Региональный самолет

Изобретение относиться к авиационной технике и может быть использовано для проектирования дозвуковых самолетов. Самолет состоит из фюзеляжа, крыла, оперения, силовой установки и необходимых функциональных систем. Самолет сформирован как единая пространственная система на базе прямого крыла при нулевой стреловидности по заднему лонжерону, с единым базовым профилем, который модифицирован по размаху таким образом, чтобы корневой профиль обеспечивал выполнение условия максимума значений Мк* и Mzo при умеренных значениях Су_max, a концевой профиль обеспечивает выполнение условия максимума Cy_max и фюзеляжа переменного по длине сечения. Сечение передней части фюзеляжа до зоны крепления крыла выполнено в виде овала с горизонтальным расположением большой оси, а сечение задней части после зоны крепления крыла выполнено в виде круга. Общая площадь поперечного сечения самолета изменяется по длине так, что распределение площадей по длине отличается от площади тела вращения минимального сопротивления не более чем на 15%. Технический результат – увеличение внутреннего объема помещений летательного аппарата и снижение сопротивления, а также повышение комфорта пассажиров. 5 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования дозвуковых самолетов.

Известны различные схемы дозвуковых самолетов (см. энциклопедию "Авиация" под редакцией Г.П.Свищева, М.: Российские энциклопедии, 1988 г. Техническая информация ЦАГИ, авторские свидетельства по классу 6 В 64 С 1/00-1/5460). В последнее время проекты дозвуковых самолетов выполняются со сложными фюзеляжами для реализации дополнительных преимуществ, в частности, для использования дополнительных несущих свойств фюзеляжа или снижения его сопротивления.

Прототипом предлагаемого решения является фюзеляж летательного аппарата, защищенное авторским свидетельством СССР №2110444, кл. В 64 С 1/00. Для снижения сопротивления и повышения аэродинамического качества этот фюзеляж включает лобовую поверхность, переходящую в хвостовую часть, при этом лобовая поверхность по всей окружности от носовой точки и до максимального диаметра по радиусу R, сопрягаемой с максимальным диаметром корпуса, имеющего форму прямого круглого конуса с углом γ, при этом коэффициент увеличения скорости потока на поверхности определяет максимальный диаметр фюзеляжа. Однако, предоставляя определенные аэродинамические преимущества, предлагаемое решение приводит к уменьшению внутренних объемов летательного аппарата и в концевой части не позволяет обеспечить необходимый комфорт для пассажиров. Приходится ограничить применение хвостовой части для пассажиров, что, в свою очередь, ведет к снижению транспортной эффективности.

Целью настоящего изобретения является увеличение внутреннего объема помещений летательного аппарата, повышение комфорта пассажиров при повышении несущих и аэродинамических свойств самолета до скоростей полета, соответствующих числам М=0,75.

Для достижения этой цели самолет сформирован как единая пространственная система на базе прямого крыла (нулевая стреловидность по заднему лонжерону) с единым базовым профилем, который модифицирован по размаху таким образом, чтобы корневой профиль обеспечивал выполнение условия максимума значений Мк* и Mzo при умеренных значениях Су_mах, а концевой профиль обеспечивал выполнение условия максимума Су_mах и фюзеляжа, который выполнен в виде сопряженных элементов, плавно переходящий один в другой, при этом сечения первого элемента фюзеляжа имеют максимальную и некруглую площадь и образованы отрезками окружностей, что позволяет разместить в сечении дополнительно одного пассажира в ряд по сравнению с сечением других элементов фюзеляжа, при этом общая площадь поперечного сечения самолета изменяется по длине так, что распределение площадей по длине отличается от площади тела вращения минимального сопротивления и равной площади первого элемента фюзеляжа не более чем на 15%.

На фиг.1 показаны три проекции общего вида предлагаемого самолета. На фиг.2 дана компоновка пассажирского салона. На фиг.3 приведено сечение первого элемента фюзеляжа. На фиг.4 показано типовое сечение второго элемента фюзеляжа. На фиг.5 - профиль.

