Носовой отсек фюзеляжа

Изобретение относится к авиационной технике. Носовой отсек фюзеляжа выполнен в виде оболочки, наружная поверхность которой плавно сопряжена с контурами носового отсека фюзеляжа в боковой проекции и плановой проекциях. Ординаты и аппликаты точек контуров рассчитаны по соотношениям с учетом максимального отклонения контура от базовой плоскости самолета. Наружная поверхность лобового остекления выполнена в виде поверхности одинарной кривизны, образованной прямолинейными отрезками двумя дугами, совмещенными с наружной поверхностью обшивки носового отсека фюзеляжа. Изобретение направлено на снижение шума в кабине пилотов и размещение радиолокатора значительных габаритов. 2 з.п. ф-лы, 10 ил., 4 табл.

 

Заявляемое техническое решение относится к авиационной технике, а именно к решениям носовых отсеков фюзеляжей пассажирских самолетов, при проектировании которых наряду с традиционными для проектирования внешних поверхностей самолетов задачами снижения аэродинамического сопротивления и оптимизации компоновки кабины с учетом обеспечения благоприятных условий для работы пилотов самолета необходимо решать задачи по обеспечению оптимального членения фюзеляжа технологическими стыками на отдельные отсеки.

Известно техническое решение носового отсека фюзеляжа самолета (см. Машиностроение. Энциклопедия. Том IV-21, часть 1, стр.97, М.: Машиностроение, 2002 г.), в котором форма носового отсека фюзеляжа и соответственно координаты точек контуров носового отсека фюзеляжа в боковой и плановой проекциях выбираются в соответствии с соотношением:

в котором Dф, L - диаметр фюзеляжа самолета и длина носового отсека фюзеляжа, х - координата от носка фюзеляжа, при этом значение коэффициента m выбрано из диапазона 0,54…0,95. Построение внешних обводов носового отсека фюзеляжа в соответствии с этим техническим решением приводит к выпуклым по всей длине нового отсека контурам в боковой и плановой проекциях. Полученные обводы носового отсека подходят для выполнения теоретических аэродинамических расчетов и не учитывают компоновку кабины экипажа и необходимость включения во внешние обводы носового отсека фюзеляжа лобового остекления кабины пилотов, обеспечивающего необходимый обзор и требования по обеспечению благоприятных условий для работы пилотов.

Известно решение носового отсека фюзеляжа (см. С.М.Егер. Проектирование самолетов. М.: Машиностроение, 1983 г., стр.215-219), включающее обшивку, выполненную в виде сужающейся к законцовке носового отсека формы, и лобовое остекление. Лобовое остекление выполнено в виде плоских поверхностей. Внутри носового отсека размещено 2 кресла пилотов. Выполнение лобового остекления в виде плоских поверхностей ухудшает обтекание носового отсека набегающим потоком, что повышает уровень шума в кабине пилотов.

Известно техническое решение носового отсека фюзеляжа самолета (см. свидетельство на полезную модель РФ №13647, МПК В64С 1/00, опубл. 2000.05.10). Теоретический профиль носового отсека этого технического решения в боковой и плановой проекции заданы координатами точек контуров в табличной форме. Координаты точек в верхнего и нижнего контуров наружной поверхности обшивки носового отсека фюзеляжа отложены от строительной горизонтали фюзеляжа, координаты контура в наружной поверхности обшивки носового отсека фюзеляжа отложены от плоскости симметрии самолета (от оси среднего сечения). Носовой отсек оборудован размещенными рядом друг с другом двумя креслами и закрыт лобовыми стеклами, поверхности которых включены во внешние обводы носового отсека фюзеляжа. Кроме того, в этом техническом решении в носовом отсеке фюзеляжа размещена силовая установка (двигатель с тянущим винтом).

Наиболее близким аналогом заявляемого технического решения является решение, приведенное в свидетельстве на полезную модель РФ №19814 (МПК В64С 1/00, опубл. 2001.10.10). Как и в приведенном выше аналоге, в этом техническом решении заданы координаты точек контуров наружной поверхности носового отсека фюзеляжа в боковой и плановой проекциях. Заявленные в этом свидетельстве варианты технического решения предусматривают выполнение носового отсека фюзеляжа самолета в виде сужающейся к носу самолета формы, при этом в носовой отсек встроена кабина с 2…4 креслами для размещения пилота и пассажиров и снабжена лобовым стеклом, поверхность которого включена во внешние обводы носового отсека фюзеляжа.

