Zalety i wady aerodynamicznej konstrukcji canarda. Rysunki i opisy samolotu „Quickie”. Dlaczego przedni poziomy ogon

Dla „kaczki standardowej” o powierzchni ogona poziomego (skrzydła przedniego) w granicach 15...20% powierzchni skrzydła głównego i ramienia usterzenia równego 2,5...3 V Cach (średnia cięciwa aerodynamiczna skrzydła), środek ciężkości powinien znajdować się w przedziale od -10 do -20% VSAKH. W bardziej ogólnym przypadku, gdy przednie skrzydło różni się parametrami od ogona „standardowej kaczki” lub „tandemu”, w celu określenia wymaganego ustawienia, wygodnie jest konwencjonalnie doprowadzić ten układ do bardziej znanego normalnego aerodynamiki konstrukcja z konwencjonalnym skrzydłem równoważnym (patrz ryc. .).

Centrowanie, jak w przypadku normalnego schematu, powinno mieścić się w granicach 15...25% VEKV (cięciwy konwencjonalnego skrzydła równoważnego), czyli w następujący sposób:

W tym przypadku odległość do palca równoważnego cięciwy jest równa:

Gdzie K jest współczynnikiem uwzględniającym różnicę w kątach montażu skrzydła, skosach i opóźnieniu przepływu za przednim skrzydłem, wynosi:

Należy pamiętać, że wzory empiryczne i zalecenia dotyczące określania ustawienia są dość przybliżone, ponieważ wzajemny wpływ skrzydeł, skosów i opóźnienia przepływu za przednim skrzydłem jest trudny do obliczenia, można to dokładnie określić jedynie poprzez dmuchanie. Aby lotnicy amatorzy mogli eksperymentalnie sprawdzić ustawienie samolotu o nietypowej konstrukcji, zalecamy użycie modeli latających, w tym modeli sznurowych. W praktyce produkcji samolotów metoda ta jest czasami stosowana. W każdym razie w przypadku samolotu zbudowanego amatorsko ustawienie określone za pomocą wzorów należy wyjaśnić podczas wykonywania kołowania i podejścia z dużą prędkością.

na podstawie materiałów: SEREZNOV, V. KONDRATIEV „IN THE SKY TUSHINA - SLA” „Modelista-konstruktor” 1988, nr 3

Canard (konstrukcja aerodynamiczna)

Rutan Model 61 Long-EZ. Przykład samolotu zbudowanego w oparciu o konstrukcję aerodynamiczną Canard.

"Kaczka"- konstrukcja aerodynamiczna, w której stery wzdłużne statku powietrznego znajdują się przed skrzydłem. Został tak nazwany, ponieważ jeden z pierwszych samolotów wykonanych według tej konstrukcji – 14 bis Santosa-Dumonta – naocznym świadkom przypominał kaczkę: przednie samoloty sterujące bez ogona z tyłu.

Zalety

Klasyczna konstrukcja aerodynamiczna samolotu ma wadę zwaną „stratami równoważącymi”. Oznacza to, że siła nośna ogona poziomego (HO) w samolocie o klasycznej konstrukcji jest skierowana w dół. W rezultacie skrzydło musi wytworzyć dodatkową siłę nośną (zasadniczo siła nośna samolotu jest dodawana do masy samolotu).

Konstrukcja canard zapewnia kontrolę nachylenia bez utraty siły nośnej w celu wyważenia, ponieważ siła nośna PGO pokrywa się w kierunku z siłą nośną głównego skrzydła. Dlatego samoloty zbudowane według tej konstrukcji charakteryzują się lepszą nośnością na jednostkę powierzchni skrzydła.

Jednak kaczek praktycznie nigdy nie używa się w czystej postaci ze względu na ich nieodłączne poważne wady.

Wady

Samoloty zbudowane w oparciu o konstrukcję aerodynamiczną „Kaczki” mają poważną wadę zwaną „skłonnością do dziobania”. „Dziobanie” obserwuje się przy dużych kątach natarcia, bliskich krytycznych. Ze względu na nachylenie przepływu za przednim poziomym ogonem (FH), kąt natarcia na skrzydło jest mniejszy niż w przypadku FH. W rezultacie, wraz ze wzrostem kąta natarcia, przeciągnięcie przepływu rozpoczyna się najpierw w PGO. Zmniejsza to siłę nośną na PGO, czemu towarzyszy samoistne opuszczenie nosa samolotu – „pochylenie” – co jest szczególnie niebezpieczne podczas startu i lądowania.

Piloci przeszkoleni do latania samolotami o klasycznej konfiguracji aerodynamicznej, latając na kaczkach, narzekają na ograniczoną widoczność, jaką stwarza PGO.

Również ruchomy poziomy ogon umieszczony z przodu pomaga zwiększyć efektywną powierzchnię rozrzutu (RCS) samolotu i dlatego jest uważany za niepożądany w myśliwcach piątej generacji (przykłady: amerykański F-22 Raptor i rosyjski PAK FA) oraz opracowany obiecujący bombowiec dalekiego zasięgu (PAK DA), wykonany w technologii radarowej stealth.

