Новое V горизонтальное оперение –

технология авиастроения будущего.

Современная авиация имеет большое значение для развития нашей страны как в гражданском аспекте, так и в военном. Развитие и улучшение авиации заключается в повышении надежности , улучшении и упрощенные технологии производства , улучшении эксплуатационных характеристик летательных аппаратов. Все это важне компоненты при разработке и проектировании авиационной техники. Качественные и количественные показатели, характеризующие надежность и стоимость соответствующего летательного аппарата , имеют различные параметры. Но важнейшими из всех эксплуатационных характеристик является - надежность и значение полезного груза на долю веса самолета.

Указанный термин предполагает в себе финансовo - эффективное значение самолета.

В этой статье предлагается новый способ управления стабилизатором самолета расположенного в передней части и отклоняющегося в вертикальной плоскости - от «нулевого» положения , до максимального положения положительного или отрицательного « V » стабилизатора. Такой способ управления стабилизатором помогает повысить маневренность летательного аппарата , уменьшить расход топлива , да еще и повысить коэффициент полезного действия аэропорта.

Коэффициент полезного действия аэропорта - это увеличение пропускной способности человекопотока  за определенный срок времени, вполне возможно обеспечить при сокращении срока захода самолета на посадку .

Самолет с размещением в передней части стабилизатора получил в литературе наименование « утка » , но эта форма является статически неустойчивой . Предложенная в моей статье схема сможет повысить статическую устойчивость самолета такой схемы , по сравнению с обычной схемой « утка » , и еще и она не требует затрат на устойчивость по оси тангажа .

Тангаж - (от французского - tangage ) наклон летательного аппарата относительно главной , поперечной оси ( еще его называют продольной крен ) . Тангаж измеряется от нулевого до положительного или отрицательного угла положения самолета.

Предложенная в статье схема может рассматриваться как перспективная для гражданских пассажирских самолетов , а также для возможного использования на самолетах транспортной авиации.

И все эти преимущества становятся уместными в условиях экономического кризиса.

Узнав , что на современном самолете истребителе-перехватчике российской военной авиации Су - 27С впервые в мире была использована система отклоняемого вектора тяги, что и вдохновило на авторские размышления о создании системы изменения угла положения стабилизатора на самолетах. И с тех пор началось ее создание.  

С применением системы изменения поперечного « V » стабилизатора в самолетах поднимались некоторые элементы аэродинамики , что в свою очередь привело бы к нарушению свойств этих самолетов , и к возможному разрушению элементов самолетов.

Эта разработка является целесообразной и предполагается для внедрения как в авиационные вооруженные силы , что будет способствовать укреплению их обороноспособности , надежности и всепогодности , так и на различные военно - транспортные и пассажирские образцы , как существующей , так и перспективной авиационной техники, ставит целью увеличение экономичности перевозок.

Кроме того следует изучить стороны, которые заключаются в уменьшении (или возможном увеличении ) шума при пересечении самолетом сверхзвукового барьера. Данный фактор в настоящее время совершенно не изучен, но для того чтобы доказать вероятность этого утверждения, необходимо сделать много расчетов и провести много экспериментов, это займет много времени и объема работы . Кроме того , проводить такие эксперименты могут соответствующие специалисты, имеющие большую научно - исследовательскую базу и опыт работы в проектировании и самолетостроении .

В этой статье предлагается рассмотрение следующих проблем:

• а ) необходимые конструктивные изменения , связанные с ними дополнительные весовые изменения и способы их нейтрализации .
• б) балансировка , устойчивость и управляемость полета с новой системой .
• в ) влияние этой модификации на экономичность самолета.
• г ) положительным влиянием этого нововведения на безопасность полета.

Основная часть

Об основных мои достижения в изучении этой технологии.

Тема, как уже рассказывалось в поступлении уникальна, и никем никогда в мире не исследовалась.

Для того, чтобы ввести в курс дела, расскажу о наименовании некоторых части самолета. (На рисунке схема «утка»)

1 - фюзеляж , 2 - горизонтальное оперение , 3 - вертикальное оперение , 4 - крыло.

Это основные части самолета , которым будет посвящена статья.

