|
В случае со сложными механизмами важными изобретениями часто становятся не сами конструкции в целом, а их отдельные части или узлы. Так, например, изменение только хвостового оперения, способно кардинально повысить маневренность, устойчивость и надежность управления самолета.
Патент: RU 2632550 Патентообладатель: Авиационная холдинговая компания «Сухой» Авторы: Михаил Стрелец; Александр Давиденко; Александр Блинов; Алексей Докин; Андрей Шеманков Для обеспечения маневренных характеристик, устойчивости и управляемости, в том числе на больших углах атаки, как правило, используется двухкилевое вертикальное оперение (ВО): кили с отклоняемыми рулями направления или консоли цельноповоротного вертикального оперения (ЦПВО). Применение двухкилевой схемы ведет к увеличению нагрузок на ВО по сравнению с однокилевой схемой. Это требует увеличения прочности конструкции планера самолета, что в свою очередь приводит к увеличению массы этих частей и, как следствие, к увеличению массы самолета в целом. Ряд подобных решений есть, например, в патентах США. Консоли ЦПВО позволяют избежать увеличения массы, которая способна повлиять на маневренность. Так, в одном из патентов ВО выполнено цельноповоротным, с возможностью синфазного (условно равномерного) и дифференциального отклонений. Но в данной конструкции не предусмотрен способ снижения постоянно действующей нагрузки на цельноповоротные консоли ВО на всех режимах в течение всего полета для обеспечения оптимального веса конструкции самолета: ВО и узлов его стыковки с фюзеляжем. Изобретение инженеров «Сухого» позволяет снизить симметричные нагрузки на ВО, направленные к плоскости симметрии самолета, повысить эффективность управления летательным аппаратом по крену, его маневренность. В самолете, содержащем крыло, силовую установку, фюзеляж, в хвостовой части которого установлено ЦПВО, выполненное в виде двух поворотных консолей с возможностью синфазного и дифференциального поворотов. Для снижения нагрузки, консоли ЦПВО дифференциально поворачиваются вокруг своих осей вращения на заданные углы задней кромкой к плоскости симметрии самолета в зависимости от числа Маха и угла атаки полета самолета, определяемые по специальной формуле. Расчет формулы и подробности технического решения — в опубликованном патенте. |