Dwupłatowiec tandemowy - „kaczka” z blisko rozmieszczonym przednim skrzydłem - konstrukcja, w której główne skrzydło znajduje się w strefie skosu przepływu od przedniego poziomego ogona (FH). Według tego schematu wyważane są Saaby JAS 39 Gripen i MiG 1.44.

Ponadto w wielu pociskach kierowanych stosuje się różne odmiany konstrukcji canarda.

Literatura

• Próby w locie samolotów, Moskwa, Inżynieria mechaniczna, 1996 (K. K. Wasilczenko, V. A. Leonow, I. M. Pashkovsky, B. K. Poplavsky)

Zobacz też

Fundacja Wikimedia. 2010.

Zobacz, co „Kaczka (konstrukcja aerodynamiczna)” znajduje się w innych słownikach:

Samolot. Jak. charakteryzuje cechy geometryczne i konstrukcyjne samolotu. Istnieje wiele cech charakteryzujących samoloty, ale ogólnie wyróżnia się je względnym położeniem skrzydła i poziomego ogona... ... Encyklopedia technologii

aerodynamiczna konstrukcja Encyklopedia „Lotnictwo”

aerodynamiczna konstrukcja- Ryż. 1. Projekty aerodynamiczne samolotu. aerodynamiczna konstrukcja samolotu. Jak. charakteryzuje cechy geometryczne i konstrukcyjne samolotu. Znanych jest wiele znaków charakteryzujących A. s., ale są one ogólnie akceptowane... ... Encyklopedia „Lotnictwo”

Historia tego projektu sięga początków lat 80-tych. Na eksperymentalnym zakład budowy maszyn im. V. M. Myasishcheva, prowadzono prace projektowe i badawcze nad opracowaniem koncepcji nowego samolotu lotniczego system transportowy duża ładowność.

Na początku lat 80-tych ubiegłego wieku podobne prace prowadzono w kilku lotnictwie biura projektowe i oczywiście w krajowym ośrodku badań lotniczych TsAGI.

O pojęciu ciężkim samolot transportowy, opracowany w TsAGI, jest dość dobrze znany w kręgach lotniczych, autorem opracowania był kierownik badań projektowych Yu P. Zhurikhin.

Model demonstracyjny systemu transportowego TsAGI był wielokrotnie prezentowany na międzynarodowych wystawach lotniczych.

Rozwój projektu EMZ nazwany imieniem. W. M. Myasishchev przeprowadzono w ramach tematu, który otrzymał indeks „52”. Przeprowadzono je pod przewodnictwem głównego projektanta EMZ V. A. Fiedotowa, kierownika tematu w etap początkowy był zastępca głównego projektanta R. A. Izmailov. Wiodącym projektantem w tym temacie i w zasadzie autorem koncepcji był V. F. Spivak.

Koncepcja Projektu 52 przewidywała stworzenie zunifikowanego samolotu transportowego o unikalnych możliwościach transportowych. Główne zadanie Projekt miał zapewnić wystrzelenie w powietrze samolotu szybkiego reagowania wielokrotnego użytku. Stworzenie tak unikalnego samolotu o masie startowej 800 ton do tylko jednego zadania byłoby nieopłacalne ekonomicznie. Dlatego od samego początku koncepcja projektu „52” przewidywała wykorzystanie tego samolotu do nietypowych operacji transportowych, w tym przewozowych wyposażenie wojskowe i jednostki wojskowe, ładunki przemysłowe przekraczające duże rozmiary i wagę.

Koncepcja konstrukcyjna „52” opierała się na zasadzie „obciążenia zewnętrznego”. Tylko ta zasada umożliwia umieszczanie ładunków o zupełnie różnych kształtach i rozmiarach. W tym przypadku kadłub statku powietrznego praktycznie ulega degeneracji w zakresie przenoszenia obciążenia, zatem przy zachowaniu minimalnych wymaganych wymiarów kadłuba możliwe byłoby znaczne zmniejszenie ciężaru konstrukcji samolotu. To wszystko, wydawałoby się, że bardzo prosty pomysł na bazie których budowany jest cały projekt.

W tym artykule nie będziemy szczegółowo omawiać projektu „52”. Zainteresowanych odsyłamy do wielotomowej publikacji „Ilustrowana Encyklopedia Samolotów EMZ im. V.M. Myasishchev”, w którym szczegółowo opisano rozwój projektu.

Autor tych wersów musiał bezpośrednio uczestniczyć w tych pracach i w tym artykule chciałbym porozmawiać o tych projektach, a właściwie pomysłach, które również były brane pod uwagę w procesie opracowywania koncepcji, ale nie zostały opracowane i nie zostały opracowane wystarczająco szczegółowo.

Sam pomysł stworzenia superciężkiego samolotu transportowego nie zrodził się sam. Ministerstwo przemysł lotniczy(MAP) otrzymało specyficzne zadanie przewozu ładunków wielkogabarytowych w interesie gospodarki narodowej kraju.

ZSRR ze swoimi rozległymi terytoriami i dużymi ośrodkami przemysłowymi rozproszonymi po całym kraju potrzebował rozwiązania tego problemu, ponieważ było oczywiste, że ekonomicznie bardziej opłaca się transport gotowych i zmontowanych jednostek.