Основу этой статьи составляет доклад о горизонтальном оперении, которое является изобретением, а также и о его перспективно применение на разных самолетах.

Проведем же сейчас рассказ о горизонтальном оперение и стабилизаторе.

Горизонтальное оперение - часть оперения самолета , которая предназначена для обеспечения продольной устойчивости самолета и управления самолетом .

Разница между стабилизатором и горизонтальным оперением заключается в том , что в состав горизонтального оперения входят стабилизатор и руль высоты, а стабилизатор - часть горизонтального оперения для обеспечения продольной устойчивости .

У самолетов с дозвуковой скоростью полета горизонтальное оперение обычно состоит из недвижимого или ограниченно недвижимого стабилизатора и подвижного руля высоты.

Подвижные стабилизатор и руль высоты могут отклоняться относительно своих осей . При отклонении ( повороте ) на какой-либо угол руля высоты на горизонтальном оперении появляется дополнительная аэродинамическая сила , а исходя из этого - дополнительный момент относительно центра тяжести самолета. Согласно области дозвуковых скоростей , обычный руль высоты самолета достаточно эффективно обеспечивает самолету управляемость . В тех случаях , когда в ходе полета значительно меняется центровка , то эффективность неполноповоротного стабилизатора недостаточна, используется полноповоротный управляемый стабилизатор .

Центровка - это центр тяжести самолета. Но ежели точнее, то это допустимые пределы, которые определяют возможность движения центра тяжести самолета (например при загрузке на земле, при  выработке топлива в воздухе, при перемещении грузов во время воздушного десантирования). Эти границы составляются предприятием –разработчиком, а при эксплуатации самолета следует строго их соблюдать, ибо малейшее отклонение от требований центровки или выход за эту границу неизбежно приводит к авикатастрофе.

Рис . № 2 . Схема сил , действующих на самолет.

G - сила тяжести самолета , Y - подъемная сила , P - тяга , Q - сила лобового сопротивления .

На дозвуковых скоростях полета самолета отклонения руля высоты приводит к появлению дополнительной силы на горизонтальном оперении не только за счет самого руля , но и в результате перераспределения давления на стабилизаторе .

Автор хотел бы заметить, что полет самолета на дозвуковой скорости и сверхзвуковой значительно отличается, что в первую очередь вызвано скачками уплотнения.

Скачок уплотнения – это  ударная волна, характерная для сверхзвукового течения газа узкая область, в которой, если считать её неподвижной, происходит резкое уменьшение скорости газа и соответствующий рост давления, температуры, плотности и энтропии газа. Толщина скачка уплотнения в направлении, нормальном к его поверхности, т. е. длина, на которой происходит изменение параметров газа, мала — порядка средней длины свободного пробега молекул. В большинстве случаев пренебрегают этим значением, но для нас оно важно.

При полете самолета на сверхзвуковых скоростях - эффективность руля высоты имеет тенденцию к снижению. Указанная тенденция к снижению объясняется тем , что изменение давления, вызванное отклонением руля , не выходит за пределы скачка уплотнения , и таким образом , не достигает стабилизатора. Вследствие этого , отклонение руля высоты не проявляет никакого влияния на объем и характер распределения давления вдоль стабилизатора. Из-за этого на самолетах , имеющих сверхзвуковую скорость полета, нашло применение цельноповоротное горизонтальное оперение. Переход к цельноповоротному горизонтальному оперению позволил увеличить его (горизонтального оперения)  эффективность на около звуковых и сверхзвуковых скоростях полета , особенно на больших высотах .

В наше время иногда цельноповоротное горизонтальное оперение используется для поперечного управления самолетом . Его консоли отклоняются вместе при продольном управлении и дифференцированно - при управлении креном .

Прежде всего, автор хочет рассказать об эффективности , а также о положительных качествах этого проекта. Для сравнения автор предоставит несколько форм самолета (классическая и форма утка ).

