Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе



Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе
Самолет аэродинамической схемы мухамедова на криогенном топливе

 


Владельцы патента RU 2469915:

Мухамедов Фатидин Абдурахманович (RU)
Юргенсон Андрей Анатольевич (RU)

Изобретение относится к области авиации. Самолет включает планер в форме дискообразного центроплана с расположением носового отсека фюзеляжного типа со стороны переднего полукруга центроплана и главного отсека полезной нагрузки в центральной части центроплана, крыльевые консоли, вертикальное и горизонтальное оперение. Самолет оборудован цельноповортным горизонтальным оперением. В обводы центроплана вписан топливный отсек криогенного топлива. Со стороны хвостового полукруга центроплана расположен кормовой отсек. Изобретение направлено на повышение грузоподъемности и дальности полета. 15 з.п. ф-лы, 25 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к авиации.

В настоящее время в мире происходит «энергетическая революция», одним из последствий которой является признание факта того, что разведанные ресурсы свободного природного газа могут быть увеличены более чем в десять раз и в целом способны превысить ресурсы всего остального «традиционного» ископаемого топлива. Исходя из этой тенденции, российская нефтегазовая отрасль ставит перед собой цель выйти к 2020-2025 г. на производство до 80-90 млн тонн сжиженного природного газа, что будет примерно в 10 раз больше, чем производится в настоящее время, и наряду с его производством может встать задача его мобильной и адресной транспортировки. Одновременно стоимость авиационного керосина в России в 2000-2010 г. выросла примерно на 300% и в настоящее время в среднем составляет 25000 руб. за тонну, при этом стоимость тонны сжиженного природного газа составляет примерно 12000 руб. за тонну. Следовательно, экономия только на стоимости топлива составляет 13000 руб. (450$) за каждую тонну. В дальнейшем прогнозируется постепенный рост этой экономии.

Известно, что высокая энергоемкость и огромный хладоресурс сжиженного природного газа позволяют создавать самолеты со значительно более высокими летно-техническими показателями, чем самолеты, работающие на авиационном керосине. Топливная экономичность полета на СПГ может составить до 10 г/пасс-км, что будет в два раза меньше по сравнению с достигнутым в настоящее время уровнем на многоместных широкофюзеляжных аэробусах - 18-20 г/пасс-км. Кроме того, при использовании сжиженного природного газа на самолетах следует также ожидать, что выброс токсических составляющих (квотирование которых может быть распространено и на воздушный транспорт) снизится следующим образом: окись углерода в 5-10 раз, углеводороды в 2,5-3 раза, окислы азота в 1,5-2 раза, полициклические ароматические углеводороды, включая бензопирен, в 10 раз. В СССР в 1985-1990 г. были проведены обширные НИОКР по использованию в авиации криогенного топлива. На базе серийного пассажирского самолета Ту-154Б был впервые создан опытный самолет Ту-155 на криогенном топливе, который 15 апреля 1988 г. совершил первый полет на жидком водороде, а 18 января 1989 г. выполнил первый полет на сжиженном природном газе. Всего на криогенном топливе было выполнено около 100 полетов, в том числе 5 - на жидком водороде. В настоящее время приоритет по этим технологиям пока еще сохраняется за Российской Федерацией. Было доказано, что даже на уровне технологий тех лет можно создать самолет, его силовую установку и системы, позволяющие совершать полет как на обычном керосине, так и на сжиженном природном газе или на жидком водороде. В настоящее время в России на уровне технических предложений разработаны проекты модифицированных криогенных самолетов Ту-204 (Ту-204К), Ту-334 (Ту-334К), Ту-330 (Ту-330СПГ), регионального самолета Ту-136. Однако размещение криогенного топлива, требующего в силу своей специфики больших объемов, трудно осуществить на самолетах фюзеляжной схемы без существенных весовых потерь и потерь аэродинамического качества, что обуславливает поиск схемных и компоновочных решений, которые обеспечат решение указанной проблемы.

Известен, выбранный в качестве ближайшего аналога предлагаемого изобретения, самолет интегральной схемы, описанный в патенте RU 2040435, опубликованном 25.07.1995, развитие описанной в RU 2040435 конструкции планера предложено в патенте RU 2412961, опубликованном 27.02.2011, в котором описана конструкция крыла, образующего центроплан в виде профилированного несущего диска. Известный из RU 2040435 самолет включает планер в форме дискообразного центроплана с расположением носового отсека фюзеляжного типа со стороны переднего полукруга центроплана и главного отсека полезной нагрузки в центральной части центроплана, крыльевые консоли, вертикальное и горизонтальное оперение. При известных достоинствах центроплана конструкции планера, описанные в RU 2040435, а также в RU 2412961, не являются достаточно совершенными, в частности не предусматривают возможность использования криогенного топлива, в первую очередь сжиженного газа, в том числе совместно с «традиционным» авиационным керосином. В свою очередь этот недостаток будет устранен при использовании предлагаемого решения, которое позволит использовать самолет с планером в форме дискообразного центроплана, и силовой установкой, работающей на криогенном топливе, преимущественно на природном газе.

Предложен самолет, включающий планер в форме дискообразного центроплана с расположением носового отсека фюзеляжного типа со стороны переднего полукруга центроплана и главного отсека полезной нагрузки в центральной части центроплана, крыльевые консоли, вертикальное и горизонтальное оперение. Согласно предложенному изобретению самолет аэродинамической схемы Мухамедова на криогенном топливе (самолет А3х70) оборудован цельноповортным горизонтальным оперением, в обводы центроплана вписан топливный отсек криогенного топлива, со стороны хвостового полукруга центроплана расположен кормовой отсек. Топливный отсек криогенного топлива выполнен подковообразной формы и состоит из сферических баков, соединенных между собой горизонтальными цилиндрическими баками, причем каждый из баков выполнен с возможностью автономной работы. В качестве криогенного топлива может быть использован сжиженный газ, выбранный из перечня, включающего природный газ, бутан, метан, водород, смесь указанных газов, или же иные сжиженные газы. Также топливный отсек может быть выполнен с возможностью хранения криогенных жидкостей, не предназначенных для использования в качестве топлива и выбранных из перечня, включающего жидкий азот, жидкий диоксид углерода, жидкий гелий, фреоны, иные сжиженные газы. Дополнительно в крыльевых консолях расположены баки-кессоны авиационного керосина.