Решая задачу уменьшения габаритных размеров самолета при сохранении высоких аэродинамических качеств для легких двух-четырехместных самолетов, преимущественно сельскохозяйственного назначения или самолетов местных авиалиний, эти решения не подходят для проектирования носовых отсеков фюзеляжей пассажирских самолетов.

Технической задачей, решаемой заявляемым изобретением, является разработка носового отсека фюзеляжа самолета, обеспечивающая благоприятные условия для работы пилотов в сочетании с выполнением необходимых требований по обзору для двух пилотов, удобства компоновки оборудования в носовом отсеке и оптимальным размещением технологического стыка носового отсека с последующим отсеком фюзеляжа.

Поставленная техническая задача решается следующим образом.

Известен носовой отсек фюзеляжа, включающий обшивку и лобовое остекление. Координаты точек наружных поверхностей обшивки и лобового остекления заданы в прямоугольной системе координат, ось абсцисс которой совмещена со строительной горизонталью фюзеляжа, ось ординат размещена в плоскости симметрии самолета, а ось аппликат ей перпендикулярна.

В известном решении носового отсека новым является то, что нижний контур носового отсека фюзеляжа в боковой проекции и контур носового отсека фюзеляжа в плановой проекции выполнены из последовательно размещенных кривых. Кривые нижнего контура наружной поверхности обшивки в боковой проекции заданы параметрами, приведенными в таблице 1.

Таблица 1
0 0,0001 -0,29 0 -1 -1,174 0,161 0
0,0001 0,003 -0,29 -0,235 -1 0 0,121 -0,0000004
0,003 0,166 -0,29 0,069 -1 -0,033 0,146 -0,00000004
0,166 0,951 -0,29 0,069 -1 -0,033 0,146 0,000005
0,951 1 -0,294 0,067 -1 -0,032 0,142 -0,0012

Кривые контуров наружной поверхности обшивки в плановой проекции заданы параметрами, приведенными в таблице 2.

Таблица 2
СБ
0 0,003 0 3,134 1 -21,0 0,186 0
0,003 0,166 0,000002 0,077 1 -0,0001 0,268 -0,0000001
0,166 0,272 -0,482 -0,52 1 0 1,954 0,304
0,272 0,453 -0,473 -0,495 1 -0,031 1,891 0,293
0,453 0,951 -1,22 -1,366 1 1,407 6,428 1,687
0,951 1 0,113 0,001 1 -0,085 0,271 -0,037

В заявляемом решении верхний контур носового отсека фюзеляжа в боковой проекции выполнен из двух групп кривых, каждая из которых составлена из последовательно размещенных кривых, при этом кривые первой группы заданы параметрами, приведенными в таблице 3.

Таблица 3
С
0 0,0001 -0,289 0 1 -1,174 0,161 0
0,0001 0,003 -0,291 -0,152 1 0 0,219 0,00001
0,003 0,166 -0,289 0,285 1 -0,0000004 0,175 -0,00000005
0,166 0,302 -0,289 0,285 1 -0,00007 0,175 -0,000003
0,302 0,337 -0,118 0,521 -1 -0,001 -0,003 0,001

Кривые второй группы верхнего контура носового отсека фюзеляжа в боковой проекции заданы параметрами, приведенными в таблице 4.

Таблица 4
С
0,555 0,667 0,113 0,109 1 0,00005 0,124 -0,063
0,667 0,951 0,178 0,789 -1 0,586 -0,601 0,282
0,951 1 0,019 -0,185 1 -0,189 0,894 -0,326

Первая и вторая группы кривых верхнего контура носового отсека в боковой проекции соединены базовым отрезком, ординаты точек которого рассчитаны по соотношению:

Нижний конец базового отрезка состыкован с первой группой, а верхний со второй группой кривых верхнего контура носового отсека в боковой проекции.

