахівець бачить принципово однакові літаки, що відрізняються лише за експлуатацією но-технічних ознаками, але мають загальні концептуальні недоліки,

«КЛАСИКА»: ПЛЮСИ ТА МІНУСИ

Нагадаємо, що стать терміном «аеродинамічна схема літака* мається на увазі спосіб забезпечення статичної стійкості та керованості літака в каналі тангажу 1 .

Головне і, мабуть, єдина позитивна властивість класичної аеродинамічної схеми полягає в тому, що розташоване за крилом горизонтальне оперення (ГО) дозволяє без особливих труднощів забезпечити поздовжню статичну стійкість на великих кутах атаки літака.

p align="justify"> Основним недоліком класичної аеродинамічної схеми є наявність так званих втрат на балансування, які виникають через необхідність забезпечення запасу поздовжньої статичної стійкості літака (рис. I). Таким чином, результуюча підйомна сила літака виявляється меншою, ніж підйомна сила крила, на величину негативної підйомної сили ГО.

Максимальне значення втрат на балансування має місце на злітно-посадкових режимах при випущеній механізації крила, коли підйомна сила крила і, отже, момент, що пікірує, нею обумовлений (див. рис. 1), мають максимальне значення. Існують, наприклад, пасажирські літаки, у яких при повністю випущеній механізації негативна підйомна сила ГО дорівнює 25% їхньої ваги. Отже, приблизно на ту саму величину перерозміряно крило, і всі економічні та експлуатаційні показники такого літального апарату, м'яко кажучи, далекі від оптимальних значень.

АЕРОДИНАМІЧНА СХЕМА «КАЧКА»

Як уникнути цих втрат? Відповідь проста: аеродинамічна компоновка статично стійкою літака повинна виключати балансування з негативною підйомною силою на горизон

Тангаж - кутовий рух літального апарату щодо поперечної осі інерції. Кут тангажу - кут між поздовжньою віссю літального апарату та горизонтальною гласністю.

1 Кут атаки літака - кут між напрямком швидкості потоку, що набігає, і поздовжньою cmpoume.tbHuu віссю літака.

У «стандартної качки» з площею горизонтального оперення (переднього крила) в межах 15...20% площі основного крила і плечем оперення, рівним 2,5...3. межах від - 10 до - 20%ВСАХ. У більш загальному випадку, коли переднє крило за параметрами відрізняється від оперення «стандартної качки», або у «тандему» для визначення необхідної центрування зручно умовно привести це компонування до більш звичної для розуміння нормальної аеродинамічної схеми з умовним еквівалентним крилом (див. рис. .).

Центрівка, як і у разі нормальної схеми, повинна лежати в межах 15...25% ВЕКВ (хорди умовного еквівалентного крила), яка знаходиться так:

При цьому відстань до шкарпетки еквівалентної хорди дорівнює:

Де К - коефіцієнт, що враховує різницю кутів установки крил, скоси та гальмування потоку за переднім крилом, дорівнює:

Врахуйте, що емпіричні формули та рекомендації щодо визначення центрування досить приблизні, оскільки взаємний вплив крил, скоси та гальмування потоку за переднім крилом розрахувати важко, точно це визначається лише за продуванням. Авіаторам-аматорам для експериментальної перевірки центрування літака незвичайної схеми рекомендуємо користуватися літаючими, у тому числі і кордовими, моделями. У практиці авіабудування такий метод іноді застосовується. І в будь-якому випадку для літака аматорської будівлі центрування, визначене за формулами, слід уточнити при виконанні швидкісних руліжок і підльотів.

за матеріалами: СЕРЙОЗОВ, В. КОНДРАТЬЄВ "У НЕБІ ТУШИНА - СЛА" "Моделіст-Конструктор" 1988 №3

Винахід відноситься до літаків з переднім горизонтальним оперенням. Літак схеми «качка» включає крило, фюзеляж, рухову установку, шасі, вертикальне оперення та біпланне переднє горизонтальне оперення (ПГО). Літак має рівномірну завантаженість крила і ПГО на одиницю площі, щодо відстані між планами ПГО до середнього арифметичного величин хорд кожного з планів, що дорівнює 1,2. Винахід спрямовано зменшення розмірів літака. 1 іл.