Дискообразный центроплан планера самолета выполнен с удлинением 1.27. Длина носового отсека примерно равна диаметру центроплана, при этом носовой отсек интегрально вписан в передний полукруг центроплана с наплывом различной формы, выдвинут вперед вдоль продольной оси самолета и соединен с расположенным ниже главным отсеком полезной нагрузки. Кормовой отсек интегрально вписан в кормовой полукруг центроплана и имеет прямоугольную в плане форму. В качестве вертикального оперения использовано двухкилевое оперением с развалом килей наружу. Компоновка планера выполнена с возможностью обеспечения эффекта экрана при полетах на высоте ниже 20 метров. Силовая установка самолета включает, по меньшей мере, два двухконтурных турбореактивных двигателей и выполнена с возможностью работы на топливе, выбранном из перечня, включающего, по меньшей мере, криогенное топливо, преимущественно сжиженный природный газ и жидкий водород, авиационный керосин, включая керосин, являющийся синтетическим жидким топливом.

Самолет предложенной конструкции может быть использован в качестве пассажирского самолета, контейнровоза, танкера и/или топливозаправщика, пожарного самолета, самолета радиоэлектронной борьбы и/или противоракетной обороны.

При использовании в качестве пассажирского самолета носовой отсек образует верхнюю палубу, с расположенными на ней штатными местами экипажа и посадочными местами пассажиров, и соединен переходом с главным отсеком полезной нагрузки, образующим вместе с кормовым отсеком нижнюю палубу, с расположенными на ней спальными каютами и сгруппированными в блоки посадочными местами пассажиров. При этом главный отсек полезной нагрузки образует круговой зал.

При использовании в качестве контейнеровоза носовой отсек образует верхнюю палубу, с расположенными на ней штатными местами экипажа и дополнительным грузовым помещением для контейнеров, главный отсек полезной нагрузки образует вместе с кормовым отсеком единую нижнюю палубу, являющуюся основным грузовым помещением для контейнеров. В этом случае главный отсек полезной нагрузки выполнен с возможностью расположения пятитонных универсальных авиационных контейнеров типа УАК-5 в более чем два ряда.

При использовании в качестве танкера и/или топливозаправщика носовой отсек образует верхнюю палубу, с расположенными на ней штатными местами экипажа и дополнительным грузовым помещением для баков криогенного топлива, главный отсек полезной нагрузки образует вместе с кормовым отсеком нижнюю палубу. В главном отсеке полезной нагрузки расположен основной танк криогенного топлива, а кормовой отсек является дополнительным грузовым помещением для баков криогенного топлива.

При использовании в качестве пожарного самолета носовой отсек образует верхнюю палубу, с расположенными на ней штатными местами экипажа и пожарного расчета, управляющего пожарно-техническим вооружением, а также оборудованием информационной поддержки пожарного расчета, главный отсек полезной нагрузки образует вместе с кормовым отсеком нижнюю палубу. В главном отсеке полезной нагрузки размещены цистерны воды, криогенные баки фреонов, жидкого диоксида углерода, жидкого азота и/или пеногасящей жидкости, холодильные установки для производства капсул криогенной пожарогасящей жидкости, стволы сброса пожарогасящей жидкости, в кормовом отсеке расположена установка для залпового обстрела очагов пожара капсулами криогенной пожарогасящей жидкости.

При использовании в качестве самолета радиоэлектронной борьбы и/или противоракетной обороны носовой отсек образует верхнюю палубу, с расположенными на ней штатными местами экипажа и пунктом управления театром военных действий, главный отсек полезной нагрузки образует вместе с кормовым отсеком нижнюю палубу. Кормовой отсек является отсеком тактического ракетного вооружения, дополнительный отсек тактического ракетного вооружения расположен под верхней палубой, кроме того, тактическое ракетное вооружение расположено на внешних подвесках крыльевых консолей. В главном отсеке полезной нагрузки размещена радиолокационная станция. В нижней части дискообразного центроплана расположена фазированная антенная решетка нижнего обзора, вписанная в его контур, причем фазированная антенная решетка выполнена без экранирования фюзеляжем, в переднем полукруге дискообразного центроплана расположены фазированные антенные решетки переднего, верхнего и бокового обзора, на хвостовой штанге самолета расположена фазированная антенная решетка заднего обзора.

Сущность предложенного изобретения поясняется чертежами.

Фиг.1 - Общий вид самолета А3х70 (вид сверху).

Фиг.2 - Общий вид самолета А3х70 (вид сбоку).

Фиг.3 - Общий вид самолета А3х70 (вид спереди).

Фиг.4 - Компоновка самолета А3х70 (горизонтальный разрез).

Фиг.5 - Компоновка самолета А3х70 (вертикальный продольный разрез).

Фиг.6 - Компоновка самолета А3х70 (вертикальный поперечный разрез).

Фиг.7 - Расположение аэродинамического фокуса самолета А3х70 предельно передней и предельно задней центровок.

Фиг.8 - Компоновка пассажирского самолета A3x70/SNA (горизонтальный разрез).

Фиг.9 - Сравнение габаритов пассажирских самолетов A3x70/SNA, Boeing 737-800, Ту-204.

Фиг.10 - Компоновка самолета-контейнеровоза A3x70/MJ (горизонтальный разрез).

Фиг.11 - Компоновка самолета-контейнеровоза A3x70/MJ (вертикальный продольный разрез).

Фиг.12 - Компоновка самолета-контейнеровоза A3x70/MJ (вертикальный поперечный разрез).

Фиг.13 - Сравнение габаритов самолетов-контейнеровозов A3x70/MJ и Ил-76.