Reaktory jądrowe, konwektory metalurgiczne, zbiorniki gazu i kolumny destylacyjne produkcja chemiczna i wiele innych ładunków, wszystkie przy transporcie zmontowanym „drogą lotniczą” można było dość szybko oddać do użytku, co oznacza mniej czasu i odpowiednio niższe koszty.

Każdy operacja transportowa„na ziemi” to całe wydarzenie dla wielu usług transportowych. Szczegółowe badanie trasy, rozbiórka mostów i wiaduktów, linii energetycznych, jeśli zakłócają transport, i tak dalej... Taki jest czas, takie są koszty, w niektórych przypadkach jest to po prostu problem nie do rozwiązania.

Do przewozu przeznaczone były ładunki o wadze od 200 do 500 ton, o gabarytach od 3 do 8 m średnicy i od 12 m do 50 m. Wiadomo, że oczywiście nie wszystkie proponowane ładunki dało się przewieźć lotnicze, ale projekt „52” mógłby przewieźć większość ładunku, gdyby został wdrożony.

Powstał więc pomysł, aby nie tylko zmniejszyć wielkość kadłuba do minimum, ale całkowicie z niego zrezygnować. Dlaczego nie sprawić, by sam przewożony ładunek „działał”? Pomysł ten wynikał z faktu, że wiele ładunków przeznaczonych do transportu wyglądało jak wydłużone cylindryczne korpusy, czyli wyglądało jak fragment kadłuba.

Oczywiście sam ładunek, materiał, z którego został wykonany i jego konstrukcja musiały spełniać warunki wytrzymałościowe podczas montażu go na samolocie. Włączenie ładunku do obwodu zasilania samolotu obiecało znaczny wzrost efektywności wagowej samolotu, a co za tym idzie, zwiększyło jego efektywność transportu.

Jak sam przewożony ładunek można uwzględnić w schemacie zasilania samolotu transportowego? To bardzo proste, musisz sprawić, by przewożony ładunek był uskrzydlony! Istnieje taka aerodynamiczna konstrukcja samolotu zwana „tandem”. W tym schemacie układ nośny samolotu składa się z pary skrzydeł ułożonych tandemowo jeden za drugim w odstępie wzdłużnym. Przewożony ładunek znajduje się pomiędzy skrzydłami dokładnie w środku ciężkości całego układu nośnego samolotu, wszystko jest bardzo proste, chociaż powszechnie wiadomo, jak dużym problemem jest rozwiązanie problemu centrowania ciężkiego ładunku.

Schemat tandemowy charakteryzuje się jednak nieco większą powierzchnią układu nośnego samolotu w porównaniu ze schematem klasycznym ten schemat okazuje się najbardziej odpowiedni do zadań związanych z transportem ładunków.

Obydwa skrzydła generują siłę nośną bez utraty siły nośnej na rzecz wyważenia wzdłużnego, charakterystycznego dla klasycznej konstrukcji samolotu. Optymalne wyprofilowanie obu skrzydeł oraz degradacja kątów ich montażu pozwalają zminimalizować negatywny wpływ interferencji skrzydeł, a tym samym zmniejszyć straty aerodynamiczne.

Jeden z wariantów samolotu tandemowego składał się z dwóch niezależnych sekcji z pełnoprawnym skrzydłem z mechanizacją krawędzi natarcia i spływu. Skrzydło przedniej części wykonane jest według konstrukcji dolnopłata, aby zmniejszyć wpływ skosu przepływu na skrzydło tylne. Silniki elektrowni są zainstalowane na pionowych słupach w górnej części skrzydła przedniej części. Zawieszenie silnika pylonowego uważane jest za dość uniwersalne, co pozwala na jego modyfikowanie w procesie rozwoju. wymagana ilość silniki.

Umiejscowienie silników nad górną powierzchnią skrzydła umożliwiło wykorzystanie efektu zwiększenia siły nośnej skrzydła na skutek nadmuchu strumienia nad silnikami (efekt Coandy). Ze względu na większe obciążenie przedniego skrzydła, przednie skrzydło wykonano o nieco mniejszej powierzchni w porównaniu do tylnego skrzydła.

Część przednia wyposażona jest we własne podwozie – główne składające się z dwóch czterokołowych podpór głównych i dwóch dwukołowych podpór podskrzydłowych. Rozstaw podwozia głównego i podwozia w osi wzdłużnej samolotu zapewniał stateczność wzdłużną części przedniej na lotnisku w stanie niezadokowanym.

W górnej części przedniej części, za kokpitem, znajduje się skierowana tyłem do kierunku jazdy, przeszklona kabina dla operatorów ładunku, którzy podczas lotu monitorują stan ładunku i systemy zabezpieczenia ładunku.

Tylna część samolotu tandemowego jest podobna do przedniej. Skrzydło tylnej części znajduje się nad głową i ma nieco większą rozpiętość. Pionowe podkładki tylne zamontowane są na tylnym skrzydle. Ze względu na małe efektywne ramię, ogon pionowy ma dużą powierzchnię i jest wyposażony w dwie płetwy.

