2018-09-20T19:58:14+00:00

Легкий экспериментальный самолет МиГ-8 «Утка».

Разработчик: ОКБ Микояна, Гуревича
Страна: СССР
Первый полет: 1945 г.

Самолет МиГ-8 был разработан в ОКБ-155 в инициативном порядке с целью проверки устойчивости и управляемости аэродинамической схемы «Утка» в воздухе, изучения работы крыла большой стреловидности и отработки трехколесного шасси с передней опорой.

Работы над экспериментальной машиной начали в феврале 1945 года с проработки компоновки. В проектировании «Утки» активное участие принимали Н.И.Андрианов, Н.З.Матюк, К.В.Пеленберг, Я.И.Селецкий и А.А.Чумаченко. По расчетам МиГ-8 должен был иметь максимальную скорость 240 км/ч, что подтвердила продувка его модели в аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ. Однако вследствие невозможности получения в трубе Т-102 точных характеристик самолета в отношении его поведения на околокритических режимах, специалисты ЦАГИ рекомендовали первые полеты проводить с установленными концевыми фиксированными предкрылками, имеющих размах не менее размаха элеронов. В заключении о возможности первого вылета (в части аэродинамики), составленным инженером лаборатории № 1 ЦАГИ В.Н.Матвеевым, было отмечено, что выход на критические режимы в процессе испытаний самолета следует избегать, так как в отношении штопорных свойств схема «Утка», по его мнению, была очень неблагополучной.

Для определения критической скорости флаттера в ЦАГИ выполнили соответствующий расчет и провели испытание самолета для определения собственных частот колебаний. Расчет проведенный по результатам частотных испытаний дал значение критической скорости равной 328 км/ч, после чего была разрешена эксплуатация самолета МиГ-8 до скорости 270 км/ч по прибору. Статические испытания самолета провели до эксплуатационной нагрузки, составляющей 67% от разрушающей.

Первый вылет на самолете МиГ-8 «Утка» выполнил 13 августа 1945 года летчик-испытатель А.И.Жуков . Ведущим инженером по испытаниям назначили Е.Ф.Нащепыша. полеты выполняли летчики-испытатели А.И.Жуков (ОКБ-155) и А.Н.Гринчик (ЛИИ). Первый этап летных испытаний, на которых главным образом изучали устойчивость и управляемость самолета, проходил в ЛИИ НКАП в период с 28 августа по 11 сентября 1945 года. Для обеспечения большей надежности на самолете были установлены концевые предкрылки с постоянной щелью.

Проведенные испытания на устойчивость показали, что самолет при центровке 28% обладает удовлетворительной продольной устойчивостью, хорошей путевой и излишней поперечной. По рекомендации ЦАГИ для приведения в соответствие путевой и поперечной устойчивости крылу придали обратное поперечное V в 1°, а концевые шайбы развернули на 10° верхними концами внутрь крыла. Кроме того, для уравнивания степени устойчивости с фиксированным и свободным рулем в носок руля высоты поставили груз, создающий постоянное усилие на ручке пилота около 1 кг.

По результатам первого этапа испытаний специалисты ЛИИ также выдали рекомендации по доработке самолета. В связи с этим МиГ-8 в конце 1945 года прибыл на завод № 155. Здесь кили переставили на середину консолей, руль направления оборудовали компенсаторами, а на руле высоты установили управляемый триммер. Кроме того, не передней стойке установили колесо размером 500×150.

14 февраля 1946 года доработанный самолет вывели на заводской аэродром. После контрольного полета, который состоялся 21 февраля, было обнаружено, что температура масла мотора из-за снятых обтекателей не поднимается выше 20°С. В связи с этим на головки цилиндров вновь установили обтекатели. Однако следующий полет, состоявшийся 28 февраля, выявил, что температура масла превысила допустимую. Самолет отправили на доработку, где улучшили обдув цилиндров.

После отладки температурного режима винтомоторной группы 3 марта 1946 года самолет МиГ-8 перегнали с заводского аэродрома в ЛИИ НКАП для продолжения испытаний. В программу второго этапа также включили изучение штопорных свойств самолета. В процессе испытаний крыло вновь подвергли доработке: были установлены законцовки крыла с большим отрицательным углом поперечного V и сняты предкрылки. Опасения в отношении штопорных свойств «Утки» не подтвердились. Самолет входил в преднамеренныи штопор неохотно, и после того как летчик бросал управление «выскакивал» из него «как пробка из воды». Установленный на самолете МиГ-8 толкающий винт дал возможность проверить управляемость на малых скоростях при отсутствии обдува крыла винтом. Кроме того, испытания позволили изучить управляемость самолета на земле, а также вопросы взлета и посадки (заход на второй круг) в условиях отсутствия обдува винтом органов управления. Это в дальнейшем позволило использовать полученные результаты при проектировании истребителей с реактивными двигателями МиГ-9 и МиГ-15 . После испытаний, программа которых полностью была выполнена в мае 1946 года, МиГ-8 «Утка» использовался в качестве связного и транспортного самолета ОКБ. За все время эксплуатации самолета не было ни одной аварии или предпосылки к летному происшествию.

