Летательный аппарат (варианты)

 

Аппарат содержит фюзеляж, крыло, расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку с установленным на ней вертикальным оперением, переднее горизонтальное оперение и шасси. Крыло смещено назад относительно фюзеляжа и выполнено трапециевидным. В месте соединения фюзеляжа с крылом на верхней части фюзеляжа выполнен косой срез, переходящий в горизонтальную площадку, на которой расположены воздухозаборники силовой установки. Варианты отличаются различной поперечной V-образностью по размаху крыла. В первом случае корневая часть крыла с передним наплывом имеют нулевую поперечную V-образность, а консоли крыла имеют положительную поперечную V-образность. Во втором случае корневая часть крыла с передним наплывом имеют поперечную V-образность, большую, чем имеют консоли крыла. Изобретение направлено на улучшение шумовых характеристик. 2 с.п. ф-лы, 6 ил.

Предложенная группа изобретений относится преимущественно к административным самолетам большой дальности, предназначенным для совершения деловых поездок, а также для экстренной доставки небольших грузов с целью экономии времени во всех случаях по сравнению с использованием других транспортных средств.

В настоящее время становится актуальной проблема сокращения времени поездки на большие расстояния. Сокращение времени на такие поездки может снизить физиологические и психические нагрузки, действующие на пассажиров в полете.

Данные проблемы пытаются решить, разрабатывая сверхзвуковые самолеты.

Известен сверхзвуковой самолет фирмы Боинг (см. заявку на европейский патент 221204, кл. В 64 С 30/00, опубл. 13.05.1987), содержащий фюзеляж, передняя секция которого расположена перед крылом, центральная секция конструктивно объединена с крылом, задняя секция фюзеляжа выступает за заднюю кромку крыла. Передняя секция фюзеляжа и часть его центральной секции имеют наклоненные внутрь боковые стенки, образующие в продольном направлении поверхность с одинарной кривизной. Центральная секция имеет нижнюю поверхность, сочлененную с нижней поверхностью крыла. Две гондолы двигателей, установленные на нижней поверхности крыла по обе стороны фюзеляжа, имеют воздухозаборники, расположенные позади передней кромки крыла. Самолет содержит два вертикальных киля, каждый из которых установлен вблизи соответствующего конца крыла, выше и ниже его плоскости хорд. На каждом конце крыла имеется дополнительная поверхность, которая может поворачиваться относительно поперечной оси, обеспечивая управление самолета по крену и тангажу.

Для размещения относительно большого количества топлива фюзеляж самолета имеет большую длину. В результате его смачиваемая поверхность, а следовательно, его аэродинамическое сопротивление и вес конструкции возрастают. Трапециевидная форма поперечного сечения фюзеляжа не рациональна с точки зрения работы конструкции на избыточное давление внутри фюзеляжа, что также увеличивает вес его конструкции. Данная форма поперечного сечения также не оптимальна для обеспечения высокого комфорта пассажирам, так как максимальная ширина кабины должна находиться на уровне локтей, а не на уровне пола, как у прототипа.

Разнесенные по размаху крыла мотогондолы двигателей частично разгружают крыло, однако увеличивают примерно на 20% волновое сопротивление и примерно на 40% сопротивление трения мотогондол, что связано с формой самих мотогондол (площадь миделевого сечения мотогондолы примерно в 1,5 раза превышает площадь входа в воздухозаборник) и ростом их смачиваемой поверхности по сравнению с компоновкой двигателей в единой интегрированной мотогондоле. Кроме того, применение разнесенных мотогондол усложняет задачу по обеспечению балансировки самолета при отказе одного из двигателей.