Фиг.14 - Компоновка самолета танкера и/или топливозаправщика A3x70/SA (горизонтальный разрез).

Фиг.15 - Компоновка самолета танкера и/или топливозаправщика A3x70/SA (вертикальный продольный разрез).

Фиг.16 - Компоновка самолета танкера и/или топливозаправщика A3x70/SA (вертикальный поперечный разрез).

Фиг.17 - Компоновка пожарного самолета A3x70/SHU (горизонтальный разрез).

Фиг.18 - Компоновка пожарного самолета A3x70/SHU (вертикальный продольный разрез).

Фиг.19 - Компоновка пожарного самолета A3x70/SHU (вертикальный поперечный разрез).

Фиг.20 - Сравнение габаритов пожарных самолетов A3x70/SHU и Бе-200ЧС.

Фиг.21 - Компоновка самолета радиоэлектронной борьбы и/или противоракетной обороны A3x70/SS (горизонтальный разрез).

Фиг.22 - Компоновка самолета радиоэлектронной борьбы и/или противоракетной обороны A3x70/SS (вертикальный продольный разрез).

Фиг.23 - Компоновка самолета радиоэлектронной борьбы и/или противоракетной обороны A3x70/SS (вертикальный поперечный разрез).

Фиг.24 - Сравнение габаритов самолета РЭБ/ПРО A3x70/SS и самолета дальнего радиолокационного обнаружения А-50М.

Фиг.25 - Сравнение аэродинамического качества самолета А3х70 и самолетов III и IV поколений.

На фиг.1-3 приведены общие виды предложенного самолета аэродинамической схемы Мухамедова на криогенном топливе, для данного самолета используется обозначение - А3х70. Предложенный самолет имеет несущий профилированный дискообразный центроплан 1 с относительным удлинением 1.27, крыльевыми консолями 2 умеренной стреловидности и удлинения. Носовой отсек, включающий кабину экипажа 3, вписан интегрально в передний полукруг центроплана с наплывом и выдвинут вдоль продольной оси самолета вперед, так что длина его равна примерно диаметру диска центроплана. Кормовой отсек 4 с соответствующими кабинами и иным оборудованием. Кормовой отсек 4 выполнен прямоугольным и вписан интегрально в задний полукруг центроплана. Самолет оборудован цельноповортным горизонтальным оперением (ЦПГО) 5, консоли которого расположены по бокам кормового отсека 4. Цельноповоротное горизонтальное оперение имеет механизм перестановки его угла атаки для балансировки самолета на режимах взлета и посадки. Самолет оборудован двухкилевым вертикальным оперением 6 с развалом наружу килей, обеспечивающих лучшую путевую устойчивость на больших углах атаки. Силовая установка 7 адаптирована для работы как на «традиционном», так и на криогенном топливе и состоит из 2-х или нескольких двухконтурных турбореактивных двигателей большой степени двухконтурности, имеет 3-х или 5-ти стоечное шасси 8 нормальной схемы, четыре основных и одну переднюю стойки.

На фиг.4-6 приведена компоновка предложенного самолета А3х70. Самолет включает верхнюю палубу 9 фюзеляжного типа, на которой расположен носовой отсек, нижнюю палубу в несущем профилированном дискообразном центроплане. Нижняя палуба включает круговой в плане главный отсек полезной нагрузки 10 и прямоугольный кормовой отсек 4. Размеры в плане и высота нижней палубы выбираются в зависимости от назначения и типа летательного аппарата. Главный отсек полезной нагрузки 10 в подавляющем большинстве случаев соединен с носовым отсеком верхней палубы 9 лестничным пролетом 11. Погрузка и выгрузка контейнеров, груза, оборудования и т.п. могут производиться на верхней палубе 9 через грузовой люк 12, либо на нижней палубе через грузовой люк 13. Топливный отсек 14 вписан в теоретический профиль несущего профилированного дискообразного центроплана, так что он не создает дополнительного аэродинамического сопротивления. Криогенные баки для сжиженного природного газа включают отдельные вертикальные, сферические баки 15, которые соединены между собой горизонтальными цилиндрическими баками 16. Каждый из баков 15, 16 оборудован системой управления и может работать автономно. Топливный отсек отделен от пространства главного отсека полезной нагрузки 10 теплоизолирующими материалами. В крыльевых консолях самолета размещены баки-кессоны 17 для авиационного керосина, так что самолет в зависимости от места назначения и места базирования может эксплуатироваться на сжиженном природном газе, либо керосине.

Аэродинамические характеристики компоновок, близких к предлагаемой компоновке на основе дискообразного центроплана, были получены в СибНИИА и ЦАГИ, см. Отчет о НИР «Результаты испытаний модели самолета «СС-1» «Диск» в аэродинамической трубе при малой дозвуковой скорости» СибНИИА, 1989, Инв. №-4038Ф; Отчет о НИР «Исследование характеристик аэробуса интегральной схемы «ЕВРАЗИЯ-700», ЦАГИ, 1994, Инв. №10034; Отчет о НИР «Исследования характеристик УТС «ИНТЕГРАЛ», ЦАГИ, Инв. №№10162, 10178, №10352.

На фиг.7 показано расположение аэродинамического фокуса самолета А3х70, предельно передних и предельно задних центровок. По результатам продувок различных моделей аналогичных компоновок в СИБНИА и в ЦАГИ получено положение аэродинамического фокуса примерно на 0.4D (диаметра диска). Принимая, что самолет выполняется статически неустойчивым на 5-10%, получено, что диапазон летных центровок самолета, используемого в качестве танкера, будет находиться в районе центра диска, что важно с точки зрения размещения грузов и топлива в дискообразном центроплане и с точки зрения уменьшения потерь на балансировку и управляемость самолета. Несущий профилированный, дискообразный центроплан самолета с удлинением 1,27 имеет наплыв готической формы с относительной площадью примерно 13,5% от площади центроплана, консоли с относительной площадью примерно 27-30% от площади диска и стреловидностью 21° по 0,25 хорд и с размахом, равным примерно двум диаметрам диска. Также центроплан имеет суперкритические аэродинамические профили и аэродинамическую крутку по размаху крыла +1,5° на корневой хорде центроплана, 0.5° градуса на корневой хорде консоли, -2° на концевой хорде консоли. При этом получено распределение циркуляции по размаху, близкое к эллиптическому, что важно с точки зрения уменьшения индуктивного сопротивления. Также консоли самолета и несущий дискообразный центроплан на крейсерском числе М каждый имеют коэффициенты подъемной силы, соответствующие максимальному аэродинамическому качеству.