По своей схеме самолет представлял подкосный высокоплан с трехколесным неубирающимся шасси.

Каркас фюзеляжа был выполнен из сосновых брусков и имел фанерную обшивку. В кабине закрытого типа размещались пилот и два пассажира. Входную дверь расположили на левом борту фюзеляжа. Кабина имела хорошее остекление, которое обеспечивало прекрасный обзор вперед и в стороны. Носовая часть фюзеляжа заканчивалась балкой, на которой установили горизонтальное оперение. Хвостовая часть фюзеляжа переходила в моторный отсек, который заканчивался коком винта.

Двухлонжеронное крыло с постоянной относительной толщиной по размаху (12%) имело деревянный набор и полотняную обшивку. Стреловидность крыла в плане 20°, сужение 1, удлинение 6, профиль «Кларк УН». Угол установки крыла 2°. На концах крыла установили шайбы, которые являлись вертикальным оперением. Элероны типа «Фрайз» имели дюралевый каркас и полотняную обшивку.

Общая площадь вертикального оперения 3 м2. Размах горизонтального оперения 3,5 м, площадь — 2,7 м2, угол установки +2°. Профиль оперения NACA-0012. Кили деревянные, рули направления — каркас дюралевый, обшивка полотняная. Стабилизатор деревянный. Каркас руля высоты дюралевый, обшивка полотняная. Управление рулем высоты жесткое, управление рулями направления и элеронами тросовое.

Мотор воздушного охлаждения М-11ФМ мощностью 110 л.с. с двухлопастным деревянным толкающим винтом постоянного шага диаметром 2,35 м, серии 2СМВ-2. Угол установки лопастей винта 24°. Моторама трубчатая сварная. Мотор был полностью закапотирован и имел индивидуальные обдувы для каждого цилиндра. Запуск пневматический. Топливо разместили в двух дюралевых бензобаках установленных в корневой части крыла по одному с каждой стороны. Общая емкость топливных баков 118 л. Маслобак емкостью 18 л находился за пассажирской кабиной.

Стойки шасси металлические сварные. Амортизация воздушно-масляная. Носовая стойка имела масляный демпфер. Колеса основных стоек шасси тормозные размером 500 x 150, носовое колесо — 300 x 150. Колея шасси 2,5 м.

Модификация: МиГ-8
Размах крыла, м: 9,50
Длина самолета, м: 6,80
Высота самолета, м: 2,475
Площадь крыла, м2: 15,00
Масса, кг
-пустого самолета: 746
-нормальная взлетная: 1090
-топлива: 140
Тип двигателя: 1 х ПД М-11ФМ
-мощность, л.с.: 1 х 110
Максимальная скорость, км/ч: 215
Практическая дальность, км: 500
Практический потолок, м: 5200

Первый вариант самолета МиГ-8 «Утка».

Самолет МиГ-8 «Утка». Сверху первый вариант самолета.

Второй вариант самолета МиГ-8 «Утка».

Второй вариант самолета МиГ-8 «Утка».

Второй вариант самолета МиГ-8 «Утка».

Самолет МиГ-8-2 «Утка» в полете.

Аэродинамическая схема «утка»

Как избежать потерь на балансировку? Ответ прост: аэродинамическая компоновка статически устойчивого самолёта должна исключать балансировку с отрицательной подъёмной силой на горизонтальном оперении. В принципе, добиться этого можно и на классической схеме, но наиболее простым решением является компоновка самолёта по схеме «утка», которая обеспечивает управление по тангажу без потерь подъемной силы на балансировку (рис. 3). Тем не менее, «утки» практически не используются в транспортной авиации, и, кстати, совершенно справедливо. Объясним, почему.

Как показывает теория и практика, самолёты схемы «утка» имеют один серьёзный недостаток – малый диапазон лётных скоростей. Схема «утка» выбирается для самолёта, который должен иметь более высокую скорость полёта по сравнению с самолётом, скомпонованным по классической схеме, при условии, что мощности силовых установок этих самолётов равны. Данный эффект достигается за счёт того, что на «утке» удаётся до предела снизить сопротивление трения воздуха за счёт уменьшения площади омываемой поверхности самолёта.

С другой стороны, на посадке «утка» не реализует максимальный коэффициент подъёмной силы своего крыла. Это объясняется тем, что по сравнению с классической аэродинамической схемой при одинаковых межфокусных расстояниях крыла и ГО, относительной площади ГО, а также при равных абсолютных значениях запасов продольной статической устойчивости, схема «утка» имеет меньшее балансировочное плечо ПГО. Именно это обстоятельство не позволяет «утке» конкурировать с классической аэродинамической схемой на взлётно-посадочных режимах.