В классической форме является как и минусы так и плюсы , которые определяют ее дальнейшую концепцию развития . В мире наиболее распространена именно эта форма , так как она отличается своей простой форме и имеет большую перспективу дальнейшего развития . Еще одна причина заключается в том , что эта форма является идеальной аэродинамической для грузовых самолетов например таких, как Ан -124 и Boeing – 777F (существенная разница между ними состоит в способах загрузки и / или выгрузки грузов). У самолета Ан - 124 есть рампа , по которой идет загрузка и / или разгрузки груза, а в Boeing - 777 она идет через дверной проем в плоскости фюзеляжа. ) Но не надо забывать и о ее недостатках , такие как: меньше полезный объем для топлива , и еще затраты на балласт. Но эта форма является и несколько проще , чем форма « утка » .

Классическая форма имеет и значительные положительные стороны:

• - Перед крылом самолета нет никаких частей , которые могли бы его затемнить при изменении положения самолета или возмущать набегающий воздушный поток , что нарушало бы плавность обтекания крыла и снижало бы его несущие способности ;
• - Размещение горизонтального оперения сзади крыла позволяет укоротить носовую часть фюзеляжа, улучшает обзор и дает нам возможность уменьшить площадь горизонтального оперения ( носовая часть фюзеляжа создает дестабилизирующий путевой момент) .
• Кроме того , указанная форма имеет некоторые недостатки:
• - Горизонтальное оперение работает в условиях скошенного и заторможенного крылом воздушного потока , из-за этого настоящий ( истинный ) угол атаки оперения может стать отрицательным , а скорость обтекаемого его потока будет меньше , чем на крыле ;
• - Практически на всех режимах полета горизонтальное оперение создает отрицательную подъемную силу , как результат этого уменьшается подъемная сила самолета , в частности потеря в подъемной силе особенно велика на режимах взлета и посадки самолета.

 Форма самолета с компоновкой « утка » используется гораздо меньше , и в целом в военных самолетах. Еще один минус - она ​​требует специальной подготовки пилотов , потому что она статически неустойчива . Это например , как маятник . Если его вывести из положения равновесия , то он будет кататься из стороны в сторону , а потом все равно вернется в положение равновесия . Это соответствует обычной схеме самолета , а схема «утка» не возвращается в положение равновесия . А с помощью этой системы изменения поперечного « V » стабилизатора , может быть  несколько повышена управляемость самолетом ( к схеме « утка » , и уменьшить расход топлива , к самолетам классической схемы , еще возможно намного увеличить маневрирование и устойчивость самолета при критических нагрузках , и при выполнении боевых маневров ) .

Основными достоинствами схемы « утка » :

• - Крыло не затрагивает характерные черты обтекания потоками горизонтального оперения
• - Горизонтальное оперение в полете создает положительную подъемную силу
• - При достижения больших углов атаки срыв потока на горизонтальном оперении автоматически переводит самолет на меньшие углы атаки, уменьшает опасность перехода крылья на закритические углы атаки и срыва самолета в штопор

Теперь автор хотел бы подчеркнуть эффективность работы этой системы .

Сам положительный эффект заключается в уменьшении негативного влияния стабилизатора на обтекания крыла .

Стабилизатор - это одна , из важных горизонтальных плоскостей самолета , которая обеспечивает устойчивость самолета .

Конструкция стабилизатора и киля состоит из продольного набора ( лонжеронов , стенок и стрингеров ) , поперечного набора ( нервюр ) и обшивки .

Стабилизаторы и киле имеют обычно двухлонжеронную или кессонную конструкции , при этом сравнительно просто обеспечивается их прочность и жесткость.

Изгиб принимается или ремнями лонжеронов , или стрингерами с обшивкой , поперечная сила - в основном стенками лонжеронов ; кручение - замкнутым контуром , который состоит из обшивки , стенок лонжеронов и продольных стен.

Стабилизаторы могут быть разъемными или неразъемными по размаху .

При небольшой площади и сравнительно малой длине продольные балки горизонтального оперения стабилизатора чаще делаются неразъемными , из-за этого их конструкция делается более простой и легкой.

Разъемы по размаху стабилизатора , которые заранее предусматриваются требованиями технологии и эксплуатации , располагаются в плоскости симметрии самолета , у борта фюзеляжа , или у киля.