Также известен сверхзвуковой самолет С-21. Самолет имеет фюзеляж с заостренным носом, стреловидное крыло с развитым корневым наплывом, переднее горизонтальное оперение, хвостовое вертикальное оперение, силовую установку. Фюзеляж самолета плавно сопряжен с крылом, а нос фюзеляжа выполнен с большим удлинением. Остекление кабины экипажа не выступает за обводы фюзеляжа. Крыло имеет механизацию по передней и задней кромкам. Силовая установка расположена в трех мотогондолах, две из которых прикреплены к нижней поверхности крыла, а третья размещена на фюзеляже. Воздухозаборники силовой установки расположены за передней кромкой крыла. На третьей мотогондоле закреплен стреловидный по передней кромке киль с вертикальным оперением, причем он смещен к задней кромке мотогондолы. Указанный самолет описан в справочнике "Jane's all the world's aircraft", 1998-99, стр.435).

Указанный самолет имеет высокий уровень звукового удара, что не позволяет ему осуществлять полет со сверхзвуковой скоростью над сушей, поэтому область использования самолета С-21 ограничена полетами через океан.

Наиболее близким к предлагаемым техническим решениям является сверхзвуковой самолет "Falcon" французской фирмы "Dassaut Aviation" (журнал "FLUG REVUE", август 1998). Самолет имеет фюзеляж с заостренным носом, стреловидное крыло с развитым передним наплывом и задним наплывом, переднее горизонтальное оперение, хвостовое вертикальное оперение, силовую установку. Нос фюзеляжа выполнен с большим удлинением. Остекление кабины экипажа не выступает за обводы фюзеляжа. Крыло имеет механизацию по передней и задней кромкам. Силовая установка расположена в трех мотогондолах, две из которых прикреплены к нижней поверхности крыла, а третья размещена на фюзеляже и выступает назад за его пределы. На третьей мотогондоле закреплен стреловидный по передней кромке киль, причем он расположен по длине мотогондолы на средней ее части.

Однако он так же, как и описанный выше самолет С-21, имеет высокий уровень звукового удара, что не позволяет ему осуществлять полет со сверхзвуковой скоростью над сушей.

Задачей изобретения является разработка сверхзвукового самолета с аэродинамической компоновкой, обеспечивающей снижение веса конструкции самолета, достижение высоких характеристик в крейсерском полете и возможности эксплуатации с аэродромов, используемых для базирования дозвуковых аналогов, снижение звукового удара.

Технический результат состоит в уменьшении звукового удара, уменьшении относительного веса конструкции планера.

Согласно первому варианту изобретения технический результат достигается тем, что в летательном аппарате, содержащем фюзеляж, соединенный с имеющим стреловидный передний наплыв крылом, расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку с установленным на ней вертикальным оперением, переднее горизонтальное оперение и шасси, крыло расположено по длине фюзеляжа за пассажирским салоном и выполнено трапециевидным, при этом корневая часть крыла с передним наплывом имеют нулевую поперечную V-образность, а консоли крыла имеют положительную поперечную V-образность, фюзеляж в поперечном сечении имеет форму круга, а в месте соединения фюзеляжа с крылом на верхней части фюзеляжа выполнен косой срез, переходящий в горизонтальную площадку, на которой расположены воздухозаборники силовой установки.

Согласно второму варианту изобретения в летательном аппарате, содержащем фюзеляж, соединенный с крылом, имеющим стреловидный передний наплыв, расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку с установленным на ней вертикальным оперением, переднее горизонтальное оперение и шасси, крыло смещено назад относительно длины фюзеляжа и выполнено трапециевидным, при этом корневая часть крыла с передним наплывом имеют поперечную V-образность большую, чем имеют консоли крыла, фюзеляж в поперечном сечении имеет форму круга, а в месте соединения фюзеляжа с крылом на верхней части фюзеляжа выполнен косой срез, переходящий в горизонтальную площадку, на которой расположены воздухозаборники силовой установки.

Несколько необычное распределение поперечной V-образности по размаху крыла вызвано заданными жесткими требованиями по характеристикам звукового удара на местности.

Задача уменьшения звукового удара для сверхзвуковых пассажирских самолетов является наиболее актуальной, но и трудновыполнимой.