Решить эту проблему можно одним способом: увеличить максимальный коэффициент подъёмной силы ПГО () до значений, обеспечивающих балансировку «утки» на посадочных скоростях классических самолётов. Современная аэродинамика уже дала «уткам» высоконесущие профили со значениями Су max = 2, что позволило создать ПГО с . Но, несмотря на это, все современные «утки» имеют более высокие посадочные скорости по сравнению с классическими компоновками.

Срывные характеристики «уток» также не выдерживают критики. При заходе на посадку в условиях высокой термической активности, турбулентности или сдвига ветра ПГО, обеспечивающее балансировку на максимальном допустимом Су самолёта, может иметь . В этих условиях, при внезапном увеличении угла атаки самолёта, ПГО выйдет на закритическое обтекание, что приведёт к падению его подъёмной силы, и угол атаки самолёта начнёт уменьшаться. Возникающий при этом глубокий срыв потока с ПГО вводит самолёт в режим резкого неуправляемого клевка, что в большинстве случаев приводит к катастрофе. Такое поведение «уток» на критических углах атаки не позволяет использовать эту аэродинамическую схему в сверхлёгкой и транспортной авиации.

Изобретение относится к самолетам с передним горизонтальным оперением. Самолет схемы «утка» включает крыло, фюзеляж, двигательную установку, шасси, вертикальное оперение и бипланное переднее горизонтальное оперение (ПГО). Самолет имеет равномерную загруженность крыла и ПГО на единицу площади, при отношении расстояния между планами ПГО к среднему арифметическому величин хорд каждого из планов, равном 1,2. Изобретение направлено на уменьшение размеров самолета. 1 ил.

Изобретение относится к самолетам с передним горизонтальным оперением, преимущественно к сверхлегким, спортивным.

Известен самолет схемы «утка», включающий крыло, фюзеляж, двигательную установку, шасси, вертикальное оперение и бипланное переднее горизонтальное оперение .

У самолета схемы «утка» загруженность переднего горизонтального оперения (ПГО) на единицу площади существенно меньше, чем у крыла. Такое положение является следствием того, что отношение расстояния между планами ПГО к среднему арифметическому величин хорд этих планов составляет всего 0,7. Поскольку несущая площадь ПГО используется неэффективно, требуется увеличение размеров площади крыла и переднего горизонтального оперения, что увеличивает размеры самолета.

Технической задачей, решаемой настоящим изобретением, является уменьшение размеров самолета.

Поставленная задача решается за счет того, что согласно изобретению в самолете схемы «утка», включающем крыло, фюзеляж, двигательную установку, шасси, вертикальное оперение и бипланное переднее горизонтальное оперение (ПГО), имеется равномерная загруженность крыла и ПГО на единицу площади, обеспечиваемая при отношении расстояния между планами ПГО к среднему арифметическому величин хорд каждого из планов, равном 1,2.

Такое выполнение конструкции самолета позволяет уменьшить его размеры.

Изобретение поясняется конкретным примером его выполнения и прилагаемым чертежом.

На фиг. 1 изображено сечение бипланного переднего горизонтального оперения самолета схемы «утка» по плоскости, параллельной базовой плоскости самолета, выполненного согласно изобретению.

Устройство «Самолет схемы «утка» включает крыло, фюзеляж, двигательную установку, шасси, вертикальное оперение и бипланное переднее горизонтальное оперение, состоящее из нижнего плана и верхнего плана. При этом удельная нагрузка ПГО равна удельной нагрузке крыла и составляет, например, 550 ньютонов на 2.2 квадратный метр. То есть имеется равномерная загруженность крыла и ПГО на единицу площади.

На фиг. 1 величина хорды нижнего плана 1 ПГО обозначена литерой bн, а величина хорды верхнего плана 2 - литерой bв. Расстояние между верхним 2 и нижним 1 планами обозначено буквой h.

Хорда bн нижнего плана 1 равна хорде bв верхнего плана 2 и составляет, например, 300 мм. Расстояние h между планами 1 и 2 равно, например, 360 мм. При этом отношение расстояния h к среднему арифметическому величин хорд планов составляет 1,2.

Величина указанного отношения обеспечивает равномерную загруженность крыла и ПГО для сверхлегких спортивных самолетов. Это следует из следующих обстоятельств.

Уменьшение величины h приводит с одной стороны к смещению назад фокуса самолета, что положительно до тех пор, пока загруженность ПГО не сравняется с загруженностью крыла. С другой стороны уменьшение величины h сопровождается увеличением индуктивного сопротивления ПГО, что, безусловно, отрицательно. В связи с этим, явным образом невозможно определить, какую именно величину расстояния между планами ПГО следует выбирать. При этом надо иметь в виду, что с точки зрения уменьшения суммарной площади крыла и ПГО и, следовательно, размеров самолета должно выполняться условие равномерной загруженности крыла и ПГО на единицу площади.