В заявляемом решении ординаты точек верхнего и нижнего контуров носового отсека фюзеляжа в боковой проекции и аппликаты точек контура фюзеляжа в плановой проекции рассчитаны по соотношениям:

координаты концов кривых вдоль оси абсцисс рассчитаны по соотношениям:

где А0K, A1K, СK, В2K, B1K, B0K - параметры, значения которых приведены в таблицах 1-4, к - индекс контура, - относительная продольная координата, рассчитанная по соотношению:

где х - продольная координата, отсчитываемая от проекции законцовки носового отсека фюзеляжа на строительную горизонталь, Lнос - длина носового отсека фюзеляжа, а Yкон, Zкон - расстояние между концами верхнего и нижнего контуров носового отсека фюзеляжа в боковой проекции и расстояние между концами контуров носового отсека фюзеляжа в плановой проекции соответственно, ΔY, ΔZ - величины, значения которых не превышают величины 5 мм.

В заявляемом решении упомянутая наружная поверхность лобового остекления выполнена в виде поверхности одинарной кривизны. Эта поверхность образована отрезками, в число которых включен упомянутый базовый отрезок, и нижней и верхней дугами. Нижняя и верхняя дуги совмещены с наружной поверхностью обшивки носового отсека фюзеляжа, а их вершины размещены в нижнем и верхнем концах базового отрезка соответственно. Аппликаты точек нижней дуги рассчитаны по соотношению

а аппликаты точек верхней дуги по соотношению:

Концы указанных отрезков размещены в точках нижней и верхней дуг, соответствующим равновеликим отношения их аппликат к половине длины соответствующей хорды, стягивающей концы нижней и верхней дуг.

Кроме того, в заявляемом решении длина носового отсека фюзеляжа может быть выбрана из диапазона 3575…3775 мм, а расстояние между концами верхнего и нижнего контуров в боковой проекции и концами контуров в плановой проекции выбраны из диапазонов 3385…3400 мм, 3210…3225 соответственно.

Кроме того, в заявляемом решении плоскости дуг наружной поверхности лобового остекления могут быть развернуты относительно своих вершин вверх, причем нижняя дуга может быть развернута на угол 2…3 градуса, а верхняя на угол 1…1,5 градуса.

Техническим результатом от использования заявляемого технического решения является обеспечение возможности разработки и изготовления на его основе носового отсека фюзеляжа, обеспечивающего комплексное решение ряда проблем.

Так, совокупность параметров носового отсека фюзеляжа, приведенная таблицах 1-4, позволяет не только улучшить аэродинамические характеристики самолета в целом, но и обеспечить комфортные условия для работы экипажа в полете, так как позволяет снизить уровень шума в кабине пилотов в результате достижения гладкого (безотрывного) обтекания в верхней части носового отсека фюзеляжа. Это достигается выполнением наружной поверхности лобового остекления кабины пилотов в виде поверхности одинарной кривизны в соответствии с заявляемыми ее параметрами и плавным ее сопряжением с обшивкой в верхней части носового отсека фюзеляжа, что обеспечивается заявляемой совокупностью параметров верхнего контура проекции носового отсека фюзеляжа в боковой проекции. Кроме того, выполнение лобового остекления кабины пилотов в виде поверхности одинарной кривизны уменьшает возможность возникновения искажений. Разворот плоскостей дуг наружной поверхности лобового остекления относительно их вершин на небольшой угол дополнительно улучшает аэродинамические характеристики носового отсека.

Полученная совокупность параметров носового отсека позволяет выполнить требования АП-25 (ОСТ 1 02721-91) по обзору для двух пилотов, размещаемых в кабине экипажа. Кроме того, полученные теоретические обводы носового отсека позволяют разместить все необходимое оборудование.

Наиболее предпочтительно использовать заявляемое решение для самолетов с диаметром фюзеляжа 3…4,2 м, а указанная совокупность расстояний между концами верхнего и нижнего контуров в боковой проекции и концами контуров в плановой проекции обеспечивает возможность для конструкторов выбрать наиболее удачные компоновочные решения при размещении оборудования и кабины пилотов в носовом отсеке фюзеляжа. Кроме того, выбор длины носового отсека из диапазона 3575…3775 мм позволяет рациональным образом разместить технологический стык между носовым отсеком и последующим отсеком фюзеляжа. Сложившиеся типовые компоновочные схемы современных пассажирских самолетов предусматривают наличие двери, расположенной вдоль фюзеляжа между кабиной пилотов и крылом самолета. Меньшая длина носового отсека затрудняет компоновку кабины пилотов, большая длина носового отсека затрудняет размещение двери в фюзеляже.