Звуковой удар образуется при полете самолета со сверхзвуковой скоростью и представляет собой форму энергии давления, уменьшающуюся со временем, в течение которого она распространяется по своему пути. Величина, продолжительность и форма звукового удара зависит от многих параметров, в частности от геометрии самолета, его массы, высоты полета, скорости и т.д. Обычно приходящая на поверхность земли ударная волна от сверхзвукового самолета имеет N-образный вид и состоит из резкого повышения давления, постепенного снижения его и затем снова резкого его повышения. Она может рассматриваться как ударная волна от носовой и хвостовой части самолета. Величина звукового удара воспринимается человеческим ухом в зависимости от интенсивности и времени повышения давления и складывается из ударных волн от различных частей самолета, в частности ударной волны от фюзеляжа и ударной волны от крыла. Если эти две ударных волны приходят на поверхность земли с разницей во времени менее 0,07 с, они воспринимаются человеческим ухом, как один удар суммарной интенсивности. Задача уменьшения звукового удара состоит в максимально возможном разнесении по времени ударных волн от фюзеляжа и крыла. С этой целью крыло максимально возможно сдвинуто назад, а также консоль крыла про помощи переменной V-образности еще и поднята относительно носика фюзеляжа на максимально возможную величину вверх, что эквивалентно еще большему смещению его назад.

Заявленная группа технических решений иллюстрируется на графических материалах, где на фиг. 1 показан 1-й вариант летательного аппарата, вид сбоку; на фиг.2 показан 1-й вариант летательного аппарата, вид сверху; на фиг.3 показан 1-й вариант летательного аппарата, вид спереди; на фиг.4 показан 2-й вариант летательного аппарата, вид сбоку; на фиг.5 показан 2-й вариант летательного аппарата, вид сверху; на фиг.6 показан 2-й вариант летательного аппарата, вид спереди.

Оба варианта летательного аппарата выполнены по аэродинамической схеме "утка" с расчетной степенью продольной устойчивости. Геометрические размеры и форма агрегатов планеров летательных аппаратов, его масса и центровка подобраны оптимальным образом для удовлетворения требуемых летных характеристик.

Согласно первому варианту исполнения сверхзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж 1, сопряженный с крылом 2, переднее горизонтальное оперение 3, хвостовое вертикальное оперение 4, силовую установку 5, шасси 6.

Фюзеляж 1 (см. фиг.1) включает в себя кабину экипажа и пассажирский салон. Носовая часть фюзеляжа выполнена заостренной и имеет большое удлинение. Остекление кабины пилотов не выступает за обводы фюзеляжа, при этом переднее остекление кабины пилотов отсутствует, а обзор закабинного пространства обеспечивается искусственным образом.

В зоне расположения герметических отсеков, кабины пилотов и пассажирского салона фюзеляж имеет в сечении круг, что позволяет минимизировать его вес. Исходя из требований по обеспечению заданного уровня звукового удара фюзеляж имеет максимально допустимую по техническим требованиям длину.

Крыло 2 (см. фиг.2) выполнено трапециевидной формы и имеет развитый передний наплыв 7 большой стреловидности, а также оптимально деформированную серединную поверхность и оптимально распределенную по размаху крутку. Такая форма крыла позволяет при хороших характеристиках на сверхзвуковых режимах полета иметь достаточно хорошие взлетно-посадочные характеристики. С этой целью крыло снабжено механизацией, состоящей из адаптивных носков по передней кромке (как на наплыве, так и на консоли), а также отклоняемых закрылков и зависающих элеронов (элевонов) по задней кромке.

Для удовлетворения требований по звуковому удару крыло 2 оптимально сдвинуто назад по длине фюзеляжа по отношению к носу фюзеляжа и имеет переменную по размаху V-образность. Так, в данном варианте корневая часть крыла с передним наплывом имеют нулевую поперечную V-образность, а консоли крыла с положительной V-образностью. Крыло установлено по длине фюзеляжа за пассажирским салоном.