Цельноповоротное горизонтальное оперение расположено в следе центроплана с относительной площадью, равной примерно 17% от площади диска, и аэродинамическим плечом, равным 0,6-07 диаметра диска. Фокус самолета расположен примерно на 0.4 диаметра диска от его носка и, принимая во внимание, что самолет выполнен статически неустойчивым на 5-7%, получено, что диапазон летных центровок самолета расположен примерно в центре несущего профилированного, дискообразного центроплана, что важно с точки зрения компоновки полезной нагрузки, оборудования и топлива, а также с точки зрения улучшения управляемости самолета и уменьшения потерь аэродинамического качества аппарата на его балансировку.

Также получено, что диапазон эксплуатационных углов атаки самолета составит 35°-40°, что в два раза больше, чем у фюзеляжных самолетов, при этом и за критическими углами атаки падение подъемной силы крыла плавное, а не резкое, как у стреловидных крыльев большого удлинения. Такое протекание подъемной силы по углу атаки существенно повышает безопасность эксплуатации гражданских воздушных судов. При полетах на высотах менее 20 м (диаметр центроплана) самолет автоматически стабилизируется, то есть проявляется экранный эффект, что важно, например, для выполнения полетов специальных самолетов на малых высотах, из-за проявления экранного эффекта самолет будет автоматически стабилизироваться и садиться «мягко», с меньшими эксплуатационными перегрузками на органы приземления, чем фюзеляжные самолеты.

Предложенные компоновочные решения самолета аэродинамической схемы Мухамедова на криогенном топливе - А3х70 могут быть использованы в качестве основы для создания новых, не имеющих аналогов воздушных судов, пассажирского самолета A3x70/SNA, контейнеровоза A3x70/MJ, танкера и/или топливозаправщика A3x70/SA, пожарного самолета A3x70/SHU, самолета радиоэлектронной борьбы и/или противоракетной обороны A3x70/SS.

На фиг.8 приведено компоновочное решение пассажирского самолета A3x70/SNA, пассажирский салон самолета предложенной компоновки выполнен двухпалубным: верхняя палуба 9 образована носовым отсеком, нижняя палуба 10 образована главным отсеком полезной нагрузки и кормовым отсеком. На верхней палубе 9 расположены штатные места экипажа. Верхняя палуба 9 соединена с нижней палубой 10 лестничным пролетом 11. Посадка и высадка пассажиров производятся через двери в задней хвостовой части кормового отсека 40 и боковую стандартную дверь 41 в носовом отсеке. На верхней палубе 9 в 2-х классной компоновке размещаются пятьдесят девять пассажиров: в бизнес-классе по формуле посадочных мест «2+2» - восемь мест, в эконом-классе по формуле «2+2+2» («1 раз спасибо») - пятьдесят одно место. На нижней палубе 10 размещаются сто шестьдесят пассажиров: в эконом-классе по формуле посадочных мест «2+4+4+4+2» («1 раз спасибо») размещаются сто тридцать шесть пассажиров. В кормовом отсеке расположены пассажирские каюты: в двуспальных каютах размещаются двенадцать пассажиров, в четырехспальных каютах размещаются еще двенадцать пассажиров, всего в четырехклассной компоновке самолета на двух палубах размещаются двести девятнадцать пассажиров. Компоновка с спальными каютами позволяет, например, на таких маршрутах, как Москва - Нью-Йорк, где полет длится более девяти часов, вечером сесть в самолет и утром проснутся в Нью-Йорке. В одноклассной компоновке на маршрутах протяженностью 3000-4000 км в самолете можно разместить до двухсотсемидесятипяти пассажиров, то есть самолет по пассажировместимости попадает в класс наиболее востребованных самолетов, таких как Эрбас А350 или Боинг 787. На фиг.9 приведено сравнение габаритных размеров приведенных в одном масштабе пассажирского самолета A3x70/SNA и пассажирских самолетов Ту-204 и Боинг 737-800.

Наиболее важным преимуществом самолета A3x70/SNA по сравнению с фюзеляжными аэробусами будет то, что планировка его пассажирского салона на основной, нижней палубе лишена эффекта «туннельности», характерного для фюзеляжных самолетов. Соответственно, такая планировка будет обеспечивать пассажирам принципиально новый уровень комфорта, давая «эффект летящего зала», со спальными каютами, с проходами между блоками кресел, позволяющими стюардам и пассажирам расходиться в проходах. Располагаемые объемы под криогенное топливо на предложенном пассажирском самолете A3x70/SNA составляют 60000 литров, а также дополнительно 60000 литров под авиационный керосин. Таким образом, общая масса топлива может достигать 120000 литров, то есть примерно двадцать четыре тонны сжиженного природного газа и сорок восемь тонн авиационного керосина, при этом самолет A3x70/SNA может эксплуатироваться, в зависимости от места базирования, как на криогенном топливе, так и на углеводородном топливе, что существенно повышает его конкурентоспособность на рынке будущих транспортных самолетов. Расход углеводородного топлива при полете на криогенном топливе может составить 10 г/пасс-км, что будет в два раза меньше по сравнению с достигнутым в настоящее время уровнем на широкофюзеляжных аэробусах - 18-20 г/пасс-км. При использовании сжиженного природного газа следует также ожидать, что эмиссия токсических веществ в атмосферу снизится следующим образом: окись углерода в 5-10 раз, углеводороды в 2,5-3 раза, окислы азота в 1,5-2 раза, полициклические ароматические углеводороды, включая бензопирен, в 10 раз (в настоящее время прогнозируется распространение режима квотирования перечисленных выбросов и на воздушный транспорт).