На самолете 1 имеется фюзеляж 2, крыло 3, горизонтальное и вертикальное оперение 4, силовая установка 5 из не менее двух двигателей в хвостовой части фюзеляжа, шасси 6. Другие функциональные системы условно не показаны.

Фюзеляж 2 состоит из трех частей: переднего элемента 7, который плавно переходит в среднюю часть меньшего сечения 8, которая заканчивается хвостовой частью 9.

В передней части 7 расположена кабина экипажа 10, далее бытовые помещения 11, пассажирский салон 12. В нижней части переднего элемента 7 расположен багажный отсек 13. Между передней частью 7 и средней частью 8 расположены буфеты или кухни 14. Во втором элементе фюзеляжа 8 расположен пассажирский салон 15 и, далее, бытовые помещения 16 и багажник 17.

В пассажирских салонах установлены кресла 18, багажные полки 19, другие элементы интерьера.

Выбор сечения второго элемента фюзеляжа 8 производится по критерию минимальной площади для оптимального размещения трех пассажиров в ряд в креслах повышенного комфорта по требованиям ИАТА (Международной организации эксплуатантов). Как правило, принимается круглое сечение фюзеляжа, минимальный диаметр которого не может быть менее 2200 мм.

Выбор сечения первого элемента фюзеляжа производится из условия размещения дополнительно в ряд еще одного пассажира и багажника 17. Для оптимизации площади сечения оно имеет некруглую форму и образовано четырьмя отрезками окружностей. В пассажирском салоне размещены все элементы интерьера (условно не показаны).

Прямое крыло самолета 3 образовано единым профилем, который модифицирован по размаху таким образом, чтобы корневой профиль 20 обеспечивал выполнение условий максимума значений Мкр* и Mzo при умеренных значениях Су_мах, а концевой профиль 21 обеспечивает выполнение условий Су_мах.

Для ограничения волновых потерь общая площадь поперечного сечения летательного аппарата изменяется по длине так, что распределение площадей по длине не отличается от площади вращения минимального сопротивления, равной площади первого элемента более чем на 15%.

Таким образом удается создать единую пространственную систему на базе прямого крыла и фюзеляжа предлагаемой формы, которая имеет следующие преимущества:

- Увеличение объема передней части фюзеляжа позволяет увеличить количество пассажиров в ряду и разместить дополнительный багажник;

- Увеличение количества мест в ряду сокращает длину передней части и снижает момент от массы пассажиров и багажа;

- Увеличение массы в передней части самолета компенсируется хвостовым расположением двигателей;

- Предлагаемая форма фюзеляжа снижает волновое сопротивление;

- Предлагаемая структура крыла повышает несущие и аэродинамические свойства, увеличивает запасы на сваливание.

Все отмеченные качества и преимущества предложенного решения подтверждены расчетами и испытаниями.

Региональный самолет, состоящий из фюзеляжа, крыла, оперения, силовой установки и необходимых функциональных систем, выполняющий полеты в диапазоне эксплуатационных скоростей, соответствующих числам М_расч. ≈ 0,72, отличающийся тем, что самолет сформирован как единая пространственная система на базе прямого крыла при нулевой стреловидности по заднему лонжерону, с единым базовым профилем крыла, который изменяется по размаху таких образом, что корневой профиль обеспечивает выполнение условие максимума значений Мк* и Mzo при умеренных значениях Су_мах, а концевой профиль обеспечивает выполнение условия Су_мах и фюзеляжа переменного по длине сечения, у которого сечение передней части фюзеляжа до зоны крепления крыла выполнено в виде овала с горизонтальным расположением большой оси, а сечение задней части после зоны крепления крыла выполнено в виде круга, при этом количество пассажирских кресел в ряду изменяется по длине фюзеляжа, а в любом сечении площадь фюзеляжа отличается от площади тела вращения минимального сопротивления не более чем на 15%.