Способ торможения самолета с цельноповоротными передним и задним горизонтальными оперениями

СОЮЗ СОВЕТСКИХСОЦИАЛИСТИЧЕСКИХРЕСПУБЛИК 18 64 С 9/32,5 БРЕТ К ПАТЕНТ ЕРЕ иационнои тройствам обретения сти тормота, напри- оперение м местный кий, в реичивается осуществрная акаде, с,3 1.маневренВоениздат,до ПГО; Рп - точк амической с Уэ - норм Хэ - силаод я ЗГО; ваемая Г ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕВЕДОМСТВО СССР(56) "Крылья Родины", 1989, МПрактическая аэродинаминых самолетов, Н,М.Лысенко1977, с.342,(54) СПОСОБ ТОРМОЖЕНИЯ САМОЛЕТА С ЦЕЛЬНОПОВОРОТНЫМИ ПЕРЕДНИМ И Изобретение относится к области авиастроения, в частности к системам торможения самолета в полете и при послепосадочном пробеге.Целью изобретения является повыше- ние эффективности торможения самолета,Изобретение поясняется чертежом, где изображены аэродинамическая компоновка самолета и схема действующих на него сил.На самолете 1 имеется переднее горизонтальное оперение (ПГО) 2 и заднее горизонтальное оперение (ЗГО) 3, пунктиром показаны их нейтральные положения.Здесь Уп - нормальная сила создавае-мая ПГО;Хп - сила сопротивления создаваемая приложения полной лы ПГО;льная сила создаваем сопротивления созда ЗАДНИМ ГОРИЗОНТАЛЬНЫМИНИЯМИ(57) Изобретение относится к автехнике, а именно к тормозным услетательных аппаратов. Целью иэявляется повышение эффективножения. При торможении самолемер, заднее горизонтальноеотклоняется на угол, при котороугол атаки превышает критичесзультате чего существенно увелсопротивление, а балансировкаляется передним оперением, 1 ил Р 3 - точка приложения полной аэродинамической силы ЗГО;У - нормальная сила самолета;Х - сила сопротивления самолета;Р-точка приложения полной аэродинамической силы самолета;С - центр тяжести самолета;Хт - расстояние от носика крыла до центра тяжести;ХР - расстояние от носика крыла точки приложения полной силы самолета;и - расстояние между Рп и С;1 з - расстояние между Р 3 и С;Мго - момент самолета при нулевой подьемной силе;Охуг - связанная система координат, Торможение самолета в полете осуществляется следующим образом, При включении пилотом режима торможения ЗГО 3 и ПГО 2 одновременно отклоняются. При этом ЗГО 3 отклоняется на угол превышающий критический угол обтекания ЗГО, например, на кабрирование. Критическое обтекание поверхности ЗГО приводит к уменьшениюнт характеризующий характеризующий У; е расстояние от центХт, крыла; Хт =. - ; фи Е ГпгО - К701 л - коэф Хт- отно ициент ительн ра тяжести до носика Ь - средняя аэродинамическая хордарыла;Хр - относительное расстояние от носиа крыла до точки приложения полной силы- Храмолета, Хг = ,относительное расстояние.3 1жести и Рп, 4 = - :ПСуэ - коэффициент ьной силы ЗГО;Зз - площадь ЗГО;1 э - относительное расстояние межд центром тяжести и Гз, 4 = - ;Су - коэффициент, характеризующийтпизменение нормальной силы ПГО при измен. дСУ нении угла его установки, Су =- о рЗп - площадь ПГО;Я - характерная площадь самолета,Управление самолетом в режиме торможения в продольном канале реализуется путем изменения посредством командных рычагов управления летчиком углаи, кото-рое приводит к уменьшению или увеличению У и, следовательно, созданию момента на кабрирование или пикирование соответственно.Изменение угла р в используется и для поддержания удовлетворительных динамических свойств самолета в процессе тормоцентром тя нормал у 40 Уз и резкому возрастанию Мэ, Угол отклоне" ния ЗГО 3 в режиме торможения является постоянным, его величина задается и обеспечивается системой автоматического управления, 5ПГО отклоняется с целью стабилизации углового положения самолета, сохранения высоты его полета. При отклонении ПГО на нем возникает сила Уп, которая создает противодействующий момент моменту от силы "0 Уэ, и сила Хл, Исходя из условия сохранения углового положения самолета (моментного равновесия, т.е, М 2 = О) величина угла отклонения ПГО определится выражением (пр условии моментнай сбалансирован ности самолета до включения режима торможения);Торможение самолета при послепосадочном пробеге осуществляется отклонением на угол превышающий критический уго обтекания ЗГО передней кромкой вниз. ПГ также может использоваться для балансировки самолета, например, для поддержания его с заданным углом тангажа. Эффективность торможения увеличивается за счет возрастания сопротивления самолета и улучшения сцепления тормозных колес самолета с поверхностью взлетно-посадочной полосы, т,к. Уп и Уз направлены вниз,Использование предлагаемого способа торможения в сравнении с существующими способами позволяет отказаться от использования тормозных щитков для торможения самолета в полете, и, следовательно, освободить внутренние объемы и внешние поверхности самолета, несколько облегчить и упростить конструкцию самолета, увеличить эффективность послепосадочного торможения как в совместном использовании с тормозными колесами и тормозным парашютом, так и беэ тормозного парашюта,л О Формула Способ торм поворотными пе тальными опер создании допол ления путем отк поверхности, о т ия а с цельном горизонющийся в сопро 1 ивамической я тем, что,изобретен ожения самолет Редним и задни енлями заключа нительной силы лонения аэродин дичаю щийсженил (демпфирование) и устранения влияния возмущающих Факторов(повышения устойчивости), В этом случае величина оп является вь 1 ходным сигналом системы автоматического управления самолетом.Если самолет в момент включения режима тормокения был не сбалансирован по моментам в продольном канале, то ПГО отклоняется на угол обеспечивающий минимально возможное изменение угловой скорости самолета.При некелательности потери высоты в процессе торможения необходимо за счет отклонения П ГО сбалансировать самолет на угле атаки поевышающем исходный угол атаки и увеличивать его по мере уменьшения скорости полета.Широкие возможности по управлению самолетом при положении ЗГО в режиме торможения даже при большей площади Яэ в сравнении с Яп обеспечиваются значи- тельным уменьшением Уз за счет отрыва потока на ЗГО. Такке это может обеспечиваться конструктивными мероприятиями, а именно, превышением Ь над э и лучшими несущими свойствами П ГО.1809815 с целью повышения зффективности тормоЖения, одно из горизонтальных оперений Составитель С.Криве Техред М.Моргентал орректор А. Обручар акт Тираж Подписное ого комитета по изобретениям и открытиям при ГКН 5, Москва, Ж, Раушская наб., 4/5 оизводственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул, Гагарина, 101 Заказ 1295 ВНИ И ПИ Государстве 11отклоняется на угол, превышающий критический местный угол атаки,