На фиг.10-12 приведено компоновочное решение самолета контейнеровоза A3x70/MJ, грузовое пространство которого выполнено двухпалубным: верхняя палуба 9 образована носовым отсеком, нижняя палуба 10 образована главным отсеком полезной нагрузки и кормовым отсеком. На верхней палубе 9 расположены штатные места экипажа: кабина пилотов 20, помещение отдыха сменного экипажа 21. На нижней палубе в главном и кормовом отсеках 10 могут быть размешены четырнадцать пятитонных авиационных контейнеров типа УАК-5, на верхней палубе 9 дополнительно на верхней палубе 9 могут быть размешены еще два контейнера. Таким образом, самолет A3x70/MJ способен перевозить шестнадцать пятитонных контейнеров, погрузка и выгрузка контейнеров или поддонов осуществляются через грузовой люк 13 на нижней палубе и через боковой грузовой люк 12 в носовой кабине самолета 9. На фиг.9 приведено сравнение габаритных размеров, приведенных в одном масштабе, контейнеровоза A3x70/MJ с грузовым самолетом Ил-76.

Наиболее важным преимуществом A3x70/MJ является то, что при его габаритных размерах, соизмеримых с размерами самолета Ил-76, контейнеровоз A3x70/MJ может транспортировать шестнадцать пятитонных авиационных контейнеров типа УАК-5, что почти в три раза больше, чем в грузовом самолете Ил-76, и наглядно демонстрирует преимущество предлагаемой аэродинамической схемы перед грузовыми самолетами фюзеляжной схемы. Кроме того, в предложенной компоновке A3x70/MJ груз более равномерно распределен по длине и ширине, чем в самолетах фюзеляжной схемы, где груз размещается только по длине грузового отсека. Такое равномерное распределение груза и конструктивно-силовая схема несущего центроплана с применением современных композиционных материалов позволяют снизить массу пустого снаряженного самолета и получить отношение массы груза к массе пустого снаряженного самолета равным примерно единице, кроме того, такое расположение контейнеров позволит уменьшить нагрузку на грузовой пол. При этом в самолетах фюзеляжной схемы этот параметр составляет примерно 0,5, то есть грузовой самолет фюзеляжной схемы возит впустую почти половину своей снаряженной массы. Кроме того, сравнение транспортной производительности A3x70/MJ с железнодорожными перевозками на расстояние 9000 км показывает, что транспортная производительность контейнеровоза A3x70/MJ может быть более чем в 3 раза больше, чем на железнодорожном транспорте. Соответственно, целесообразно включение контейнеровоза A3x70/MJ в логистические схемы транспортировки грузов и контейнеров «суша - море - воздух».

На фиг.14-16 приведено компоновочное решение самолета танкера и/или топливозаправщика A3x70/SA, грузовое пространство которого выполнено двухпалубным: верхняя палуба 9 образована носовым отсеком, нижняя палуба 10 образована главным отсеком полезной нагрузки и кормовым отсеком. На верхней палубе 9 расположены штатные места экипажа: кабина пилотов, помещение отдыха сменного экипажа. Основной танк для перевозки сжиженного природного газа выполнен в виде вертикальной цистерны 21, расположенной на нижней палубе 10 в центральной части несущего дискообразного центроплана, так что его центр масс примерно совпадает с центром тяжести самолета. На нижней палубе в кормовом отсеке размещены дополнительные баки криогенного топлива 22 и 23, также дополнительные баки криогенного топлива размещены на верхней палубе 9.

В крыльевых консолях размешены баки-кессоны 17 под авиационный керосин, что обеспечивает эксплуатацию самолета как на обычном топливе, так и на криогенном топливе.

Сравнение транспортировки сжиженного природного газа самолетом-танкером A3x70/SA и железнодорожным транспортом на расстояние 9000 км, то есть примерно от месторождения Сахалин-2 до западных границ Европейской части России, показывает, что годовая производительность на расстояние 9000 км одного самолета A3x70/SA в сравнении с производительностью железнодорожного состава из двадцати цистерн больше в 4,3 раза. Сравнение самолета-танкера A3x70/SA с морским газовозом типа «Grand Elena» на расстояние 4 500 морских миль показывает, что годовая производительность парка из двадцати самолетов типа A3x70/SA сравнима с производительностью одного морского газовоза. Транспортировка сжиженного природного газа воздушными танкерами обеспечит диверсификацию направлений поставок, оперативное перенаправление товарных потоков сжиженного природного газа на рынки с наиболее привлекательными ценами. В случае использования самолета A3x70/SA в качестве топливозаправщика в отличие от самолетов-заправщиков фюзеляжной схемы циркуляция по размаху и скосы потоков за его крылом будут распределены равномерно, без разрыва и сильной турбулентности, как это имеет место в спутной струе фюзеляжных самолетов, что важно для (при) безопасной сцепки и перекачки топлива при полете в попутном следе самолета заправщика.

На фиг.17-19 приведено компоновочное решение пожарного самолета A3x70/SHU, рабочее пространство которого выполнено двухпалубным: верхняя палуба 9 образована носовым отсеком, нижняя палуба 10 образована главным отсеком полезной нагрузки и кормовым отсеком. В носовом отсеке расположены штатные места экипажа и пожарного расчета: кабина пилотов 20, помещение отдыха сменного экипажа 21, помещение 39 операторов управления пожарно-техническим вооружением самолета, оборудованное в том числе средствами информационной поддержки, включающими оборудование спутниковой навигации и оборудование пространственно привязанной информации о пожарной обстановке. На нижней палубе 10 размещены цистерны 24, 25 и 26 для воды и криогенные баки 27, 28, 29, 30 и 31 для фреонов, жидкого диоксида углеводорода, жидкого азота, пеногасящей жидкости. Также на нижней палубе 10 размещены пожарные стволы 32, 33, 34 для распыления или сброса пожарогасящей жидкости, холодильные установки 35, 36, 37 для производства на борту и прицельного сброса капсул криогенной пожарогасящей жидкости (жидкого азота), размещенная в кормовом отсеке установка 38 для залпового обстрела очагов пожаров техногенного характера капсулами с пожарогасящей жидкостью. На фиг.20 приведено сравнение габаритных размеров пожарных самолетов A3x70/SHU и Бе-200ЧС.