Tylna część samolotu typu tandem nie posiada silników, podwozie zaprojektowano podobnie jak część przednia. Ze względu na wysokie położenie skrzydła w tylnej części podwozie mocowane jest do pionowych podkładek ogonowych.

Ważną cechą schematu „tandem” jest również to, że gdy statek powietrzny startuje z pasa startowego, startuje płasko równolegle, praktycznie bez kąta pochylenia; ta cecha „tandemu” jest idealna do transportu długich ładunków, ponieważ eksplozja startującego samolotu z długim, podwieszonym na zewnątrz ładunkiem staje się problematyczna w przypadku klasycznego samolotu.

W celu zabezpieczenia różnych obciążeń przewidziano kratownice pierścieniowe przejściowe, dostosowane do konkretnego obciążenia.

Aby zwiększyć efektywność transportu samolotu typu tandem, planowano także zastosowanie modułu pasażerskiego zamkniętego pomiędzy przednią i tylną częścią samolotu.

Konstrukcja samolotu typu tandem z otwartą pętlą umożliwiła dostosowanie samolotu do ładunków o różnej długości, dzięki czemu samolot był wydajny pojazd. W przypadku pustego samolotu obie sekcje połączono za pomocą łączących kratownic pierścieniowych.

Konstrukcja samolotu typu tandem z kadłubem kratownicowym wyglądała mniej radykalnie.

Zasadniczo idea koncepcji pozostała ta sama, jednak nadal zachowano kadłub, choć w nieco egzotycznej formie - dwie belki kadłuba w formie przestrzennych kratownic. Cechą szczególną konstrukcji samolotu tandemowego było to, że tylne skrzydło wraz z podwoziem i elementami mocującymi ładunek mogło przesuwać się wzdłuż kratownic do żądanego położenia, w zależności od wielkości przewożonego ładunku i jego ustawienia. Pod wszystkimi innymi względami koncepcja powtarzała pierwszy schemat. Wady tego schematu były wyraźnie widoczne, ale jedyną pozytywną rzeczą było to, że poszukiwanie dalszych produktywnych pomysłów opierało się na tych schematach.

Schemat „tandemowy” jeszcze się nie wyczerpał, być może w najbliższej przyszłości znajdzie godne zastosowanie, zobaczymy.

Źródło. V. Pogodin Walery Pogodin. Tandem – nowe słowo w lotnictwie? Skrzydła Ojczyzny 5/2004

Wynalazek dotyczy samolotu z przednim poziomym ogonem. Samolot canard składa się ze skrzydła, kadłuba, układu napędowego, podwozia, ogona pionowego i przedniego poziomego ogona dwupłatowca (FH). Samolot ma równomierne obciążenie skrzydła i płata na jednostkę powierzchni, przy stosunku odległości pomiędzy płaszczyznami płata do średniej arytmetycznej wartości cięciw każdej z płaszczyzn równym 1,2. Wynalazek ma na celu zmniejszenie rozmiarów samolotu. 1 chory.

Wynalazek dotyczy samolotów z poziomym ogonem przednim, głównie ultralekkich samolotów sportowych.

Znany jest samolot typu canard, zawierający skrzydło, kadłub, układ napędowy, podwozie, ogon pionowy i przedni poziomy ogon dwupłatowca.

W przypadku samolotu typu canard obciążenie przedniego poziomego ogona (FH) na jednostkę powierzchni jest znacznie mniejsze niż skrzydła. Sytuacja ta wynika z faktu, że stosunek odległości pomiędzy planami PGO do średniej arytmetycznej wartości cięciw tych planów wynosi zaledwie 0,7. Ponieważ powierzchnia nośna PGO jest wykorzystywana nieefektywnie, wymagane jest zwiększenie wielkości powierzchni skrzydła i przedniego poziomego ogona, co zwiększa rozmiar samolotu.

Problem techniczny rozwiązany przez niniejszy wynalazek polega na zmniejszeniu rozmiarów samolotu.

Problem został rozwiązany dzięki temu, że według wynalazku w samolocie typu canard, obejmującym skrzydło, kadłub, układ napędowy, podwozie, usterzenie pionowe i ogon przedni poziomy (FH), występuje równomierne obciążenie skrzydło i FH na jednostkę powierzchni, zapewnione przez stosunek odległości między rzutami PGO do średniej arytmetycznej wartości cięciw każdego z planów, równy 1,2.

Taka konstrukcja samolotu umożliwia zmniejszenie jego rozmiarów.

Wynalazek ilustruje konkretny przykład jego realizacji oraz załączony rysunek.

Na ryc. Fig. 1 przedstawia przekrój przedniego, poziomego ogona dwupłatowca samolotu typu canard w płaszczyźnie równoległej do płaszczyzny podstawy samolotu wykonanego według wynalazku.

Urządzenie „samolot canard” składa się ze skrzydła, kadłuba, układu napędowego, podwozia, ogona pionowego i ogona przedniego poziomego dwupłatowca, składającego się z płaszczyzny dolnej i górnej. W tym przypadku obciążenie właściwe PGO jest równe obciążeniu właściwemu skrzydła i wynosi np. 550 niutonów na 2,2 metra kwadratowego. Oznacza to, że obciążenie skrzydła i PGO jest równomierne na jednostkę powierzchni.