При одинаковой, или почти одинаковой загруженности крыла и ПГО выполняется условие превышения на три градуса критического угла атаки крыла над критическим углом атаки ПГО в их посадочной конфигурации. Это условие является обязательным для предотвращения «клевка» - резкого опускания носа самолета из-за срыва потока на ПГО. При этом незначительная разница загруженности возможна как в пользу ПГО, так и крыла.

Величина вышеприведенного соотношения выявлена посредством аналитических исследований и проверки их результатов посредством летных испытаний модели самолета, на которой имелась возможность изменять расстояние между планами ПГО.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

Самолет схемы «утка», включающий крыло, фюзеляж, двигательную установку, шасси, вертикальное оперение и бипланное переднее горизонтальное оперение (ПГО), отличающийся тем, что в нем имеется равномерная загруженность крыла и ПГО на единицу площади, обеспечиваемая при отношении расстояния между планами ПГО к среднему арифметическому величин хорд каждого из планов, равном 1,2.

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям высокоскоростных летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с кабиной управления, треугольной формы крыло, двигатели, установленные с возвышением над крылом, хвостовое оперение, шасси.

Изобретение относится к авиации, более конкретно - к аппаратам тяжелее воздуха, а именно к самолетам схемы “утка”, и может быть использовано в конструкции пассажирских, транспортных самолетов для повышения их экономичности и топливной эффективности.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Носовая часть летательного аппарата содержит кабину управления с вытянутой вперед головкой в форме конуса, снабженной поворотной на вертикальной оси деталью в виде клина, конец которой выполнен острым по направлению к набегающему потоку воздуха, имеет возможность отклонения влево и вправо на угол от 0о до 10о с помощью поворотного гидродвигателя/пневмодвигателя и совершения колебательных движений, приводящих к синусоидального вида траектории полета летательного аппарата. Изобретение направлено на повышение маневренности летательного аппарата в горизонтальной плоскости. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам легкомоторной авиации. Мотопланер содержит фюзеляж, двигатель, несущее крыло и вспомогательное крыло, рычаги приводов в управлении крыльев, руля поворота, колеса, руля высоты. Несущее крыло оснащено шарнирными узлами, из которых два расположены симметрично относительно поперечной оси симметрии на лонжероне. Один шарнирный узел расположен на вспомогательном лонжероне и закреплен на стойке, которая закреплена шарнирно на ползуне, подвижно установленном в направляющих рамы, и связан со стойкой штурвала подпружиненной тягой. Вспомогательное крыло состоит из двух независимых консолей, посаженных подвижно на поперечную ось, неподвижно закрепленную в носовой части рамы, оснащенных рычагами, связанными тягами с двуплечим рычагом штурвала. Стойка переднего колеса, подвижно закрепленная во втулке рамы, оснащена обтекателем колеса, выполненным в форме поворотного киля, и оснащена двуплечим рычагом, снабженным компенсаторами. Изобретение направлено на повышение безопасности полета. 1 з.п. ф-лы, 9 ил.