Лобовое остекление в заявляемом решении является поверхностью одинарной кривизны - т.е. в качестве образующей выбрана линия. Однако поверхность является не разворачиваемой - поскольку образующие в своих крайних положениях являются не пересекающимися прямыми, а скрещивающимися. Такое решение не сказывается на оптических свойствах стекла и технологии его производства, исключает дополнительные напряжения в стекле, позволяет увеличить внутренний свободный объем в районе виска пилота (на пилота не «давит» близость внутренней обшивки кабины экипажа).

Заявляемое решение носового отсека фюзеляжа иллюстрируется следующими чертежами:

фиг.1 - аксонометрическое изображение носового отсека фюзеляжа,

фиг.2 - вид на носовой отсек фюзеляжа сбоку,

фиг.3 - вид на носовой отсек фюзеляжа в плане,

фиг.4 - схема формирования поверхности лобового остекления носового отсека фюзеляжа,

фиг.5 - аксонометрическое изображение контуров носового отсека фюзеляжа и поверхности одинарной кривизны лобового остекления,

фиг.6 - диаграмма обзора (для правого летчика),

фиг.7 - углы обзора для левого летчика в боковой проекции,

фиг.8 - углы обзора для левого летчика в плановой проекции,

фиг.9 - схема членения фюзеляжа, вид сбоку,

фиг.10 - схема взаимного положения верхней и нижней дуг наружной поверхности лобового остекления относительно строительной горизонтали самолета.

Заявляемый носовой отсек 37 фюзеляжа выполнен в виде плавно скругленной к точке носа формы. Носовой отсек фюзеляжа включает обшивку, выполняемую из алюминиевых сплавов, и остекление кабины пилотов, которое включает, как правило, лобовое остекление 1, форточку 2 и боковое остекление 3.

В заявляемом решении наружные поверхности обшивки носового отсека фюзеляжа и наружной поверхности лобового остекления заданы в прямоугольной системе координат, ось абсцисс которой (X) совмещена со строительной горизонталью фюзеляжа, ось ординат (Y) размещена в плоскости симметрии самолета, а ось аппликат (Z) ей перпендикулярна.

В заявляемом решении носовой отсек фюзеляжа задан координатами точек контуров в боковой и плановой проекциях (см. фиг.2, 3, 5).

Нижний контур 29 носового отсека фюзеляжа (см. фиг.1) в боковой проекции и контур 28 (см. фиг.1) носового отсека фюзеляжа в плановой проекции выполнены из последовательно размещенных кривых второго порядка, координаты которых рассчитываются по соотношению:

в котором w - искомая ордината или аппликата точки контура, - относительная абсцисса точки контура, А0K, A1K, СK, В2K, В1K, В0K - заявляемые числовые параметры, Wмакс - нормирующий множитель, ΔW - дополнительный параметр, учитывающий различного рода погрешности. Относительная координата вдоль оси абсцисс рассчитывается по соотношению:

в котором х - координата точки контура носового отсека, Lнос - длина носового отсека.

Кривые нижнего контура 29 наружной поверхности обшивки в боковой проекции заданы пятью кривыми, параметры которых приведены выше в таблице 1. В соответствии с этой таблицей нижний контур составлен из пяти последовательно размещенных кривых второго порядка. На фиг.2 показаны третья 4, четвертая 5 и пятая 6 кривые. Первая и вторая кривые нижнего контура наружной обшивки фюзеляжа на чертежах условно не показаны. Ординаты точек нижнего контура наружной поверхности обшивки фюзеляжа в боковой проекции для всех шести кривых рассчитываются по соотношению:

в котором параметры А0H, A1H, СH, В2H, B1H, В0H приведены в таблице 1. В этой же таблице приведены и границы (в относительных величинах) между кривыми нижнего контура вдоль строительной горизонтали фюзеляжа. Так, на отрезке от Х=0,166 до Х=0,951 (четвертая кривая 5 нижнего контура обшивки носового отсека фюзеляжа в боковой проекции) ординаты нижнего контура носового отсека в боковой проекции рассчитываются по соотношению:

где Yкон - расстояние между концами 34 верхнего и нижнего контуров носового отсека фюзеляжа в боковой проекции, ΔY - величина, значение которой не превышает 5 мм.