Нижние  части стабилизатора крепятся с помощью уголков и фитингов на лонжеронах в центральной части, намертво прикрепляя его к фюзеляжу . В месте перелома направлений к лонжерону относится усиленная бортовая нервюра . Соединение стабилизатора с фюзеляжем осуществляется с помощью двух передних и двух задних стыковочных узлов .

В двухлонжеронных конструкциях стабилизатора стыковое соединение выполняется стыковыми узлами на лонжеронах центральной части , или на усиленных шпангоутах .

Горизонтальное оперение на современных самолетах часто располагается на киле самолета и производит совместно с ним Т - образную конструкцию.

На некоторых самолетах предусматривается регулирование угла постановки стабилизатора в полете, что делает возможным балансировку самолета на различных вариантах его загрузки и изменения центровки.

Во многих случаях, эта система может эффективно работать на взлетно - посадочных стадиях и при выполнении боевых маневрирования.

Рис . № 3 Способы использования системы изменения поперечного « V » стабилизатора при пикировании и на посадочном режиме.

В чем вообще заключается роль изменения положения поперечного « V » стабилизатора?

При положении стабилизатора в нулевой степени идет нормальный полет на крейсерской скорости. Без больших изменений направления , и без кренов . При положительных углах атаки , стабилизатор поднимается вверх , что позволяет существенно уменьшить негативное влияние на крыло (как при положении в нулевой степени ) . Затмение крыла показано на рисунке № 3 прямой линией , а положительный угол положения - пунктиром . Схема положения потока стабилизатора тоже пунктиром . На этом рисунке вы видите более положительное влияние системы . Но не надо забывать , что и в свою очередь это улучшает и статическую устойчивость самолета при боевых маневрах на снижение (в схеме « утка » ) и увеличить критический угол атаки ( у самолета обычной схемы).

Есть также и неуместны случаи использования системы . Такие , как при пикировании и при взлете. В основном она не нужна из-за того , что воздух, который обтекает стабилизатор не затеняет крыло , как это происходит при взлете. Но в перспективе , эта система может использоваться для облегчения и возможного уменьшения давления на стабилизатор при взлете в неблагоприятных условиях . И еще , автор бы предложил использовать компоновку самолета «Утка » в гражданской авиации , так как эта форма более перспективная , но менее предсказуема , при неблагоприятных условиях . Да и в действительности на данный момент знания авиации надо значительно расширять и совершенствовать по сравнению с существующими.

Сейчас, рассказ о « бездействии » системы на взлетных режимах.

Особенности системы «Утка » , очень хорошо можно рассмотреть в военной авиации.

Система «Утка » показала себя на первых этапах очень капризной , но потом, после некоторого времени она оправдала себя . Яркий пример этого является то , что на первых этапах эксплуатации американский военный самолет - разведчик YF -12 , также известный под псевдонимом « Черная птица » испытывал больших повреждений еще на первых этапах испытаний , при скоростных пробежках . На которых он не раз просто взлетал с полосы .

Самолет YF-12, выполненный АО аэродинамической схеме «Утка».

Ко второй части доклада, а точнее о самом механизме работы системы.

Поскольку форма самолета « утка » в этом докладе привилегированная то ей будет посвящена большая часть текста.

По компоновке эта форма самолета статически не устойчива и во многом благодаря (полетным характеристикам ) расположением крыла в задней части фюзеляжа. Эта же система поможет преодолеть эту анти устойчивость. Но вся эта устойчивость очень относительна , так как при различных скоростях стабилизатор по разному обтекается воздухом . Но возможно возникновение флаттера на скорости превышающей

1000 км / час.

Автор считает нужным установить автоматическую систему изменения угла положения поперечного « V » стабилизатора. Потому что , когда пилот будет выполнять маневрирование , ему некогда будет следить за углом стабилизатора. Еще одна из недостатков системы это небольшой набор углов изменения поперечного « V » стабилизатора. При различном наклоне самолета ( крене ) нужно выставлять разный угол наклона . При наклоне по тангажу надо тоже выставлять различный угол. В этой части статьи представлены ограничения в использовании, но давайте вернемся к положительным эффектам, чему и посвящена статья. 