Группа изобретений относится к авиационно-космической технике и может быть использована для осуществления полетов в атмосфере и космическом пространстве, при взлёте с Земли и возвращении на неё. Аэрокосмический самолёт (АКС) выполнен по аэродинамической схеме «утка-бесхвостка». Носовые плоскости и крылья образуют совместно с фюзеляжем дельтообразную несущую поверхность. Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) содержит теплообменную камеру, состыкованную с ядерным реактором через радиационную защиту. В качестве рабочего тела используется (частично) атмосфера, сжижаемая бортовыми установками ожижения. Питающие и охлаждающие бортовые турбоагрегаты и турбоэлектрогенераторы, а также управляющие реактивные двигатели подключены к теплообменной камере с возможностью работы непосредственно на маршевом рабочем теле. При отключенном маршевом сопле в ЯРД предусмотрено специальное запорное устройство. В долговременных аэрокосмических полетах АКС периодически дозаправляется сжижаемой атмосферной средой. Техническим результатом группы изобретений является повышение эффективности АКС с ЯРД за счет повышения их тяговооруженности и термодинамического качества при обеспечении устойчивости и управляемости полета. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой самолет с крыльями замкнутой конструкции (ССКЗК) имеет планер с передним горизонтальным оперением, два киля, низко расположенное переднее крыло, имеющее концевые крылышки, соединенные по дуге с концами высокорасположенного заднего крыла, корневые части которого соединены с концами отклоненных наружу килей, фюзеляж и турбореактивные двухконтурные двигатели (ТРДД). ССКЗК выполнен по аэродинамической схеме продольного триплана с разнонаправленными в поперечной плоскости стреловидными крыльями замкнутой конструкции. Передние и задние части гондол ТРДД смонтированы в изломах под внутренней частью заднего крыла и над внутренней частью стабилизатора переменной стреловидности U-образного оперения, имеющего на левой и правой консолях как внутренние рулевые поверхности, смонтированные с внутренних бортов соответствующих гондол, так и переднюю и заднюю кромки. Комбинированная силовая установка имеет разгонно-маршевые ТРДД и вспомогательный маршевый прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Изобретение направлено на улучшение естественного ламинарного сверхзвукового обтекания системы крыльев. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиации. Сверхзвуковой самолет с тандемными крыльями имеет продольную компоновку триплана и содержит фюзеляж с плавным сопряжением наплывов дельтовидного в плане крыла (1), низкорасположенное заднее крыло (8) типа обратная “чайка”, переднее горизонтальное оперение (6), вертикальное оперение, выполненное совместно со стабилизатором (7), два турбореактивных двухконтурных двигателя, передние и задние части которых смонтированы соответственно под крылом типа чайка и по внешним их бортам с консолями стабилизатора и трехопорное шасси. Фюзеляж (3) снабжен конусообразным гасителем (4) звукового удара в носовом обтекателе (5). Крылья выполнены соответственно с отрицательным и положительным углами их поперечного V, имеют переменную стреловидность и образуют при виде спереди ромбовидную замкнутую конструкцию. Стабилизатор выполнен с обратной V-образности с округленной вершиной и оснащен гондолой (14) двигателя. Изобретение повышает аэродинамическую эффективность летательного аппарата. 6 з.п. ф-лы, 1 табл., 3 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой конвертируемый самолет содержит планер, включающий переднее горизонтальное оперение, вертикальное оперение, переднее треугольное крыло типа чайка, заднее крыло с трапециевидными консолями, разгонно-маршевый реактивный двигатель и вспомогательные маршевые прямоточные воздушно-реактивные двигатели. Переднее крыло и заднее крыло размещены в замкнутой конструкции продольного триплана с возможностью преобразования полетной конфигурации. Изобретение направлено на повышение бесшумности полета путем улучшения ламинарного сверхзвукового обтекания крыльев. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам схем «утка» и «нормальная». Летательный аппарат (ЛА), включает механизированное крыло и флюгерное горизонтальное оперение (ФГО), с которым связан серворуль. ФГО (1) с серворулем (3) шарнирно размещены на оси вращения. Производная по углу атаки ЛА коэффициента подъемной силы ФГО повышается от нуля до необходимой величины за счет того, что угол между базовыми плоскостями ФГО (1) и ЛА изменяется кратно изменению угла между базовыми плоскостями серворуля (3) и ЛА при изменении угла атаки ЛА механизмом из элементов (4, 5, 6, 7, 8, 9, 10). В «утке» угол порота ФГО меньше угла поворота серворуля, а в нормальной схеме - больше. В результате в обеих схемах фокус смещается назад. В нормальной схеме это позволяет увеличить нагрузку на стабилизатор - ФГО, а в «утке» - использовать современные средства механизации крыла при сохранении статической устойчивости. Изобретение направлено на уменьшение площади крыла за счет оптимизации загруженности горизонтального оперения. 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Летательный аппарат (ЛА) аэродинамической схемы «флюгерная утка» содержит механизированное крыло и флюгерное переднее горизонтальное оперение (ФПГО) (10) с серворулем (3), которые шарнирно размещены на оси вращения ОО1. Производная по углу атаки ЛА коэффициента подъемной силы ФПГО повышается от нуля до необходимой величины за счет того, что угол между базовыми плоскостями ФПГО (10) и ЛА изменяется лишь на часть изменения угла между базовыми плоскостями серворуля (3) и ЛА при изменении угла атаки ЛА механизмом из элементов (11, 12, 13). Для управления по тангажу ось ОО3 имеет возможность смещаться к оси ОО1 или от нее, при этом ее положение зафиксировано тягой (14), являющейся элементом системы управления. Изобретение направлено на уменьшение площади крыла за счет уравнивания с ним крейсерской загруженности ФПГО. 3 з.п. ф-ы, 4 ил.