Na ryc. 1, wartość cięciwy dolnego planu 1 PGO jest oznaczona literą bн, a wartość cięciwy górnego planu 2 jest oznaczona literą bв. Odległość pomiędzy górnymi 2 i dolnymi 1 planami jest oznaczona literą h.

Cięciwa bн dolnego planu 1 jest równa cięciwie bв górnego planu 2 i wynosi na przykład 300 mm. Odległość h między planami 1 i 2 wynosi na przykład 360 mm. W tym przypadku stosunek odległości h do średniej arytmetycznej cięciw planu wynosi 1,2.

Wartość tego współczynnika zapewnia równomierne obciążenie skrzydła i PGO dla ultralekkich samolotów sportowych. Wynika to z następujących okoliczności.

Zmniejszenie wartości h prowadzi z jednej strony do przesunięcia skupienia statku powietrznego do tyłu, co jest dodatnie, dopóki obciążenie przestrzeni powietrznej nie zrówna się z obciążeniem skrzydła. Natomiast spadkowi wartości h towarzyszy wzrost reaktancji indukcyjnej PGO, co z pewnością jest ujemne. W związku z tym wyraźnie nie da się określić, jaką dokładnie odległość pomiędzy planami PGO należy wybrać. Jednocześnie należy mieć na uwadze, że z punktu widzenia zmniejszenia całkowitej powierzchni skrzydła i platformy przeciwlotniczej, a w konsekwencji gabarytów samolotu, warunek równomiernego obciążenia skrzydło i platforma przeciwlotnicza muszą być spełnione na jednostkę powierzchni.

Przy takim samym lub prawie identycznym obciążeniu skrzydła i podwozia spełniony jest warunek, że krytyczny kąt natarcia skrzydła zostanie przekroczony o trzy stopnie w stosunku do krytycznego kąta natarcia podwozia w ich konfiguracji do lądowania. Warunek ten jest obowiązkowy, aby zapobiec „przechyleniu” - gwałtownemu opuszczeniu nosa samolotu z powodu przeciągnięcia przepływu w PGO. W tym przypadku możliwa jest niewielka różnica w obciążeniu zarówno na korzyść PGO, jak i skrzydła.

Wartość powyższego współczynnika została ujawniona w drodze badań analitycznych i weryfikacji ich wyników poprzez próby w locie modelu samolotu, na którym możliwa była zmiana odległości pomiędzy planami PGO.

ŹRÓDŁA INFORMACJI

Statek powietrzny o konstrukcji kanardowej, obejmujący skrzydło, kadłub, układ napędowy, podwozie, ogon pionowy i ogon przedni poziomy dwupłatowiec (FH), charakteryzujący się tym, że ma równomierne obciążenie skrzydła i FH na jednostkę powierzchni, zapewnione przez stosunek odległości między planami FH do średniej arytmetycznej wartości cięciw każdego z planów, równy 1,2.

Podobne patenty:

Wynalazek dotyczy dziedziny lotnictwa, w szczególności konstrukcji samolotów szybkich. Samolot zawiera kadłub z kabiną sterowniczą, skrzydło w kształcie delty, silniki zainstalowane wysoko nad skrzydłem, ogon i podwozie.

Wynalazek dotyczy lotnictwa, a dokładniej pojazdów cięższych od powietrza, czyli samolotów „kaczych” i może zostać zastosowany w projektowaniu samolotów pasażerskich i transportowych w celu zwiększenia ich wydajności i zużycia paliwa.

Wynalazek dotyczy dziedziny samolotów. Część dziobowa samolotu zawiera kabinę sterowniczą z wysuniętą do przodu głowicą w kształcie stożka, wyposażoną w część w kształcie klina obracającą się wokół osi pionowej, której koniec jest ostry w kierunku nadlatującego strumienia powietrza, ma możliwość odchylenia w lewo i w prawo pod kątem od 0° do 10° z wykorzystaniem obrotowego silnika hydraulicznego/silnika pneumatycznego i wykonywania ruchów oscylacyjnych prowadzących do sinusoidalnego toru lotu statku powietrznego. Wynalazek ma na celu zwiększenie zwrotności statku powietrznego w płaszczyźnie poziomej. 1 pensja f-ly, 3 chory.

Wynalazek dotyczy samolotu o lekkim silniku. Motorszybowiec zawiera kadłub, silnik, skrzydło główne i skrzydło pomocnicze, dźwignie napędowe do sterowania skrzydłami, ster, koło i windę. Skrzydło główne wyposażone jest w zespoły zawiasowe, z czego dwa są usytuowane symetrycznie względem poprzecznej osi symetrii dźwigara. Jeden zespół zawiasów znajduje się na dźwigarach pomocniczych i jest przymocowany do stojaka, który jest połączony zawiasowo z suwakiem zamontowanym ruchomo w prowadnicach ramy i jest połączony ze stojakiem kierownicy za pomocą pręta sprężynowego. Skrzydło pomocnicze składa się z dwóch niezależnych konsol, osadzonych ruchomo na osi poprzecznej, zamocowanych na stałe w czubku ramy, wyposażonych w dźwignie połączone drążkami z dwuramienną dźwignią kierownicy. Rozpórka koła przedniego, osadzona ruchomo w tulei ramy, wyposażona jest w owiewkę koła wykonaną w formie obrotowego stępki oraz wyposażona jest w dwuramienną dźwignię wyposażoną w kompensatory. Wynalazek ma na celu poprawę bezpieczeństwa lotów. 1 pensja f-ly, 9 chorych.