Оперение самолета (см.фиг.1) состоит из переднего горизонтального оперения (ПГО) 3, расположенного в носовой части фюзеляжа 1 в районе кабины экипажа и вертикального оперения 4, расположенного в хвостовой части фюзеляжа 1 на воздухозаборниках 8 силовой установки 5. Причем вертикальное оперение 4 расположено по длине силовой установки 5 в средней ее части.

Место расположения ПГО 3, геометрия и режимы работы выбраны с учетом его влияния на устойчивую работу воздухозаборников двигателей.

Силовая установка 5 (см.фиг.2, 3) включает в себя двигатели, мотоотсеки и воздухозаборники 8. Силовая установка 5 самолета может содержать два, три и более бесфорсажных двигателя. Двигатели размещены в мотоотсеке 9 в хвостовой части фюзеляжа 1. Мотоотсек 9 и воздухозаборники 8 объединены вместе в так называемый "пакет". Мотоотсек 9 и связанная с ним часть фюзеляжа 2 выступают назад за заднюю кромку крыла 2. Причем, по компоновке воздухозаборники 8 установлены сверху фюзеляжа 1.

Такое расположение двигателей позволяет максимально снизить лобовое сопротивление самолета, сохранить несущие свойства крыла как в полете, так и на режимах взлета и посадки, а также уменьшить потери на балансировку при отказе одного двигателя.

Характеристики двигателей и система управления ими подобраны как для удовлетворения заданных летных данных, так и требований по ограничению шума на местности.

Для обеспечения оптимальной работы воздухозаборников двигателей фюзеляж в хвостовой части в верхней своей части имеет косой плоский срез, переходящий перед воздухозаборниками в горизонтальную площадку. Косой срез на фюзеляже начинается за пассажирским салоном, там же, где начинается крыло.

Шасси 6 (см.фиг.1) самолета выполнено трехопорным с носовой стойкой 10. Носовая стойка 10 убирается в полете под пол пассажирского салона. Основные опоры 11 шасси 6 крепятся на фюзеляже. Колеса основных опор 11 шасси убираются в ниши, расположенные в фюзеляже 1.

По второму варианту исполнения летательный аппарат содержит фюзеляж 1, сопряженный с крылом 2, переднее горизонтальное оперение 3, хвостовое вертикальное оперение 4, силовую установку 5, шасси 6.

Фюзеляж 1 (см. фиг.4) включает в себя кабину экипажа и пассажирский салон. Носовая часть фюзеляжа выполнена заостренной и имеет большое удлинение. Остекление кабины пилотов не выступает за обводы фюзеляжа, при этом переднее остекление кабины пилотов отсутствует, а обзор закабинного пространства обеспечивается искусственным образом.

В зоне расположения герметических отсеков, кабины пилотов и пассажирского салона фюзеляж имеет в сечении круг, что позволяет минимизировать его вес. Исходя из требований по обеспечению заданного уровня звукового удара фюзеляж имеет максимально допустимую по техническим требованиям длину.

Крыло 2 (см. фиг.5) имеет трапециевидную форму и развитый передний наплыв 7 большой стреловидности, а также оптимально деформированную серединную поверхность и оптимально распределенную по размаху крутку. Такая форма крыла позволяет при хороших характеристиках на сверхзвуковых режимах полета иметь достаточно хорошие взлетно-посадочные характеристики. С этой целью крыло снабжено механизацией, состоящей из адаптивных носков по передней кромке (как на наплыве, так и на консоли), а также отклоняемых закрылков и зависающих элеронов (элевонов) по задней кромке.

Для удовлетворения требований по звуковому удару крыло 2 оптимально сдвинуто назад по длине фюзеляжа по отношению к носу фюзеляжа и имеет переменную по размаху V-образность. Так, в данном варианте корневая часть крыла с передним наплывом имеют нулевую поперечную V-образность, а консоли крыла - положительную V-образность. По длине фюзеляжа крыло установлено за пассажирским салоном.