Винахід відноситься до літаків з переднім горизонтальним оперенням, переважно до надлегких, спортивних.

Відомий літак схеми «качка», що включає крило, фюзеляж, рухову установку, шасі, вертикальне оперення та біпланне переднє горизонтальне оперення.

У літака схеми «качка» завантаженість переднього горизонтального оперення (ПГО) на одиницю площі значно менше, ніж у крила. Таке становище є наслідком те, що відношення відстані між планами ПГО до середнього арифметичного величин хорд цих планів становить лише 0,7. Оскільки площа ПГО, що несе, використовується неефективно, потрібно збільшення розмірів площі крила і переднього горизонтального оперення, що збільшує розміри літака.

Технічним завданням, що вирішується цим винаходом, є зменшення розмірів літака.

Поставлене завдання вирішується за рахунок того, що згідно винаходу в літаку схеми «качка», що включає крило, фюзеляж, рухову установку, шасі, вертикальне оперення та біпланне переднє горизонтальне оперення (ПГО), є рівномірна завантаженість крила і ПГО на одиницю площі, що забезпечується при відношенні відстані між планами ПГО до середнього арифметичного величин хорд кожного з планів, що дорівнює 1,2.

Таке виконання конструкції літака дає змогу зменшити його розміри.

Винахід пояснюється конкретним прикладом його виконання і кресленням, що додається.

На фіг. 1 зображено переріз біпланного переднього горизонтального оперення літака схеми "качка" по площині, паралельної базової площини літака, виконаного згідно винаходу.

Пристрій «Літак схеми «качка» включає крило, фюзеляж, рухову установку, шасі, вертикальне оперення та біпланне переднє горизонтальне оперення, що складається з нижнього плану та верхнього плану. При цьому питоме навантаження ПГО дорівнює питомому навантаженню крила і становить, наприклад, 550 ньютонів на 2.2 квадратний метр. Тобто є рівномірна завантаженість крила та ПГО на одиницю площі.

На фіг. 1 величина хорди нижнього плану 1 ПГО позначена літерою bн, а величина хорди верхнього плану 2 - літерою bв. Відстань між верхнім 2 і нижнім планами 1 позначено буквою h.

Хорда bн нижнього плану 1 дорівнює хорді bв верхнього плану 2 і становить, наприклад, 300 мм. Відстань h між планами 1 і 2 дорівнює, наприклад, 360 мм. У цьому відношення відстані h до середнього арифметичного величин хорд планів становить 1,2.

Величина зазначеного відношення забезпечує рівномірну завантаженість крила та ПГО для надлегких спортивних літаків. Це випливає з таких обставин.

Зменшення величини h призводить з одного боку до зміщення назад фокусу літака, що позитивно, поки завантаженість ПГО не зрівняється із завантаженістю крила. З іншого боку, зменшення величини h супроводжується збільшенням індуктивного опору ПГО, що, безумовно, негативно. У зв'язку з цим, явно неможливо визначити, яку саме величину відстані між планами ПГО слід обирати. У цьому треба пам'ятати, що з погляду зменшення сумарної площі крила і ПГО і, отже, розмірів літака має виконуватися умова рівномірної завантаженості крила і ПГО на одиницю площі.

При однаковій, або майже однаковій завантаженості крила та ПГО виконується умова перевищення на три градуси критичного кута атаки крила над критичним кутом атаки ПГО в їхній посадковій конфігурації. Ця умова є обов'язковою для запобігання «клюванню» - різкого опускання носа літака через зрив потоку на ПГО. При цьому незначна різниця завантаженості можлива як на користь ПГО, так і крила.