Grupa wynalazków dotyczy technologii lotniczej i kosmicznej i może być wykorzystywana do lotów w atmosferze i przestrzeni kosmicznej, podczas startu z Ziemi i powrotu na nią. Samolot lotniczy (AKS) wykonany jest w konfiguracji aerodynamicznej „kaczo-bezogoniastego”. Płaszczyzny dziobowe i skrzydła tworzą wraz z kadłubem powierzchnię nośną w kształcie delty. Jądrowy silnik rakietowy (NRE) zawiera komorę wymiany ciepła połączoną z reaktor jądrowy poprzez ochronę przed promieniowaniem. Czynnikiem roboczym jest (częściowo) atmosfera skroplona w pokładowych jednostkach upłynniających. Pokładowe turbozespoły zasilające i chłodzące oraz generatory turboelektryczne, a także sterujące silniki odrzutowe są połączone z komorą wymiany ciepła, która może działać bezpośrednio na głównym płynie roboczym. Gdy dysza podtrzymująca jest wyłączona, YARD jest wyposażony w specjalne urządzenie blokujące. Podczas długotrwałych lotów kosmicznych AKS jest okresowo uzupełniany skroplonym medium atmosferycznym. Rezultatem technicznym grupy wynalazków jest zwiększenie wydajności silników rakietowych o napędzie atomowym poprzez zwiększenie ich stosunku ciągu do masy oraz jakości termodynamicznej, przy jednoczesnym zapewnieniu stabilności lotu i sterowności. 2 rz. i 3 pensje f-ly, 10 chorych.

Wynalazek dotyczy dziedziny technologii lotniczej. Naddźwiękowy samolot ze skrzydłami o konstrukcji zamkniętej (SSKZK) ma szybowiec z przednim poziomym ogonem, dwiema płetwami, nisko zamontowanym przednim skrzydłem posiadającym końcowe skrzydła połączone łukowo z końcami wysoko zamontowanego tylnego skrzydła, korzeń których części są połączone z końcami żeber odchylonych na zewnątrz, kadłub i dwuobwodowe silniki turboodrzutowe (silniki turboodrzutowe). SKZK wykonany jest według projektu aerodynamicznego podłużnego trójpłatowca ze skośnymi skrzydłami o konstrukcji zamkniętej, wielokierunkowym w płaszczyźnie poprzecznej. Przednie i tylne części gondoli silnika turbowentylatorowego są zamontowane w załamaniach pod wewnętrzną częścią tylnego skrzydła i nad wewnętrzną częścią stabilizatora o zmiennym skoku ogona w kształcie litery U, który ma po lewej i prawej konsoli zarówno wewnętrzne powierzchnie sterujące zamontowane po wewnętrznych stronach odpowiednich gondoli, a także krawędzie natarcia i spływu. Połączona elektrownia składa się z silników turbowentylatorowych o napędzie wspomagającym i pomocniczego napędu strumieniowego silnik odrzutowy. Wynalazek ma na celu poprawę naturalnego laminarnego przepływu naddźwiękowego wokół układu skrzydeł. 4 wynagrodzenie f-ly, 3 chory.

Wynalazek dotyczy lotnictwa. Naddźwiękowy samolot ze skrzydłami tandemowymi ma podłużny układ trójpłatowy i zawiera kadłub z gładko przylegającymi do siebie wybrzuszeniami skrzydła w kształcie delty (1), nisko zamontowanym tylnym skrzydłem (8) typu odwróconego „mewy”, przednim poziomym ogonem (6), ogon pionowy wykonany razem ze stabilizatorem (7), dwa turboodrzutowe silniki obejściowe, których przednia i tylna część zamontowane są odpowiednio pod skrzydłem typu mewy, a po ich zewnętrznych stronach wsporniki stabilizatorów i podwozie trójkołowe . Kadłub (3) jest wyposażony w stożkowy pochłaniacz dźwięku (4) w owiewce przedniej (5). Skrzydła są wykonane odpowiednio z ujemnym i dodatnim kątem poprzecznym V, mają zmienny rozciąg i, patrząc od przodu, tworzą zamkniętą konstrukcję w kształcie rombu. Stabilizator wykonany jest w kształcie odwróconej litery V z zaokrągloną górą i wyposażony jest w gondolę silnika (14). Wynalazek zwiększa wydajność aerodynamiczną samolotu. 6 pensja f-ly, 1 stół., 3 il.

Wynalazek dotyczy dziedziny technologii lotniczej. Naddźwiękowy kabriolet składa się z szybowca z przednim poziomym ogonem, pionowym ogonem, przednim trójkątnym skrzydłem typu mewy, tylnym skrzydłem z trapezowymi konsolami, silnikiem odrzutowym o napędzie wspomagającym i pomocniczymi silnikami odrzutowymi podtrzymującymi. Skrzydło przednie i skrzydło tylne umieszczone są w zamkniętej podłużnej konstrukcji trójpłatowej z możliwością zmiany konfiguracji lotu. Wynalazek ma na celu zwiększenie bezgłośności lotu poprzez poprawę laminarnego przepływu naddźwiękowego wokół skrzydeł. 5 pensja f-ly, 3 chory.