Координаты точек контура наружной поверхности обшивки в плановой проекции (см. фиг.3) рассчитываются по соотношению:

в котором А0Б, А1Б, СБ, В2Б, В1Б, В0Б - параметры, приведенные выше в таблице 2, Zкон - расстояние между концами 35 контуров носового отсека фюзеляжа в плановой проекции самолета, ΔZ - величина, значение которой не превышает 5 мм. В заявляемом решении контур наружной обшивки носового отсека фюзеляжа в плановой проекции выполнен симметричным относительно плоскости симметрии самолета в виде двух ветвей, каждая из которых составлена из последовательно размещенных шести кривых. На фиг.3 показано расположение второй 8, третьей 9, четвертой 10, пятой 11 и шестой 12 кривых. Первая кривая контура наружной обшивки фюзеляжа в плановой проекции на фиг.3 условно не показана. Граничные точки начала и конца которых в относительных единицах также приведены выше в таблице 2. Так, на отрезке, ограниченном относительными координатами и кривая задается соотношением:

Верхний контур носового отсека фюзеляжа в боковой проекции составлен из двух групп кривых. Первая группа кривых составлена из пяти кривых (см. таблицу 3) и размещена вдоль оси абсцисс от носовой точки отсека до точки по оси абсцисс с относительной координатой На фиг.2 показаны вторая 13, третья 14 и четвертая 15 кривые первой группы кривых верхнего контура наружной обшивки фюзеляжа в боковой проекции. Первая и пятая кривые этой группы на фиг.2 условно не показаны. Вторая группа кривых составлена из трех кривых 16, 17, 18 (см. фиг.2 и табл.3) и размещена вдоль оси абсцисс от точки по оси абсцисс с относительной координатой до плоскости стыка 36 носового отсека с последующим отсеком фюзеляжа 38. Первая и вторая группа кривых верхнего контура носового отсека в боковой проекции соединены наклонным базовым отрезком 19, нижний конец 20 которого с относительной координатой по оси абсцисс состыкован с первой группой кривых, а верхний конец 21 с относительной координатой по оси абсцисс состыкован со второй группой кривых верхнего контура носового отсека фюзеляжа в боковой проекции.

Ординаты верхнего контура носового отсека фюзеляжа в боковой проекции на участках, соответствующих первой и второй группе кривых, рассчитаны по соотношению:

в котором А0В, А1В, СВ, В2В, B1В, В0В - параметры, приведенные в таблице 3 для первой группы кривых, в которую включено 5 кривых, и в таблице 4 для второй группы кривых, в которую включено три кривые. Величина Yкон - расстояние между концами 34 верхнего и нижнего контуров носового отсека фюзеляжа в боковой проекции (см. фиг.2), ΔY - величина, значение которой не превышает 5 мм.

Ординаты точек базового отрезка 19 рассчитаны по соотношению:

в котором Х - относительная координата точек вдоль оси абсцисс на промежутке между нижним концом 20 базового отрезка и верхним концом 21 базового отрезка 19

Заявляемые параметры первой и второй групп кривых и параметры базового отрезка подобраны таким образом, чтобы без изломов и уступов выполнить весь верхний контур носового отсека фюзеляжа в боковой проекции в виде плавной кривой. Наличие базового отрезка 19 в сочетании с небольшим по длине вдоль оси абсцисс от до зализом - последней кривой из первой группы кривых - обеспечивает гладкий переход от кривых первой группы базовому отрезку.