Общий недостаток используемых в настоящее время пожарных самолетов типа Бе-200ЧС, CL-415, Ил-76 заключается в маневрировании исключительно на малых высотах в районе очагов пожара, дальнейшем визуальном прицеливании и сбросе воды. Вода распыляется вихревой спутной струей самолета тем больше, чем больше скорость ее сброса, в условиях жары, ветра и высоких температур в очагах пожаров она испаряется и до очага огня доходит менее половины ее количества. В целом, причем как показала практика, существующие пожарные самолеты могут эффективно выполнять профилактические меры для предупреждения возникновения очагов пожаров, но малоэффективны в условиях, когда пожары уже разгорелись, главным образом, по причине низкой транспортной производительности, отсутствия на борту пожарно-технического вооружения и отработанных технологий пожаротушения и соответствующих действий пожарного расчета. В свою очередь пожарный самолет A3x70/SHU одновременно несет на борту пожарно-техническое вооружение, холодильные установки, запас воды, запас криогенных жидкостей, то есть весь арсенал современных средств пожаротушения, которые могут быть использованы в зависимости от характера пожара. Производительность пожарного самолета A3x70/SHU по сбросу воды за 1 полет эквивалентна производительности десяти пожарных самолетов типа Бе-200ЧС или трех пожарных самолетов типа Ил-76. В зависимости от характера пожара пожарно-техническое вооружение A3x70/SHU может обеспечить распыление или сброс через стволы под давлением с высоты не менее 50 м «ледяной дождь» (измельченный лед или град CO2) для повышения эффективности пожаротушения, профилактики и гашения зарождающихся очагов пожара; сбрасывать залпом через стволы под давлением воду или пожарогасящие жидкости на очаги пожаров с высоты не менее 50 м; производить на борту капсулы криогенной пожарогасящей жидкости («криогенные пожарогасящие бомбы») калибром 3, 6 и 12 тонн и сбрасывать их инструментально, вне зависимости от видимости с высоты 300-500 м, причем бомбы на высоте около 50 м автоматически разрываются и проливаются «водопадом» пожарогасящей жидкости на очаги пожаров техногенного характера. Следует отметить, что в интересах заказчика (государственное ведомство, ответственное за ликвидацию чрезвычайных ситуаций, и т.п.) самолет может быть конвертирован в транспортный самолет и эксплуатироваться на криогенном топливе. В таком случае стоимость перевозки одной тонны груза на один км будет примерно на 200% меньше, чем на грузовом самолете, который эксплуатируется на керосине, что делает технологию этого самолета прорывной в области специальных транспортных самолетов.

На фиг.21-23 приведено компоновочное решение самолета радиоэлектронной борьбы и/или противоракетной обороны A3x70/SS, рабочее пространство которого выполнено двухпалубным: верхняя палуба 9 образована носовым отсеком, нижняя палуба 10 образована главным отсеком полезной нагрузки и кормовым отсеком. В носовом отсеке размещены штатные места экипажа - кабина пилотов 20 и пункт управления театром военных действий 46, оборудованных средствами информационной поддержки. Самолет A3x70/SS оборудован радиолокационной станцией с фазированной антенной решеткой нижнего обзора 41, расположенной снизу несущего, профилированного дисковидного центроплана. Фазированная антенная решетка 41 вписана в теоретический контур центроплана и не экранирована фюзеляжем, как это имеет место на всех типах фюзеляжных самолетов дальнего радиолокационного обнаружения. Агрегаты радиолокационной станции, ее системы энергоснабжения и охлаждения, расположены на нижней палубе самолета 11, имеют всеракурсные радиолокационный станции с фазированными антенными решетками 42 переднего - верхнего - бокового обзора, расположенными в передних носовых отсеках дисков центроплана. Радиолокационная станция с фазированной антенной решеткой заднего обзора 43 расположена на хвостовой штанге самолета. Отсеки тактического ракетного вооружения расположены под верхней палубой - 44, и в кормовом отсеке на нижней палубе - 45, в отсеках, где могут быть размещены ракеты класса «воздух-земля», «воздух-воздух» различной дальности, калибра и назначения. Дополнительно, самолет A3x70/SS может нести оборонительное или наступательное вооружение на внешних подвесках 47, 48, 49 и 50. На фиг.24 приведено сравнение габаритных размеров пожарных самолета РЭБ/ПРО A3x70/SS и самолета дальнего радиолокационного обнаружения А-50М.

В отличие от известных самолетов дальнего радиолокационного обнаружения и радиоэлектронной борьбы типа А-50, Е-3А, Е-2С, ЕА-6В радиолокационная станция с фазированной антенной решеткой самолета A3x70/SS не экранирована фюзеляжем и обеспечит достижение следующих целей: патрулирование государственных границ и предупреждение об атаке низколетящих крылатых ракет; использование импульсного генератора сверхмощного СВЧ-излучения для поражения систем управления и навигации низколетящих крылатых ракет с их уничтожением путем применения тактических ракет класса «воздух-воздух», использование сверхмощного излучения антенной фазированной решетки для подавления системы противоракетной оборонный противника, сверхточного картографирования без вреда для мирного населения; использование излучения антенной фазированной решетки в качестве точечного тактического или лучевого оружия против бандформирований и террористических группировок.

Таким образом, предложен самолет на криогенном топливе, характеризующийся повышенной грузоподъемностью и дальностью полета, конструкция которого обеспечивает создание ряда самолетов специального назначения, превосходящих по характеристикам самолеты аналогичного назначения.