Оперение самолета (см. фиг.4, 6) состоит из переднего горизонтального оперения (ПГО) 3, расположенного в носовой части фюзеляжа 1 в районе кабины экипажа и вертикального оперения 4, расположенного в хвостовой части фюзеляжа 1 на воздухозаборниках 8 силовой установки 5. Причем вертикальное оперение 4 расположено по длине силовой установки 5 в средней ее части.

Место расположения ПГО 3, геометрия и режимы работы выбраны с учетом его влияния на устойчивую работу воздухозаборников двигателей.

Силовая установка 5 (см. фиг.5, 6) включает в себя двигатели, мотоотсеки и воздухозаборники 8. Силовая установка 5 самолета может содержать два, три и более бесфорсажных двигателя. Двигатели размещены в мотоотсеках 9 в хвостовой части фюзеляжа 1. Мотоотсеки 9 и воздухозаборники 8 объединены вместе в так называемый "пакет". Мотоотсек 9 и связанная с ним часть фюзеляжа 2 выступают назад за заднюю кромку крыла 2. Причем, по компоновке воздухозаборники 8 установлены сверху фюзеляжа 1.

Такое расположение двигателей позволяет максимально снизить лобовое сопротивление самолета, сохранить несущие свойства крыла как в полете, так и на режимах взлета и посадки, а также уменьшить потери на балансировку при отказе одного двигателя.

Характеристики двигателей и система управления ими подобраны как для удовлетворения заданных летных данных, так и требований по ограничению шума на местности.

Для обеспечения оптимальной работы воздухозаборников двигателей фюзеляж за пассажирским отсеком в верхней своей части имеет косой плоский срез, переходящий перед воздухозаборниками в горизонтальную площадку. Косой срез на фюзеляже начинается за пассажирским салоном там же, где начинается крыло.

Шасси 6 (см. фиг.4) самолета выполнено трехопорным с носовой стойкой 10. Носовая стойка 10 убирается в полете под пол пассажирского салона. Основные опоры 11 шасси 6 крепятся на фюзеляже. Колеса основных опор 11 шасси убираются в ниши, расположенные в фюзеляже 1.

Летательный аппарат, выполненный по предложенным схемам, будет иметь лучшие характеристики по уровню шума на местности по сравнению с аналогами и меньшие параметры звукового удара.

Формула изобретения

1. Летательный аппарат, содержащий фюзеляж, соединенный с имеющим стреловидный передний наплыв крылом, расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку с установленным на ней вертикальным оперением, переднее горизонтальное оперение и шасси, отличающийся тем, что крыло расположено по длине фюзеляжа за пассажирским салоном и выполнено трапециевидным, при этом корневая часть крыла с передним наплывом имеют нулевую поперечную V-образность, а консоли крыла имеют положительную поперечную V-образность, фюзеляж в поперечном сечении до места соединения фюзеляжа с крылом имеет форму круга, а в месте соединения фюзеляжа с крылом на верхней части фюзеляжа выполнен косой срез, переходящий в горизонтальную площадку, на которой расположены воздухозаборники силовой установки.

2. Летательный аппарат, содержащий фюзеляж, соединенный с крылом, имеющим стреловидный передний наплыв, расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку с установленным на ней вертикальным оперением, переднее горизонтальное оперение и шасси, отличающийся тем, что крыло смещено назад относительно длины фюзеляжа и выполнено трапециевидным, при этом корневая часть крыла с передним наплывом имеет поперечную V-образность, большую, чем имеют консоли крыла, фюзеляж в поперечном сечении имеет форму круга, а в месте соединения фюзеляжа с крылом на верхней части фюзеляжа выполнен косой срез, переходящий в горизонтальную площадку, на которой расположены воздухозаборники силовой установки.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6

PC4A - Регистрация договора об уступке патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение

Прежний патентообладатель:Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого"

(73) Патентообладатель:Закрытое акционерное общество "Новые гражданские технологии Сухого"

Договор № РД0059270 зарегистрирован 18.01.2010

Извещение опубликовано: 27.02.2010        БИ: 06/2010