В обшивку носового отсека фюзеляжа в заявляемом техническом решении вписано лобовое остекление кабины пилотов. Его наружная поверхность выполнена в виде поверхности одинарной кривизны, которая образована совокупностью отрезков 22, концы которых размещены на двух образующих дугах: верхней 23 и нижней 24. Верхняя 23 и нижняя 24 дуги проложены по наружной поверхности обшивки носового отсека фюзеляжа и выполнены симметричными относительно плоскости симметрии самолета. Вершины нижней 23 и верхней 24 дуг размещены в нижнем 20 и верхнем 21 концах базового отрезка 19 соответственно, при этом аппликаты точек нижней дуги рассчитаны по соотношению

а аппликаты точек верхней дуги по соотношению:

В совокупность отрезков, образующих наружную поверхность лобового остекления носового отсека фюзеляжа, включен упомянутый базовый отрезок 19. Кроме него в эту совокупность включены отрезки 22 (см. фиг.3 и 4), концы которых размещены на нижней 24 и верхней 23 дугах. При этом концы каждого из отрезков размещены в точках с равной величиной отношения их аппликат Zвi, Zнi; к Zкв, Zкн - половине расстояний между концами 42 и 41 верхней и нижней дуг, что иллюстрируется на фиг.4: отношение аппликаты нижнего конца 25 образующего отрезка 22 Zнi к расстоянию Zкн выбирается равным отношению аппликаты верхнего конца 26 образующего отрезка 22 Zвi к расстоянию Zкв, где Zкн и Zкв половины длины хорд, стягивающих концы 41 и 42 соответствующих дуг.

Для узкофюзеляжных самолетов, рассчитанных на перевозку от 90 до 115 пассажиров, указанные величины Zкн и Zкв могут быть выбраны из диапазонов 1800…2000 мм и 1450…1600 мм соответственно.

Носовой отсек фюзеляжа самолета, выполненный в соответствии с заявляемым техническим решением, позволяет обеспечить выполнение требований по обзору для пилотов. Из диаграммы обзора, приведенной на фиг.6, видно, что заявляемое решение поверхности лобового остекления в сочетании с параметрами наружной поверхности обшивки носового отсека фюзеляжа обеспечивает требования по обзору, предъявляемые к пассажирским самолетам: кривые, соответствующие полю обзора левого 32 и правого 33 глаза правого пилота, охватывают с запасом ломаную линию 31, соответствующую авиационным правилам по обзору. Кроме того, заявляемое решение обеспечивает достаточный обзор в направлении прямо перед летчиком (см. фиг.7) и в боковом направлении (см. фиг.8). Выполнение носового отсека фюзеляжа самолета в соответствии с заявляемым решением обеспечивает также снижение шума в кабине пилотов и размещение в носовом отсеке радиолокатора 30 значительных габаритов.

Наиболее целесообразно использовать заявляемое решение носового отсека для узкофюзеляжных самолетов, предназначенных для перевозки от 70 до 115 пассажиров. При этом габаритные размеры фюзеляжа в поперечном сечении целесообразно выбирать из диапазона от 3 до 4,2 м, а длину носового отсека из диапазона 3575…3775 мм. Это позволяет рациональным образом разместить технологический стык 36 (см. фиг.9) между носовым отсеком 37 и последующем отсеком 38 фюзеляжа с учетом размещения двери фюзеляжа 39 (см. фиг.9).

Для улучшения аэродинамических характеристик носового отсека целесообразно плоскости дуг поверхности лобового остекления развернуть, как показано на фиг.10, на небольшие углы α и β (см. фиг.10) относительно их вершин 20 и 21 вверх от строительной горизонтали фюзеляжа. При этом нижнюю дугу наружной поверхности лобового остекления целесообразно развернуть на угол 2…3 градуса, а верхнюю дугу наружной поверхности лобового остекления на угол 1…1,5 градуса.