Величина вищенаведеного співвідношення виявлена ​​за допомогою аналітичних досліджень та перевірки їх результатів за допомогою льотних випробувань моделі літака, де була можливість змінювати відстань між планами ПГО.

ДЖЕРЕЛА ІНФОРМАЦІЇ

Літак схеми «качка», що включає крило, фюзеляж, рухову установку, шасі, вертикальне оперення і біпланне переднє горизонтальне оперення (ПГО), який відрізняється тим, що в ньому є рівномірна завантаженість крила і ПГО на одиницю площі, що забезпечується відстанню між планами ПГО до середнього арифметичного величин хорд кожного з планів, що дорівнює 1,2.

Схожі патенти:

Винахід відноситься до галузі авіації, зокрема до конструкцій високошвидкісних літальних апаратів. Літальний апарат містить фюзеляж з кабіною керування, трикутної форми крило, двигуни, встановлені з піднесенням над крилом, хвостове оперення, шасі.

Винахід відноситься до авіації, більш конкретно - до апаратів важче за повітря, а саме до літаків схеми "качка", і може бути використане в конструкції пасажирських, транспортних літаків для підвищення їх економічності та паливної ефективності.

Винахід відноситься до галузі літальних апаратів. Носова частина літального апарату містить кабіну управління з витягнутою вперед головкою у формі конуса, з поворотною на вертикальній осі деталлю у вигляді клина, кінець якої виконаний гострим у напрямку до потоку повітря, що набігає, має можливість відхилення вліво і вправо на кут від 0о до 10о за допомогою поворотного гідродвигуна/пневмодвигуна та здійснення коливальних рухів, що призводять до синусоїдального виду траєкторії польоту літального апарату. Винахід спрямовано на підвищення маневреності літального апарата у горизонтальній площині. 1 з.п. ф-ли, 3 іл.

Винахід відноситься до літальних апаратів легкомоторної авіації Мотопланер містить фюзеляж, двигун, несуче крило та допоміжне крило, важелі приводів в управлінні крил, керма повороту, колеса, керма висоти. Несе крило оснащене шарнірними вузлами, з яких два розташовані симетрично щодо поперечної осі симетрії на лонжероні. Один шарнірний вузол розташований на допоміжному лонжероні і закріплений на стійці, яка закріплена шарнірно на повзуні, рухомо встановленому в напрямних рами, і пов'язаний зі стійкою штурвала підпружиненою тягою. Допоміжне крило складається з двох незалежних консолей, посаджених рухомо на поперечну вісь, нерухомо закріплену в носовій частині рами, оснащених важелями, пов'язаними тягами з двоплечим важелем штурвала. Стійка переднього колеса, закріплена рухомо у втулці рами, оснащена обтічником колеса, виконаним у формі поворотного кіля, і оснащена двоплечим важелем, забезпеченим компенсаторами. Винахід спрямований на підвищення безпеки польоту. 1 з.п. ф-ли, 9 іл.

Група винаходів відноситься до авіаційно-космічної техніки і може бути використана для здійснення польотів в атмосфері та космічному просторі, при зльоті із Землі та поверненні на неї. Аерокосмічний літак (АКС) виконаний за аеродинамічною схемою «качка-безхвостка». Носові площини та крила утворюють спільно з фюзеляжем дельтоподібну поверхню, що несе. Ядерний ракетний двигун (ЯРД) містить теплообмінну камеру, стикається з ядерним реактором через радіаційний захист. Як робоче тіло використовується (частково) атмосфера, зріджена бортовими установками зрідження. Харчові та охолоджувальні бортові турбоагрегати та турбоелектрогенератори, а також реактивні двигуни, що управляють, підключені до теплообмінної камери з можливістю роботи безпосередньо на маршовому робочому тілі. При відключеному маршовому соплі в ЯРД передбачено спеціальний запірний пристрій. У довгострокових аерокосмічних польотах АКС періодично дозаправляється атмосферним середовищем, що зріджується. Технічним результатом групи винаходів є підвищення ефективності АКС з ЯРД за рахунок підвищення їх тягозброєності та термодинамічної якості при забезпеченні стійкості та керованості польоту. 2 зв. та 3 з.п. ф-ли, 10 іл.