Wynalazek dotyczy samolotów w konfiguracji „kaczej” i „normalnej”. Samolot (AV) składa się z zmechanizowanego skrzydła i poziomej jednostki ogonowej z piórami (FLT), z którą połączony jest serwo steru. FGO (1) z kierownicą serwo (3) osadzona jest na osi obrotu. Pochodna współczynnika siły nośnej FGO względem kąta natarcia statku powietrznego wzrasta od zera do wymaganej wartości ze względu na fakt, że kąt pomiędzy płaszczyznami bazowymi FGO (1) a statkiem powietrznym zmienia się jako wielokrotność zmiana kąta pomiędzy płaszczyznami bazowymi serwa kierownicy (3) a samolotem, gdy kąt natarcia samolotu zmienia się przez mechanizm z elementów (4, 5, 6, 7, 8, 9, 10). W „kanardzie” kąt obrotu FGO jest mniejszy niż kąt obrotu kierownicy serwa, a w normalnej konfiguracji jest większy. W efekcie w obu schematach punkt ciężkości zostaje przesunięty z powrotem. W normalnej konstrukcji umożliwia to zwiększenie obciążenia stabilizatora - FGO, a w „kańce” – zastosowanie nowoczesnych środków mechanizacji skrzydeł przy zachowaniu stabilności statycznej. Wynalazek ma na celu zmniejszenie powierzchni skrzydła poprzez optymalizację obciążenia poziomego usterzenia. 3 chory.

Wynalazek dotyczy technologii lotniczej. Samolot (AC) o konstrukcji aerodynamicznej „wane canard” zawiera zmechanizowane skrzydło i przedni poziomy ogon (FHEA) (10) z serwomechanizmem (3), które są zamocowane przegubowo na osi obrotu OO1. Pochodna współczynnika siły nośnej FPGO względem kąta natarcia statku powietrznego wzrasta od zera do wymaganej wartości ze względu na fakt, że kąt pomiędzy płaszczyznami bazowymi FPGO (10) a samolotem zmienia się tylko o część zmiana kąta pomiędzy płaszczyznami bazowymi serwa steru kierunku (3) a samolotem, gdy kąt natarcia samolotu zmienia mechanizm elementów (11, 12, 13). W przypadku sterowania skokiem oś OO3 ma możliwość ruchu w kierunku lub od osi OO1, a jej położenie ustala pręt (14), będący elementem układu sterowania. Wynalazek ma na celu zmniejszenie powierzchni skrzydła poprzez zrównanie z nią obciążenia przelotowego FPGO. 3 wynagrodzenie f-s, 4 chory.

Wynalazek dotyczy lotnictwa. Naddźwiękowy kabriolet zawiera kadłub (3), trapezowy stopień wstępny, stabilizator (7), zespół napędowy składający się z dwóch dopalających silników turboodrzutowych w gondolach umieszczonych po obu stronach osi symetrii i pomiędzy statecznikami (18), montowane na końcu kadłuba (3) na jego górnej i bocznej części. Samolot zawiera także skrzydło przednie (1) z przelewem (2), wykonane ze zmiennym skosem typu „reverse mewa”, wyposażone w listwy (8), spiczaste końcówki (9) i klapy (10). W tylnej części i poniżej powierzchni pierwszego skrzydła (1) na belkach zamontowane są całkowicie ruchome konsole tylnego skrzydła (13), wyposażone w klapy (14), z możliwością obrotu w pionowej płaszczyźnie poprzecznej wokół podłużnicy osi na obracającej się środkowej części (15) belki. Samolot zawiera również ogon w kształcie litery U, posiadający płetwy (18) z krawędzią spływu w kształcie półksiężyca i całkowicie ruchomymi rozwiniętymi spiczastymi końcami (19). Wynalazek poprawia siłę nośną i sterowność oraz zwiększa wydajność aerodynamiczną, a także zmniejsza hałas statku powietrznego. 3 wynagrodzenie latać. 1 chory.

Wynalazek dotyczy dziedziny lotnictwa, w szczególności konstrukcji samolotów pionowego startu i lądowania (VTOL). Samolot VTOL wykonany jest według projektu „canard”, wyposażony w dodatkową windę ogonową, składającą się z części dziobowej i części ogonowej z dolną i górną powierzchnią zamocowaną z możliwością obrotu na osi obrotu. Szerokość steru tylnego jest równa szerokości kadłuba. Dysza każdego wentylatora podnoszono-lotniczego wyposażona jest w boczne ograniczniki wypływu powietrza z wentylatora. Profile obrotowe krat wykonane są w postaci prefabrykowanych elastycznych łopatek, a część wylotowa dyszy ma złożony kształt z górnymi i dolnymi poziomymi elastycznymi krawędziami. Dysze wydechowe silnika przylegają do górnej powierzchni dodatkowej windy ogonowej, a wzdłuż krawędzi dolnej powierzchni kadłuba zamontowane są podłużne grzbiety. Osiąga się możliwość uzyskania dodatkowej siły nośnej podczas startu, lądowania i warunków lotu przejściowego. 5 pensja f-ly, 4 chory.