Изобретение относится к авиации. Сверхзвуковой преобразуемый самолет содержит фюзеляж (3), трапециевидное ПГО, стабилизатор (7), силовую установку, включающую два турбореактивных двухконтурных двигателя форсажных в гондолах, размещенных по обе стороны от оси симметрии и между килями (18), смонтированных на конце фюзеляжа (3) на верхних и боковых его частях. Самолет также содержит переднее крыло (1) с наплывом (2), выполненное с переменной стреловидностью типа «обратная чайка», снабженное предкрылками (8), заостренными законцовками (9), флапперонами (10). Сзади и ниже поверхностей первого крыла (1) на балках установлены цельноповоротные консоли заднего крыла (13), снабженные закрылками (14), с возможностью поворота в вертикальной поперечной плоскости вокруг продольной оси на поворотной средней части (15) балки. Также самолет содержит U-образное оперение, имеющее кили (18) с серповидной задней кромкой и цельноповоротными развитыми заостренными законцовками (19). Изобретение улучшает подъемную силу и управляемость и повышает аэродинамическую эффективность, а также уменьшает шум самолета. 3 з.п. ф-лы. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП). СВВП выполнен по схеме "утка", снабжен дополнительным хвостовым рулем высоты, состоящим из закрепленных с возможностью поворота на оси вращения носовой части и хвостовой части с нижней и верхней поверхностями. Ширина хвостового руля высоты равна ширине фюзеляжа. Насадок каждого подъемно-маршевого вентилятора снабжен боковыми ограничителями потока воздуха от вентилятора. Поворотные профили решеток выполнены в виде сборных гибких лопаток, а выходное сечение насадка выполнено сложной формы с верхней и нижней горизонтальными гибкими кромками. Выхлопные сопла двигателей прилегают к верхней поверхности дополнительного хвостового руля высоты, по краям нижней поверхности фюзеляжа установлены продольные гребни. Достигается возможность получения дополнительной подъемной силы на взлете, посадке и переходных режимах полета. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к самолетам с передним горизонтальным оперением. Самолет схемы «утка» включает крыло, фюзеляж, двигательную установку, шасси, вертикальное оперение и бипланное переднее горизонтальное оперение. Самолет имеет равномерную загруженность крыла и ПГО на единицу площади, при отношении расстояния между планами ПГО к среднему арифметическому величин хорд каждого из планов, равном 1,2. Изобретение направлено на уменьшение размеров самолета. 1 ил.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ИССЛЕДОВАНИЕ И ПОИСК РАЦИОНАЛЬНОЙ

КОМПОНОВКИ СВЕРХЗВУКОВОГО ПЕРЕХВАТЧИКА

НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ, ВЫПОЛНЕНОГО ПО АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЕ «УТКА»

В процессе создании современного истре­бителя-перехватчика перед конструктором встает сложная задача проектирования самолета, удовлетворяющего заданным ТТТ:

· большая практическая дальность полета на дозвуковых и сверхзвуковых крейсерских ре­жимах;

· возможность эксплуатации на всех классах аэродромов;

· малая радиолокационная и тепловая заметность;

· возможность размещения оружия во внутренних отсеках самолета;

· сверхзвуковая крейсерская скорость на нефорсированном ре­жиме работы двигателя;

· возможность маневрирования на сверхзвуковых скоростях;

· высокая боевая эффективность;

· минимальное время необходимое для подготовки к повторному вылету.

Основной целью создания разрабатываемого самолета является получение аэродинамической компоновки, максимально удовлетворяющей всем поставленным ТТТ. В данной работе сделана попытка соединить в компоновке одного самолета оптимальные решения, обеспечивающие высокие аэродинамические характеристики как на дозвуковой, так и на сверхзвуковой области полета.

Ниже в качестве примера приведен вариант рациональной компоновки сверхзвукового дальнего барражирующего перехватчика (СДБП), выполненного по схеме «утка».

Основным преимуществом аэродинамической компоновки «утка» для варианта СДБП, имеющего переднее горизонтальное оперение (ПГО), является меньшее смещение аэродинамического фокуса на сверхзвуковых режимах полета, являющихся для данного самолета крейсерскими. Это происходит за счет того, что ПГО при данных режимах полета создает подъемную силу впереди центра масс, тем самым уменьшая смещение фокуса назад. Также при использовании схемы «утка» улучшаются условия обтекания крыла за счет прохождения по верхней поверхности крыла концевых вихрей с ПГО. Благодаря этому увеличивается устойчивость пограничного слоя крыла к разрушению и повышаются допустимые углы атаки крыла.

Общий вид СДБП показан на рис. 1, компоновка – на рис.2. Для наиболее полного представления о самолете на рис. 3 показана его трехмерная модель.

Рис. 1. Общий вид самолета

Рис. 2. Компоновка самолета

Рис. 3. Трехмерная модель самолета

Проектируемый СДБП выполнен по интегральной схеме, благодаря чему уменьшается интерференция, повышаются несущие характеристики фюзеляжа и увеличиваются внутренние объемы для размещения топлива и вооружения.

Поперечное сечение носовой части фюзеляжа имеет приплюснутую форму с острыми кромками при переходе от полукруглых верхних и нижних поверхностей к почти плоским боковым. Это позволяет, во-первых, снизить заметность фюзеляжа в боковой плоскости за счет переотражения лучей от плоских боковых поверхностей, а во-вторых, при обтекании носовой части поток делится на два направления: на обтекание верхней и нижней частей фюзеляжа. Использование острых кромок при переходе от полукруглых верхних поверхностей носовой части фюзеляжа дает возможность образованию в этих переходных зонах симметричных вихрей. Это способствует повышению устойчивости СДБП на больших углах атаки и получению благоприятной картины обтекания верхней части наплыва крыла.

В центральной части фюзеляжа находятся отсеки вооружения. Створки отсеков открываются вовнутрь, по направляющим рельсам. Такое решение связано с тем, что при открытии створок в поток резко возрастает омываемая поверхность самолета, и возникает резкое перераспределение давления по самолету. Это вызывает ухудшение путевой устойчивости, что недопустимо при пуске ракет. Путевую устойчивость, конечно, можно улучшить путем увеличения площади вертикального оперения, но это решение повлечет за собой увеличение массы ВО и возрастание объема и омываемой поверхности самолета.