Винахід відноситься до галузі авіаційної техніки. Надзвуковий літак з крилами замкнутої конструкції (ССКЗК) має планер з переднім горизонтальним оперенням, два кілі, низько розташоване переднє крило, що має кінцеві крильця, з'єднані по дузі з кінцями високорозташованого заднього крила, кореневі частини якого з'єднані з кінцями відхилених назовні. двоконтурні двигуни (ТРДД). ССКЗК виконаний за аеродинамічною схемою поздовжнього триплана з різноспрямованими у поперечній площині стрілоподібними крилами замкнутої конструкції. Передні та задні частини гондол ТРДД змонтовані в зламах під внутрішньою частиною заднього крила і над внутрішньою частиною стабілізатора змінної стрілоподібності U-подібного оперення, що має на лівій та правій консолях як внутрішні рульові поверхні, змонтовані з внутрішніх бортів відповідних гондол, так і передню . Комбінована силова установка має розгінно-маршеві ТРДД та допоміжний маршовий прямоточний повітряно-реактивний двигун. Винахід спрямовано на покращення природного надмірного ламінарного обтікання системи крил. 4 з.п. ф-ли, 3 іл.

Винахід відноситься до авіації. Надзвуковий літак з тандемними крилами має поздовжнє компонування триплана і містить фюзеляж з плавним поєднанням напливів дельтовидного в плані крила (1), низькорозташоване заднє крило (8) типу зворотна "чайка", переднє горизонтальне оперення (6), вертикальне оперення, виконане спільно (7), два турбореактивні двоконтурні двигуни, передні та задні частини яких змонтовані відповідно під крилом типу чайка і по зовнішніх їх бортах з консолями стабілізатора і триопорне шасі. Фюзеляж (3) забезпечений конусоподібним гасником (4) звукового удару носовому обтічнику (5). Крила виконані відповідно з негативним і позитивним кутами їх поперечного V, мають змінну стрілоподібність і утворюють побачивши спереду ромбоподібну замкнуту конструкцію. Стабілізатор виконаний зі зворотної V-образності із заокругленою вершиною та оснащений гондолою (14) двигуна. Винахід підвищує аеродинамічну ефективність літального апарату. 6 з.п. ф-ли, 1 табл., 3 іл.

Винахід відноситься до галузі авіаційної техніки. Надзвуковий літак, що конвертується, містить планер, що включає переднє горизонтальне оперення, вертикальне оперення, переднє трикутне крило типу чайка, заднє крило з трапецієподібними консолями, розгінно-маршовий реактивний двигун і допоміжні маршеві прямоточні повітряно-реактивні двигуни. Переднє крило та заднє крило розміщені в замкнутій конструкції поздовжнього триплана з можливістю перетворення польотної конфігурації. Винахід спрямовано підвищення безшумності польоту шляхом поліпшення ламінарного надзвукового обтікання крил. 5 з.п. ф-ли, 3 іл.

Винахід відноситься до літальних апаратів схем «качка» та «нормальна». Літальний апарат (ЛА) включає механізоване крило і флюгерне ​​горизонтальне оперення (ФГО), з яким пов'язаний серворуль. ФГЗ (1) з серворулем (3) шарнірно розміщені на осі обертання. Похідна по куту атаки ЛА коефіцієнта підйомної сили ФГО підвищується від нуля до необхідної величини за рахунок того, що кут між базовими площинами ФГО (1) і ЛА змінюється кратно зміни кута між базовими площинами серворуля (3) і ЛА при зміні кута атаки ЛА механізмом елементів (4, 5, 6, 7, 8, 9, 10). У «качці» кут порота ФГО менше кута повороту серворуля, а нормальної схемою - більше. У результаті обох схемах фокус зміщується назад. У нормальній схемі це дозволяє збільшити навантаження на стабілізатор - ФГВ, а в "качці" - використовувати сучасні засоби механізації крила за збереження статичної стійкості. Винахід спрямовано зменшення площі крила за рахунок оптимізації завантаженості горизонтального оперення. 3 іл.