Предложенная схема должна показать свои лучшие эксплуатационные характеристики в воздушном бою и при посадке самолета. Возможно использование системы и в неблагоприятных условиях таких , как при шквальном ветре и большом дожде . Еще в горном климате и на высокогорных аэродромах. Это все о вероятности использования системы, а теперь о некоторых условные предосторожности при использовании.

Как автор думает,  эту системы возможно использовать и при форсажном режиме и при большой скорости (возможно большем 1000 км / ч ). Будет строгий запрет (только на больших пассажирских самолетах ) на резкие маневры с выпуском системы изменения угла положения стабилизатора., что обусловлено не предостережениями в эксплуатации, а самой геометрией и динамикой самолета, ведь при выведении большого пассажирского  самолета из энергичных маневров необходимо учитывать его момент инерции и силы, противостоящие  выводу самолета в установившийся или ровный горизонтальный полет.

Несколько слов о весе самолета. Из-за того , что будут установлены некоторые новые механизмы и много разной аппаратуры , то вес самолета поневоле увеличится , и приведет к увеличению массы, момента инерции и ухудшению динамических характеристик, но не бывает худа без добра. Все вышеописанные моменты можно с легкостью компенсировать возрастанием соответствующих маневренных характеристик. Но этот недостаток можно быстро устранить, сделав больше угол атаки стабилизатора.

Рис. № 5 (Основное, первое, главное положение стабилизатора. Носовая часть на самолете)

Это основное положение, а при скорости, меньшей в 1000 км / ч оно может изменяться.

О весе. Как уже и говорилось, что увеличение веса самолета приведет к негативным последствиям. Устранять этот недостаток очень просто, изменить угол атаки стабилизатора.

В рисунке № 6 представлено как устраняется недостаток убыточной веса аппаратуры самолета. Ежели не заходить в дебри физики и аэродинамики, то можно весьма просто объяснить данный факт: с изменением угла атаки несущей поверхности изменяются и ее подъемные характеристики, мы можем вычислить изменение подьемной силы, исходя из поляры самолета.

Поляра ( крыла , самолета , планера ) - диаграмма , изображающая зависимость между коэффициентом подъемной силы и лобового сопротивления крыла ( самолета , планера ) при разных углах атаки . Поляра называется иногда также кривой Лилиенталя . Если поляру построить в одном масштабе , то вектор , проведенный из начала координат в любую точку кривой , будет равен коэффициенту полной аэродинамической силы для данного угла атаки . Поляра самолета ( планера ) , помимо лобового сопротивления крыла , учитывает лобовое сопротивление остальных деталей самолета и влияние интерференции . Вид поляры зависит от геометрических параметров крыла ( самолета , планера ) и от критериев подобия ( числа Рейнольдса , числа М ) . На больших скоростях полета , при которых сказывается сжимаемость воздушной среды , каждому числу М соответствует своя поляра . Поляра позволяет определить характерные углы атаки крыла ( самолета , планера ) , а именно : угол атаки нулевой подъемной силы ( в точке , где коэффициент подъемной силы равен нулю ) , критический угол атаки ( в точке , где коэффициент подъемной силы максимальный ) , наивыгоднейший угол атаки ( в точке касания поляра с прямой , проведенной из начала координат ) , углы атаки с одинаковым аэродинамическим качеством ( в точках пересечения поляры с прямой , проведенной из начала координат под углом , тангенс которого равен аэродинамическому качеству крыла , самолета или планера ) .

Рис . № 6 (Увеличение веса самолета и метод устранения ) .

Изменение угла положения стабилизатора помогает самолету увеличить эффективность и избежать нежелательного пикирующего момента и еще сделать большую пользу , после последствий повреждения ракетой врага . Но обслуживание системы будет достаточно таки сложным из-за того , что система изменения поперечного « V » стабилизатора , предусматривает очень сложную и технически она сложна в изготовлении , для нее потребуются специалисты значительного уровня , для проведения диагностики и сервисного обслуживания. В России и Украине на наше время существует немного таких специалистов , но после запуска самолета в серию (возможно , еще и на испытательном степени ), автор надеется на их поддержку.