1. Самолет, включающий планер в форме несущего профилированного дискообразного центроплана с расположением носового отсека фюзеляжного типа со стороны переднего полукруга центроплана и главного отсека полезной нагрузки в центральной части центроплана, крыльевые консоли, вертикальное и горизонтальное оперение, отличающийся тем, что оборудован цельноповоротным горизонтальным оперением,
в обводы центроплана вписан топливный отсек криогенного топлива,
со стороны хвостового полукруга центроплана расположен кормовой отсек.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что топливный отсек криогенного топлива выполнен подковообразной формы и состоит из сферических баков, соединенных между собой горизонтальными цилиндрическими баками, причем каждый из баков выполнен с возможностью автономной работы.

3. Самолет по п.2, отличающийся тем, что в качестве криогенного топлива использован сжиженный газ, выбранный из перечня, включающего, по меньшей мере, природный газ, бутан, метан, водород или смесь указанных газов.

4. Самолет по п.2, отличающийся тем, что топливный отсек выполнен с возможностью хранения криогенных жидкостей, не предназначенных для использования в качестве топлива и выбранных из перечня, включающего, по меньшей мере, жидкий азот, жидкий диоксид углерода, жидкий гелий или фреоны.

5. Самолет по п.1, отличающийся тем, что в крыльевых консолях расположены баки-кессоны авиационного керосина.

6. Самолет по п.1, отличающийся тем, что силовая установка включает, по меньшей мере, два двухконтурных турбореактивных двигателя и выполнена с возможностью работы на топливе, выбранном из перечня, включающего, по меньшей мере, криогенное топливо, преимущественно сжиженный природный газ и жидкий водород, авиационный керосин, включая керосин, являющийся синтетическим жидким топливом.

7. Самолет по п.1, отличающийся тем, что дискообразный центроплан выполнен с удлинением 1.27.

8. Самолет по п.1, отличающийся тем, что длина носового отсека примерно равна диаметру центроплана, при этом носовой отсек интегрально вписан в передний полукруг центроплана с наплывом, выдвинут вперед вдоль продольной оси самолета и соединен с расположенным ниже главным отсеком полезной нагрузки.

9. Самолет по п.1, отличающийся тем, что кормовой отсек интегрально вписан в кормовой полукруг центроплана и имеет прямоугольную в плане форму.

10. Самолет по п.1, отличающийся тем, что оборудован двухкилевым вертикальным оперением с развалом килей наружу.

11. Самолет по п.1, отличающийся тем, что компоновка планера выполнена с возможностью обеспечения эффекта экрана при полетах на высоте ниже 20 м.

12. Самолет по любому из пп.1-11, отличающийся тем, что представляет собой пассажирский самолет, в котором носовой отсек образует верхнюю палубу с расположенными на ней штатными местами экипажа и посадочными местами пассажиров, и соединен лестничным переходом с главным отсеком полезной нагрузки, образующим вместе с кормовым отсеком нижнюю палубу с расположенными на ней спальными каютами и посадочными местами пассажиров, сгруппированными в блоки и расположенными в пассажирском салоне, образующем круговой зал.

13. Самолет по любому из пп.1-11, отличающийся тем, что представляет собой контейнеровоз, в котором носовой отсек образует верхнюю палубу с расположенными на ней штатными местами экипажа и дополнительным грузовым помещением для контейнеров, главный отсек полезной нагрузки образует вместе с кормовым отсеком единую нижнюю палубу, являющуюся основным грузовым помещением для контейнеров, причем главный отсек полезной нагрузки выполнен с возможностью расположения пятитонных универсальных авиационных контейнеров типа УАК-5 в более чем два ряда.

14. Самолет по любому из пп.1-11, отличающийся тем, что представляет собой танкер и/или топливозаправщик, в котором носовой отсек образует верхнюю палубу с расположенными на ней штатными местами экипажа и дополнительным грузовым помещением для баков криогенного топлива, главный отсек полезной нагрузки образует вместе с кормовым отсеком нижнюю палубу, причем в главном отсеке полезной нагрузки расположен основной танк криогенного топлива, а кормовой отсек является дополнительным грузовым помещением для баков криогенного топлива.

15. Самолет по любому из пп.1-11, отличающийся тем, что представляет собой пожарный самолет, в котором носовой отсек образует верхнюю палубу с расположенными на ней штатными местами экипажа и пожарного расчета, управляющего пожарно-техническим вооружением, а также оборудованием информационной поддержки пожарного расчета, главный отсек полезной нагрузки образует вместе с кормовым отсеком нижнюю палубу, причем в главном отсеке полезной нагрузки размещены цистерны воды, криогенные баки фреонов, жидкого диоксида углерода, жидкого азота и/или пеногасящей жидкости, холодильные установки производства капсул криогенной пожарогасящей жидкости, стволы сброса пожарогасящей жидкости, а в кормовом отсеке расположена установка для залпового обстрела очагов пожара капсулами криогенной пожарогасящей жидкости.

16. Самолет по любому из пп.1-11, отличающийся тем, что представляет собой самолет радиоэлектронной борьбы и/или противоракетной обороны, в котором носовой отсек образует верхнюю палубу с расположенными на ней штатными местами экипажа и пунктом управления театром военных действий, под которой расположен отсек тактического ракетного вооружения, главный отсек полезной нагрузки образует вместе с кормовым отсеком нижнюю палубу, при этом кормовой отсек является отсеком тактического ракетного вооружения, в главном отсеке полезной нагрузки размещена радиолокационная станция, причем в нижней части дискообразного центроплана расположена фазированная антенная решетка нижнего обзора, вписанная в его контур, при этом фазированная антенная решетка не экранирована фюзеляжем, в переднем полукруге дискообразного центроплана расположены фазированные антенные решетки переднего, верхнего и бокового обзора, на хвостовой штанге самолета расположена фазированная антенная решетка заднего обзора, кроме того, тактическое ракетное вооружение расположено на внешних подвесках крыльевых консолей.