Хвостовая часть фюзеляжа СДБП имеет форму сплющенного конуса. Такая форма оптимальна, так как имеет наименьшее донное сопротивление. В хвостовой части находится руль высоты в виде двух секций. Первая секция в комбинации со второй при отклонении придает рулю форму параболы, вторая позволяет отклоняться рулю на углы до 45° без срыва потока. На посадке руль отклоняется вверх на угол 70°, тем самым играя роль тормозного щитка.

Крыло СДБП выполнено по треугольной схеме, что дает возможность использовать 3% профиль для уменьшения волнового сопротивления. Стреловидность крыла по передней кромке равна 60°, выбор стреловидности обусловлен сверхзвуковым полетом СДБП, при котором при увеличении угла стреловидности уменьшается коэффициент аэродинамического сопротивления, а при полете на дозвуковой скорости отодвигается начало появления волнового кризиса на поверхности крыла. Для улучшения ЛТХ СДБП на сверхзвуковых режимах полета и увеличения маневренности крыло имеет наплыв.

Отличительной особенностью данного проекта самолета является применение адаптивного крыла. Адаптивное крыло улучшает аэродинамические характеристики самолета, снижает потребную тягу его двигателя на 10...20%, увеличивает дальность на 8...20% и крейсерскую высоту на 10...30%, сни­жает расход топлива на 8...20%, и улучшает маневренные характеристики самолета.

Так, перегрузка nу уст возраста­ет до 15%, С уа тах может увели­читься до 25%, максимальное аэродинамическое качество - до 25%. Увеличение коэффициента подъемной силы происходит при изменении угла отклонения носков до 35°. Наиболее сильный рост С уа происходит при отклонении носков на углы δН = 35°. С ростом числа М потребные углы δН уменьшаются. Наибольший эффект адаптивного крыла отмечается при совместном отклонении носков и элевонов. Для получения оптимальных аэродинамических характеристик необходимо установить зависимость отклонения носков и элевонов от угла атаки, соот­ветствующего максимальному аэродинамическому качеству Кmax.

На рис. 4. показан профиль крыла СДБП с органами управления .

Рис. 4. Профиль крыла СДБП

В компоновке СДБП, исходя из требований малой заметности, был разработан вариант перспективного регулируемого малозаметного воздухозаборника, его схема показана на рис. 5.

Принятая концепция воздухозаборника имеет следующие параметры:

Трапециевидное сечение с наклоном боковых стенок 21°;

Передние кромки воздухозаборника в базовой плоскости самолета с наклоном 47°, в боковой плоскости самолета передняя кромка с изломом и углами 78° и 60°;

S‑образный канал воздухозаборника для уменьшения свечения первой ступени компрессора.

Рис. 5. Схема воздухозаборника СДБП

На верхней части воздухозаборника расположены жалюзи 1 для слива пограничного слоя из канала воздухозаборника. В нижней части располагается отклоняющаяся губа 2 для дополнительного подсоса воздуха. Регулировка воздухозаборника осуществляется с помощью трехстворчатого клина 3. Клин состоит из центральной 4 и двух боковых створок 5. Боковые створки кинематически связаны с механизмом регулировки клина 6.

Анализ предполагаемой картины образования скачков показал, что при применении трехстворчатого клина возникают восемь пространственных скачков уплотнения: первые два – на передней кромке и на повороте клина, третий скачок – на криволинейной части клина, четвертый – на нижней части воздухозаборника и четыре на боковых створках клина. Исходя из этого, можно ввести определение «трехстворчатого малозаметного пространственно регулируемого воздухозаборника».

Как известно, для полета на сверхзвуковой скорости самолету необходимо иметь минимальный мидель, а для быстрого преодоления зоны трансзвука желательно, чтобы график площадей приближался к телу вращения Сирса-Хаака, так как оно имеет минимальное волновое сопротивление.

На основе эксперименталь­ных и теоретических исследо­ваний установлено , что при околозвуковых скоростях волновое сопро­тивление компоновки самолета равно волновому сопротивлению экви­валентного тела вращения, имеющего то же самое распределение пло­щадей поперечных сечений вдоль оси, что и исходная компоновка. При этом требуется, чтобы контур тела за­канчивался либо осесимметричным обводом, либо острием, либо ци­линдрической частью. Экспериментально установлено, что можно уменьшить волновое сопротивление компоновки самолета, выбирая его форму так, чтобы эквивалентное тело вращения для самолета соответствовало телу минимального сопротивления.

На рис. 6. изображен график площадей поперечных сечений разработанного СДБП и эквивалентного ему тела Сирса -Хаака.

Рис. 6. График площадей СДБП и эквивалентного ему тела Сирса - Хаака

График площадей показывает, что распределение площадей по длине самолета приближается к графику Сирса-Хаака, откуда следует, что самолет будет иметь волновое сопротивление, близкое к минимально возможному.