Наиболее статически неустойчива система «Утка » по тангажу , но эта система быстро устраняет этот недостаток , и поэтому, с уверенностью можно предложить использовать эту схему в гражданской авиации , ради того , чтобы уменьшить расход топлива и разгрузить воздушное пространство аэропортов. А в условиях назревающей финансового мирового кризиса это сможет уменьшить и дорогое для людей и бизнеса - время. Его драгоценность и необходимость сейчас очень смущает всех людей .

Теперь о социальном эффекте.

Социальный эффект заключается в возможном уменьшении шума. Для точного решения нужно делать сложные вы счета ) уменьшении шума при преодолении звукового барьера и при преодолении большого расстояния на нем. Это важный фактор для самолетов всех типов , в том числе и для перехватчиков и для гражданских самолетов , хотя для истребителей это качество нет такого выдающегося значения , например эффективная рассеивающая поверхность (для уменьшения радиолокационной заметности ) .

Механизация стабилизатора

Технически его создать было достаточно сложно , но сложнее с всего - это сделать его механизацию , то есть крепления к самолету . Это и является основной задачей этого иследования. Да и для создания досконального крепления нужны годы опыта и богатые знания соответствующих специалистов по аэродинамике .

Схема стабилизатора не очень сложна , но и не простая . Основными ее частями являются лонжерон , нервюры и стрингера . Они сочетаются , как в обычных самолетах. Но крепления происходит посредством удлинения лонжерона . Управление происходит с помощью гидропривода .

Гидропривод - это система различных по значению элементов оборудования , которые помогают управлять самолетом .

В указанном смысле - горизонтальным оперением.

Указанные элементы называются еще и гидравликой. В горизонтальном оперении с переменным поперечным « V » предусматривается бустерной управления , с помощью гидравлики. К оборудованию :

Бустерные управления это - это управление с помощью гидропривода ( основного) , который управляется с помощью гидроусилителя ( бустера ) .

Гидро усилитель ( бустер ) представляет собой гидравлическую систему управления и состоит из исполняющего механизма ( силового цилиндра ) , контрольного элемента и связи между ними.

В зависимости от характера подвижного выходного звена различают гидроусилители поступательного и вращательного образа действия .

Процесс изменения угла установки происходит с помощью гидроусилителей , которые будут расположены на удлиненных лонжеронах . Сами лонжероны закреплены с помощью специальных винтов , и закреплены на силовых шпангоутах , возможно для усиления надежности и упругости в полете. К этому рассказу прилагаются чертежи схемы крепления стабилизатора к фюзеляжу .

При создании этой системы ,многие параметры были еще неизвестны, но была предложена общая концепція использования изменения поперечного угла установки горизонтального оаперения, поэтому статья является постановочной и исследовательской, нежели прикладной. Управление достаточно сложное и разнообразное .

К схеме действия этого изобретения.

Она очень проста и создана на основе рычага . Максимальный угол атаки стабилизатора составляет от -25 до +25 градусов . Это не только техническое ограничение , это максимальный угол на котором горизонтальное оперение не затеняет крыло. Управление будет  производиться бустерно и с автоматического узла связанного с ручкой управления самолетом . Всю работу будет делать техника (специальный компьютер) , в который будут загружены различные программы по управлению стабилизатором . Но самая новинка в нем будет специальное удлинение стабилизатора. В этой статье предлагается продлить стабилизатор  для достижения нового типа управления - рычажного . О нем рассказ ниже.

Так будет выглядеть кинематическая схема управления  системы изменения поперечного «V» горизонтального оперения.

Рис . № 7 . Кинематическая схема стабилизатора с переменным поперечным "V" стабилизатора. объяснение :1 - ручка управления самолетом , 2 - автоматическая система управления горизонтальным оперением , 3 - силовой привод автопилота , 4 - бустер (гидроусилитель) , 5 - гидроаккумулятор , 6 - ось изменения поперечного « V » стабилизатора , 7 - различные положения руля высоты.

Предполагается бустерная схема управления стабилизатором , поскольку она не требует дополнительного времени на балансировку .