1. Носовой отсек фюзеляжа, включающий обшивку и лобовое остекление, координаты точек наружных поверхностей которых в боковой и плановой проекциях заданы в прямоугольной системе координат, ось абсцисс которой совмещена со строительной горизонталью фюзеляжа, ось ординат размещена в плоскости симметрии самолета, а ось аппликат ей перпендикулярна, при этом нижний контур носового отсека фюзеляжа в боковой проекции и контур носового отсека фюзеляжа в плановой проекции выполнены из последовательно размещенных кривых, кривые нижнего контура наружной поверхности обшивки в боковой проекции заданы параметрами:

кривые контура наружной поверхности обшивки в плановой проекции заданы параметрами:

верхний контур носового отсека фюзеляжа в боковой проекции выполнен из двух групп кривых, каждая из которых составлена из последовательно размещенных кривых, при этом кривые первой группы заданы параметрами

кривые второй группы заданы параметрами:

причем первая и вторая группы кривых верхнего контура носового отсека в боковой проекции соединены базовым отрезком, ординаты точек которого рассчитаны по соотношению:

при этом его нижний конец состыкован с первой группой, а верхний - со второй группой кривых верхнего контура, ординаты точек верхнего и нижнего контуров носового отсека фюзеляжа в боковой проекции и аппликаты точек контура фюзеляжа в плановой проекции рассчитаны по соотношениям:



координаты концов кривых вдоль оси абсцисс рассчитаны по соотношениям:


где , , А0К, A1К, СК, B2К, В1К, В0К - параметры, значения которых приведены в таблицах; к - индекс контура; - относительная продольная координата, рассчитанная по соотношению:
,
где х - продольная координата, отсчитываемая от проекции законцовки носа фюзеляжа на строительную горизонталь; Lнос - длина носового отсека фюзеляжа; Yкон, Zкон - расстояние между концами верхнего и нижнего контуров носового отсека фюзеляжа в боковой проекции и расстояние между концами контуров носового отсека фюзеляжа в плановой проекции соответственно, a ΔY, ΔZ - величины, значения которых не превышают величины 5 мм, при этом упомянутая наружная поверхность лобового остекления выполнена в виде поверхности одинарной кривизны, образованной отрезками, в число которых включен упомянутый базовый отрезок, и нижней и верхней дугами, совмещенными с наружной поверхностью обшивки носового отсека фюзеляжа, вершины которых размещены в нижнем и верхнем концах базового отрезка соответственно, при этом аппликаты точек нижней дуги рассчитаны по соотношению

а аппликаты точек верхней дуги по соотношению:

причем концы указанных отрезков размещены в точках нижней и верхней дуг, соответствующих равновеликим отношения их аппликат к половине длин хорд, стягивающих концы соответствующих дуг.

2. Носовой отсек фюзеляжа по п.1, отличающийся тем, что его длина выбрана из диапазона 3575…3775 мм, а расстояние между концами верхнего и нижнего контуров в боковой проекции и концами контуров в плановой проекции выбраны из диапазонов 3385…3400 мм и 3210…3225 мм соответственно.

3. Носовой отсек фюзеляжа по п.2, отличающийся тем, что плоскости дуг наружной поверхности лобового остекления развернуты вверх относительно вершин дуг, причем нижняя дуга развернута на угол 2…3°, а верхняя на угол 1…1,5°.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано на летательных аппаратах для посадки и высадки экипажа и пассажиров. .

Изобретение относится к уплотнительным устройствам для герметизации автоматически захлопывающихся крышек люков летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области самолетостроения, более конкретно к блоку иллюминатора, вставляемому в вырез для иллюминатора во внешней обшивке. .

Изобретение относится к элементам конструкции самолета. .

Изобретение относится к области самолетостроения, более конкретно к защитному устройству для петли дверей летательного аппарата. .

Изобретение относится к области самолетостроения, более конкретно к дверям, ведущим в кабину пилотов. .

Изобретение относится к конструкции слоистых прозрачных узлов, используемых, в частности, для остекления кабины летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к системе для борьбы с запотеванием/облединением. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к иллюминатору летательного аппарата и способу увеличения его площади

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к люку сообщения воздушного судна

Изобретение относится к области самолетостроения, более конкретно, к дверной системе летательного аппарата

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к двери кабины летательного аппарата

Изобретение относится к конструкции для приема грузов, предназначенной для отсека летательного аппарата с зоной приема грузов, выполненной в нем со складным грузовым трапом и грузовой дверью

Изобретение относится к дверному обрамлению летательного аппарата, к фюзеляжу летательного аппарата и к летательному аппарату с таким обрамлением

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к дефлектору воды и системе, содержащей множество таких дефлекторов

Изобретение относится к авиационной технике

Наверх