Уровень совершенства самолета определяется его аэродинамикой, главным показателем которой в свою очередь является аэродинамическое качество.

Зависимость аэродинамического качества от числа Маха показана на Рис. 7

Рис. 7. Зависимость аэродинамического качества от числа Маха

В табл. 1. приведены критерии, по которым можно оценить основные параметры самолета.

Таблица 1

Критерии оценки

СДБП

Площадь миделевого сечения самолета

Площадь омываемой поверхности

Объем самолета

Площадь крыла

Эффективное удлинение

Коэффициент интегральности

Параметр волнового сопротивления

Относительная площадь миделевого сечения

Относительный объем отсеков вооружения

Максимальный вес самолета

Дальность при М=0.85

Дальность при М=2,35

В результате проделанной работы по определению рациональной компоновки СДБП были достигнуты высокие аэродинамические характеристики как на дозвуковой, так и на сверхзвуковой скорости.

Литература

1. , Аэродинамика маневренных самолетов (особенности аэродинамического проектирования) – М: Изд-во МАИ, 1996.

2. Андреев проектирования и перспективы развития маневренных самолетов. – М: Изд-во МАИ, 1996.

Идеи наших читателей

ЮАН-2 «Sky Dweller> на авиасалоне МАКС-2007

ЯпЬтсрнатиЗнар

На МАКС-2009 этого самолёта ещё не будет -конструкция совершенствуется, и следующая её версия создаётся в значительной мере из деталей и узлов предыдущей. А вот на прошлом МАКСе сверхлёгкий ЮАН-2 вызвал большой интерес, несмотря даже на подпорченный многочисленными испытаниями внешний вид. Потому что это не просто ещё один СЛА. В самолёте реализована аэродинамическая схема - так называемая «флюгерная утка», - которую без натяжки можно назвать революционной. В этой статье автор идеи и руководитель строительства опытных машин, молодой авиаконструктор Алексей Юрконенко, обосновывает преимущества новой схемы. По его мнению, она идеальна для неманёвренных самолётов, и в этой категории - весьма, кстати сказать, обширной ~ может стать основой нового направления в развитии мирового самолётостроения.

Применение современных технологий проектирования самолётов привело к результату, на первый взгляд, парадоксальному: процесс улучшения характеристик авиационной техники «потерял темп». Найдены новые аэродинамические профили, оптимизирована механизация крыла, сформулированы принципы построения рациональных структур авиационных конст

рукций, улучшена газодинамика двигателей... Что же дальше, неужели развитие самолёта пришло к своему логическому завершению?

Что ж, эволюция самолёта в рамках нормальной, или классической, аэродинамической схемы действительно замедляется, На авиационных выставках и салонах массовый зритель находит огромное и пёстрое многообразие; опыт

ный же специалист видит принципиально одинаковые самолёты, отличающиеся лишь по эксплуатацией но-тех-пологическим признакам, но имеющие общие концептуальные недостатки,

«КЛАССИКА»: ПЛЮСЫ И МИНУСЫ

Напомним, что пол термином «аэродинамическая схема самолёта* подразумевается способ обеспечения статической устойчивости и управляемости самолёта в канале тангажа 1 .

Главное и, пожалуй, единственное положительное свойство классической аэродинамической схемы заключается в том, что расположенное за крылом горизонтальное оперение (ГО) позволяет без особых трудностей обеспечить продольную статическую устойчивость на больших углах атаки самолёта".

Основным недостатком классической аэродинамической схемы является наличие так называемых потерь на балансировку, которые возникают из-за необходимости обеспечения запаса продольной статической устойчивости самолёта (рис. I). Таким образом, результирующая подъёмная сила самолёта оказывается меньше, чем подъёмная сила крыла, на величину отрицательной подъёмной силы ГО.

Максимальное значение потерь на балансировку имеет место на взлётно-посадочных режимах при выпущенной механизации крыла, когда подъёмная сила крыла и, следовательно, пикирующий момент, ею обусловленный (см. рис. 1), имеют максимальное значение. Существуют, например, пассажирские самолёты, у которых при полностью выпущенной механизации отрицательная подъёмная сила ГО равна 25% их веса. Значит, примерно на ту же величину переразмерено крыло, и все экономические и эксплуатационные показатели такого летательного аппарата, мягко говоря, далеки от оптимальных значений.

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СХЕМА «УТКА»

Как избежать этих потерь? Ответ прост: аэродинамическая компоновка статически устойчивою самолёта должна исключать балансировку с отрицательной подъёмной силой на горизон-

" Тангаж - угловое движение летательного аппарата относительно поперечной оси инерции. Угол тангажа - угол между продольной осью летательного аппарата и горизонтальной гласностью.

1 Угол атаки самолёта - угол между направлением скорости набегающего потока и продольной cmpoume.tbHuu осью самолёта.