Схема управления или изменения поперечного « V » стабилизатора осуществляется с помощью гидропривода .

Рис . № 8 . Наименование частей системы .

объяснение :1 - место положения крыла , 2 - фюзеляж , 3 - стабилизатор , 4 - удлиненный лонжерон , 5 - кронштейн , на котором крепится точка опоры лонжерона , 6 - точка опоры лонжерона , 7 - гидроаккумулятор , А- крепления тяги гидропривода к кронштейну , 9 - верхний обтекатель , 10 - балка крепления гидропривода , 11 - трубопровод , 12 - нижний обтекатель , 13 - гидроусилитель .

Перед тем , как создать эту систему автор обдумал много вариантов и хочет рассказать о некоторых из них. Ближайшей к этой была схем с четырьмя гидроцилиндрами на примере нее автор расскажет о положительных и отрицательных сторонах этого проекта. Поскольку система управления будет бустерная и автоматическая, то система не требует устанавливать еще один подконтрольный прибор в кабине пилота , что очень важно при боевом маневрировании и возможном воздушном бою .

Рис . № 9 Схема крепления тяги гидроусилителя к лонжерону стабилизатора.

1 - удлиненный лонжерон , 2 - блок крепления сваренного лонжерона с кронштейном , 3 - приварена часть лонжерона , 4 - винт , 5 - контргайка , 6 - шайба.

Примечание: лонжерон , который используется в этой конструкции является одним целым с кронштейном (он приходит на сборку по кооперации ) .

Конструкция второй схемы более простая и это очень важно, из-за этого она меньше влияет на центровку и более безопасная . Самым вероятным фактором неисправности в воздухе (вследствие повреждения или неисправности) могла быть отказ одного из гидроусилителей , что привело бы к перекосу стабилизатора и ( возможной) катастрофы самолета. Но наибольший положительный эффект заключается в синхронизации обоих стабилизаторов .

Больший вес первой системы могла привести к нарушению центровки . А это бы уже привело к пикирующему эффекту , или кабрирующему (в зависимости от размещения системы).

Предполагается установка оборотной системы руля высоты , которое будет руководствоваться с помощью карданного вала.

Схема действия очень упрощена: если пилот передвигает ручку управления самолетом от себя , то система подает специальный сигнал на гидропривод , и стабилизатор поднимается вверх, и остается в этом положении пока пилот не выровняет самолет в 0 + / -5 градусов по тангажу . Тогда и система выравнивает свое положение относительно оси тангажа . Когда пилот передвигает ручку управления самолетом на себя , то система ничего не делает. Система ничего не делает из-за того , что поток воздуха не затеняет крыло во второй позиции. Это простейший пример . Все примеры приведены выше относятся к схеме самолета « утка » .

Как это происходит на гидро - цилиндре ? В первой приведенной позиции гидроусилитель опускается в низ. Во второй позиции с гидроцилиндром ничего не делается.

На этой разработке предусматривается специальное устройство автоматической смены положения стабилизатора , зависящей от ручки управления самолетом .

Рассматривается также схема перспективного использования этой системы и на истребителях 5-го – 6-го и поколения и на самолетах , которые в данный момент еще разрабатываются.

Автор позволяет себе повториться , что эта разработка является уникальной и не имеет аналогов в мире . Перспективное использование этой системы на самолетах формы «утка», поскольку для них она и разрабатывалась . Но большинство мировых самолетов является представителями классической аэродинамической схемы (формы) , так и для них можно использовать эту систему. Как пример рассматривается украинский самолет

Ан -70, который в настоящее время находится на стадии статических испытаний , и уже скоро может получить сертификат летной годности .

Самое распространенное использование этой системы предполагается на военных и транспортных самолетах.

Итак проведенные в статье исследования позволяют утверждать, что систему изменения поперечного «V» стабилизатора следует считать целесообразной в использовании как в существующих так и в перспективных образцах авиационной техники, поскольку она обеспечит повышенную надежность и доходность, а также будет способствовать улучшению управления летательными аппаратами.

Игорь Макаров специально для Avia.pro

Детали и части самолета

Авторские статьи