Wynalazek dotyczy samolotu z przednim poziomym ogonem. Samolot canard składa się ze skrzydła, kadłuba, układu napędowego, podwozia, ogona pionowego i przedniego poziomego ogona dwupłatowca. Samolot ma równomierne obciążenie skrzydła i płata na jednostkę powierzchni, przy stosunku odległości pomiędzy płaszczyznami płata do średniej arytmetycznej wartości cięciw każdej z płaszczyzn równym 1,2. Wynalazek ma na celu zmniejszenie rozmiarów samolotu. 1 chory.

Pomysły naszych czytelników

YUAN-2 „Sky Dweller” na pokazie lotniczym MAKS-2007

YaptsrnatiZnar

Tego samolotu jeszcze nie będzie na MAKS 2009 - projekt jest udoskonalany, a jego kolejna wersja powstaje w dużej mierze z części i podzespołów poprzedniego. Ale na ostatnim MAKS-ie ultralekki YuAN-2 wzbudził ogromne zainteresowanie, mimo że został zepsuty licznymi testami wygląd. Bo to nie jest kolejna umowa SLA. Samolot ma aerodynamiczną konstrukcję - tzw. „kanardę łopatkową” – którą bez przesady można nazwać rewolucyjną. W artykule autor pomysłu i kierownik budowy samolotów eksperymentalnych, młody projektant samolotów Aleksiej Jurkonenko, uzasadnia zalety nowy schemat. Jego zdaniem jest to idealne rozwiązanie dla statków powietrznych niezwrotnych i w tej – zresztą bardzo szerokiej – kategorii może stać się podstawą nowego kierunku rozwoju światowej produkcji samolotów.

Aplikacja nowoczesne technologie projektowanie samolotów doprowadziło do rezultatu, który na pierwszy rzut oka był paradoksalny: proces doskonalenia właściwości technologii lotniczej „stracił impet”. Znaleziono nowe profile aerodynamiczne, zoptymalizowano mechanizację skrzydeł i sformułowano zasady konstruowania racjonalnych struktur stałych lotniczych.

układy, poprawiono dynamikę gazową silników... Co dalej, czy rozwój samolotu rzeczywiście doszedł do logicznego zakończenia?

Cóż, ewolucja samolotu w ramach normalnego, czy klasycznego schematu aerodynamicznego naprawdę spowalnia.Na wystawach i salonach lotniczych masowy widz znajduje ogromną i kolorową różnorodność; doświadczenie

Ten sam specjalista widzi zasadniczo identyczne samoloty, różniące się jedynie właściwościami operacyjnymi i technologicznymi, ale mające wspólne braki koncepcyjne,

„KLASYKA”: WADY I WADY

Przypomnijmy, że termin „projekt aerodynamiczny statku powietrznego*” odnosi się do sposobu zapewnienia stabilności statycznej i sterowności statku powietrznego w kanale pochylenia 1.

Główną i być może jedyną pozytywną cechą klasycznej konstrukcji aerodynamicznej jest to, że poziomy ogon (HO) umieszczony za skrzydłem pozwala bez większych trudności zapewnić wzdłużną stabilność statyczną przy dużych kątach natarcia samolotu.

Główną wadą klasycznej konstrukcji aerodynamicznej jest występowanie tzw. strat bilansujących, które powstają w związku z koniecznością zapewnienia marginesu wzdłużnej stateczności statycznej statku powietrznego (rys. I). Zatem wynikowa siła nośna samolotu okazuje się mniejsza niż siła nośna skrzydła o wartość ujemnej siły nośnej samolotu.

Maksymalna wartość strat bilansujących występuje podczas startu i lądowania, przy wysuniętych urządzeniach udźwigu skrzydła, gdy siła nośna skrzydła i w konsekwencji wywołany przez nią moment nurkowania (patrz rys. 1) mają wartość maksymalną. Istnieją na przykład samolot pasażerski, w którym przy całkowicie rozwiniętej mechanizacji ujemna siła podnoszenia GO wynosi 25% ich masy. Oznacza to, że skrzydło zostało przewymiarowane mniej więcej o tę samą wielkość, a wszystkie wskaźniki ekonomiczne i operacyjne takiego samolotu, delikatnie mówiąc, są dalekie od wartości optymalnych.

AERODYNAMICZNA KONSTRUKCJA „KACZKA”

Jak uniknąć tych strat? Odpowiedź jest prosta: konfiguracja aerodynamiczna statycznie stabilnego statku powietrznego musi wykluczać balansowanie przy ujemnej sile nośnej w poziomie

„Pochylenie to ruch kątowy statku powietrznego względem poprzecznej osi bezwładności. Kąt nachylenia to kąt pomiędzy osią wzdłużną statku powietrznego a płaszczyzną poziomą.

1 Kąt natarcia statku powietrznego to kąt pomiędzy kierunkiem prędkości nadlatującego przepływu a wzdłużną osią statku powietrznego cmpoume.tbHuu.