Винахід відноситься до авіаційної техніки. Літальний апарат (ЛА) аеродинамічної схеми «флюгерна качка» містить механізоване крило і флюгерне ​​переднє горизонтальне оперення (ФПГО) (10) з серворулем (3), які розміщені шарнірно на осі обертання ОО1. Похідна по куту атаки ЛА коефіцієнта підйомної сили ФПГО підвищується від нуля до необхідної величини за рахунок того, що кут між базовими площинами ФПГО (10) і ЛА змінюється лише на частину зміни кута між базовими площинами серворуля (3) та ЛА при зміні кута атаки ЛА механізмом із елементів (11, 12, 13). Для управління тангажем вісь ОО3 має можливість зміщуватися до осі ОО1 або від неї, при цьому її положення зафіксовано тягою (14), що є елементом системи управління. Винахід спрямовано зменшення площі крила за рахунок зрівнювання з ним крейсерської завантаженості ФПГО. 3 з.п. ф-и, 4 іл.

Винахід відноситься до авіації. Надзвуковий літак, що перетворюється, містить фюзеляж (3), трапецієподібне ПГО, стабілізатор (7), силову установку, що включає два турбореактивних двоконтурних двигуна форсажних в гондолах, розміщених по обидва боки від осі симетрії і між кільми (18), змонтованих на кінці фюзеляжу (3) на верхніх та бічних його частинах. Літак також містить переднє крило (1) з напливом (2), виконане зі змінною стрілоподібністю типу «зворотна чайка», з передкрилками (8), загостреними законцівками (9), флаперонами (10). Ззаду і нижче поверхонь першого крила (1) на балках встановлені цільноповоротні консолі заднього крила (13), з закрилками (14), з можливістю повороту у вертикальній поперечній площині навколо поздовжньої осі на поворотній середній частині (15) балки. Також літак містить U-подібне оперення, що має кили (18) з серповидною задньою кромкою і розвиненими суцільноповоротними загостреними законцівками (19). Винахід покращує підйомну силу та керованість та підвищує аеродинамічну ефективність, а також зменшує шум літака. 3 з.п. ф-ли. 1 іл.

Винахід відноситься до галузі авіації, зокрема до конструкцій літаків вертикального зльоту та посадки (СВВП). СВВП виконаний за схемою "качка", забезпечений додатковим хвостовим кермом висоти, що складається із закріплених з можливістю повороту на осі обертання носової частини та хвостової частини з нижньою та верхньою поверхнями. Ширина хвостового керма висоти дорівнює ширині фюзеляжу. Насадок кожного підйомно-маршового вентилятора має бічні обмежувачі потоку повітря від вентилятора. Поворотні профілі грат виконані у вигляді збірних гнучких лопаток, а вихідний переріз насадка виконано складної форми з верхньою та нижньою горизонтальними гнучкими кромками. Вихлопні сопла двигунів прилягають до верхньої поверхні додаткового хвостового керма висоти, по краях нижньої поверхні фюзеляжу встановлені поздовжні гребені. Досягається можливість отримання додаткової підйомної сили на зльоті, посадці та перехідних режимах польоту. 5 з.п. ф-ли, 4 іл.

Винахід відноситься до літаків з переднім горизонтальним оперенням. Літак схеми «качка» включає крило, фюзеляж, рухову установку, шасі, вертикальне оперення та біпланне переднє горизонтальне оперення. Літак має рівномірну завантаженість крила і ПГО на одиницю площі, щодо відстані між планами ПГО до середнього арифметичного величин хорд кожного з планів, що дорівнює 1,2. Винахід спрямовано зменшення розмірів літака. 1 іл.