 

Похожие патенты:

Ракета // 2438932
Изобретение относится к космонавтике. .

Изобретение относится к машиностроению. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к авиационной технике и касается летательных аппаратов, снабженных несущим крылом-парашютом с возможностью управления полетом, планированием и возможностью осуществления вертикальных взлета и посадки летательного аппарата.

Изобретение относится к средствам формирования подъемной силы в воздушной среде. .

Изобретение относится к области аэрокосмических транспортных средств и может применяться, в частности, для исследований в ближнем и дальнем космосе, для уничтожения или восстановления потерявших управление автоматических спутников и других искусственных космических объектов, а также для изменения траекторий движения малых небесных тел (напр., астероидов) с целью исключения их столкновения с Землей.

Изобретение относится к транспортной технике, в частности к летательным аппаратам. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области летательных аппаратов и воздушному транспорту. .

Изобретение относится к инерционным движителям, предназначенным для летательных аппаратов. .

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к беспилотным летательным аппаратам. Беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит корпус выпуклой формы, выполненный в виде сжатого десятиугольника в плане, силовой элемент, размещенный в центре корпуса, на верхней части которого расположены два вентилятора, интегрированный обтекатель с кольцевыми каналами, элементы управления. Расстояние между осями вращения вентиляторов составляет не менее суммы двух радиусов вращения. Корпус и интегрированный обтекатель беспилотного летательного аппарата вертикального взлета и посадки могут быть выполнены из вспененной пластмассы, а элементы управления расположены по всей внешней нижней боковой поверхности корпуса. Достигается повышение аэродинамической эффективности, маневренности. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Дисколет // 2515823
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям комбинированных летательных аппаратов. Дисколет включает корпус, соединенный свободно без трансмиссии с несущим тонким диском, снабженным складными радиальными лопастями центробежного вентилятора, закрепленными шарнирно к верхней плоскости диска. По периферии диска расположены регулируемые лопасти осевого вентилятора, преобразующегося в несущий винт в вертикальном полете и в кольцевое крыло в горизонтальном полете. Под диском установлены складывающиеся заподлицо с нижней поверхностью диска лопасти привода вращения диска реактивными газами двигателей. Двигатели закреплены к корпусу при помощи стабилизаторов управления полетом. Достигается возможность объединить свойства дискового крыла самолета, которое создает подъемную силу при обтекании воздушного потока в горизонтальном полете, с несущим винтом в вертикальном полете. 2 ил.

Дисколет // 2520177
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям несущих систем комбинированных летательных аппаратов. Дисколет содержит корпус, соединенный свободно, без трансмиссии, с несущим тонким диском, являющимся маховиком и обтекателем, снабженным регулируемыми радиальными лопастями, закрепленными шарнирно по концам к диску. У периферии диска лопасти имеют конструктивные плоскостные расширения, направленные в сторону вращения диска. Между лопастями расположены секторные крылья. Лопасти являются предкрылками и закрылками секторного крыла. Отношение площади лопастей к площади диска лежит в диапазоне 0,05-0,1. Достигается улучшение аэродинамики летательного аппарата. 2 ил.

Гибридный летательный аппарат состоит из внешней, наполняемой легким газом оболочки, внешнего силового кольца, внутренних силовых колец, центрального силового кольца, силовой установки, включающей двигатели с воздушными винтами, создающими вертикальную и горизонтальную тягу. Силовая установка содержит четыре энергетических узла, каждый из которых включает двигатель с воздушным винтом, создающим вертикальную тягу, и двигатель с воздушным винтом, создающим горизонтальную тягу, и устройства, обеспечивающие управление общим шагом лопастей, перекос лопастей и реверс тяги каждого воздушного винта. Все энергетические узлы расположены по внешней окружности кольца симметрично относительно его связанных осей X, Y, Z. Изобретение направлено на стабилизацию аппарата в условиях действия внешних ветровых возмущений. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции корпусов летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит корпус с преимущественно плоским круглым днищем и поверхностью над днищем в форме тела вращения с образованием круглой в плане торцевой кромки. Верхняя часть корпуса выполнена в форме сегмента шара. Образующая участка внешней поверхности между торцевой кромкой и сегментом шара выполнена в виде вогнутой гиперболы. Летательный аппарат содержит два реактивных двигателя, расположенных параллельно друг другу выше торцевой кромки за пределами корпуса, причем воздухозаборники двигателей направлены в сторону центра корпуса, поворотные кромки, расположенные на торцевых кромках корпуса, газодинамические рули. Торцевая кромка выполнена заостренной. Достигается повышение аэродинамических характеристик летательного аппарата. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Атмосферная летающая тарелка имеет корпус, реактивный двигатель, кабину пилота и пассажиров со штурвалом управления, приборной панелью, креслом пилота и креслом пассажира. Корпус состоит из радиально расположенных лонжеронов, нервюр наружных верхних, нервюр внутренних верхних, нервюр наружных нижних, лонжеронов кабины. Двигатель и топливный бак установлены над корпусом летающей тарелки в мотогондоле, нижняя часть которой имеет дюзу и закреплена на штоках гидроцилиндров, установленных на нервюрах наружных верхних. Профиль нервюр наружных верхних выполнен по форме верхней части крыла, причем передняя кромка наиболее удалена от вертикальной оси симметрии летающей тарелки, а задняя кромка переходит в коническую поверхность нервюр внутренних верхних. Профиль нервюр наружных верхних может быть выполнен по форме верхней задней части крыла, причем задняя точка профиля крыла наиболее удалена от оси симметрии летающей тарелки, а точка перегиба профиля крыла совмещается с крайней точкой нервюры внутренней верхней. Хорда профиля крыла может иметь угол наклона относительно горизонтальной линии α от 0° до 90°. Вертикальная составляющая Т-образного профиля балансиров реактивного крутящего момента может быть выполнена в виде профиля крыла или в виде дуги. Достигается снижение расхода топлива и увеличение подъемной силы. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 28 ил.
Наверх