Самолет с оперением типа "хвост трески" и с задним двигателем



Самолет с оперением типа хвост трески и с задним двигателем
Самолет с оперением типа хвост трески и с задним двигателем
Самолет с оперением типа хвост трески и с задним двигателем
Самолет с оперением типа хвост трески и с задним двигателем
Самолет с оперением типа хвост трески и с задним двигателем
Самолет с оперением типа хвост трески и с задним двигателем
Самолет с оперением типа хвост трески и с задним двигателем
Самолет с оперением типа хвост трески и с задним двигателем
Самолет с оперением типа хвост трески и с задним двигателем
Самолет с оперением типа хвост трески и с задним двигателем
Самолет с оперением типа хвост трески и с задним двигателем
Самолет с оперением типа хвост трески и с задним двигателем
Самолет с оперением типа хвост трески и с задним двигателем
Самолет с оперением типа хвост трески и с задним двигателем
Самолет с оперением типа хвост трески и с задним двигателем
Самолет с оперением типа хвост трески и с задним двигателем

 


Владельцы патента RU 2522539:

ЭРБЮС ОПЕРАСЬОН (С.А.С.) (FR)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к самолету, который (1) содержит фюзеляж (2) удлиненной формы вдоль продольной оси Х самолета и, по меньшей мере, одно крыло (3), закрепленное на фюзеляже между передним концом и задним концом (25) фюзеляжа. Фюзеляж (2) содержит по существу цилиндрическую центральную часть (21) и заднюю изменяющуюся часть (23), на которой закреплены вертикальное оперение (4) и задняя силовая установка (50). Между сечением (231) сопряжения задней части (23) с центральной частью (21) фюзеляжа и задним концом (25), максимальная ширина каждого сечения фюзеляжа является постоянной или увеличивается назад до максимальной ширины L фюзеляжа, высота каждого сечения фюзеляжа уменьшается назад таким образом, что задний конец (25) фюзеляжа образует заднюю кромку небольшой толщины, по существу горизонтальную в системе координат самолета и по существу прямолинейную. Реактивный двигатель (51) силовой установки установлен в фюзеляже в так называемой полувстроенной конфигурации. Технический результат заключается в упрощении монтажа двигателя самолета. 9 з.п. ф-лы, 16 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области самолетов и, в частности, касается самолетов, содержащих фюзеляж, на котором закреплены система оперений и двигатель в задней части фюзеляжа.

В области самолетов, в частности самолетов для коммерческих перевозок, как известно, тяговый двигатель располагают на фюзеляже и по существу по оси фюзеляжа, чтобы увеличить число двигателей, причем не обязательно увеличивая это число вдвое для соблюдения общей симметрии самолета относительно осевой вертикальной плоскости самолета.

Как правило, это решение применяют для увеличения числа двигателей с двух до трех, при этом двигатель в плоскости симметрии самолета применяют в сочетании с двигателями под крыльями, например, как в самолетах «Локхид 1011» или «МакДоннел Дуглас DC10», или с задними двигателями, симметрично закрепленными на сторонах фюзеляжа, например, как на самолете «Боинг 727».

Однако установка двигателя в или на заднем фюзеляже создает ряд проблем, в основном связанных с повышением сложности выполнения конструкций, предусмотренных для установки заднего двигателя в зоне фюзеляжа, которая уже сама по себе является сложной по причине присутствия оперений и постепенного уменьшения сечений фюзеляжа.

Вышеупомянутые модели самолетов в основном содержат более или менее удлиненный фюзеляж, на котором закреплено крыло в среднем положении вдоль длины фюзеляжа и на котором в задней части закреплена система оперения, горизонтальное оперение и вертикальное оперение, содержащие различные аэродинамические поверхности для обеспечения аэродинамической устойчивости самолета и его управляемости при помощи рулей, соединенных с оперениями.

Чтобы избежать слишком большого донного аэродинамического сопротивления фюзеляжа, заднюю часть фюзеляжа заостряют, и его сечение постепенно уменьшается по высоте и по ширине от текущего сечения фюзеляжа, соответствующего задней части по существу цилиндрической части фюзеляжа, до намного меньшего сечения в конце фюзеляжа.

Эту заднюю часть фюзеляжа часто называют задним конусом по причине его общей формы, близкой к форме усеченного конуса.

Горизонтальное оперение и вертикальное оперение образованы особыми аэродинамическими поверхностями, которые закреплены на боковых сторонах фюзеляжа в случае горизонтального оперения и на верхней стороне фюзеляжа в случае вертикального оперения заднего конуса фюзеляжа.

Ось заднего конуса ориентирована вверх по отношению к оси цилиндрической части фюзеляжа для увеличения возможного угла поворота самолета на земле во время фаз взлета и приземления.

Таким образом, уменьшение сечений фюзеляжа в сочетании с присутствием оперений уменьшает место для установки двигателя и снижает собственную жесткость фюзеляжа, который должен обеспечивать передачу тяговых усилий двигателя и усилий инерции, которые являются значительными с учетом массы двигателя, поэтому необходимых объема и жесткости достигают за счет сложности конструкций и выполнения усилений, что выражается в увеличении массы.

Эта близость двигателя и оперений создает дополнительные сложности с учетом мер предосторожности, которые также необходимо предпринимать, чтобы избегать повреждения оперений от возможных выбросов обломков двигателя.

Соблюдение всех этих условий выполнения задней части фюзеляжа приводит к малоэффективной установке двигателя с точки зрения аэродинамики и производительности тяги, поэтому задний двигатель на фюзеляже или в фюзеляже в известных компоновках показывает КПД тяги, на 20% меньший по сравнению с эквивалентным двигателем, установленным под крылом.

С учетом всех вышеуказанных условий самолет с обычным фюзеляжем в своей части, предназначенной для полезной нагрузки, имеет следующие недостатки, если применяют решение установки заднего двигателя в вертикальной плоскости симметрии самолета:

- повышается сложность установки;

- ухудшается аэродинамика;

- увеличивается масса конструкции.

Чтобы ограничить недостатки известных решений, связанные с аэродинамикой и массой, изобретение предусматривает новое выполнение задней части фюзеляжа, содержащей силовую установку, монтаж которой упрощен.

Самолет в соответствии с настоящим изобретением содержит, как известно, фюзеляж, например, удлиненной формы вдоль продольной оси Х самолета, ориентированной положительно в переднем направлении самолета, по меньшей мере, одно крыло, закрепленное на фюзеляже между передним концом и задним концом фюзеляжа, который содержит по существу цилиндрическую центральную часть и изменяющуюся заднюю часть, которая сопряжена с центральной частью на уровне сечения сопряжения и на которой закреплены вертикальное оперение и силовая установка.

На самолете в соответствии с настоящим изобретением задняя часть фюзеляжа имеет уплощенную форму, и реактивный двигатель или реактивные двигатели силовой установки закреплены над фюзеляжем в задней части уплощенной формы и частично внутри фюзеляжа согласно полувстроенной конфигурации.

Уплощенную форму, называемую формой в виде хвоста трески, выполняют таким образом, что на уровне изменяющейся задней части фюзеляжа:

- максимальная высота каждого сечения фюзеляжа уменьшается назад в направлении отрицательных Х таким образом, чтобы задний конец фюзеляжа образовал заднюю кромку, на практике заднюю кромку относительно небольшой толщины, и предпочтительно по существу горизонтальную в системе координат самолета и по существу прямолинейную, шириной L, строго превышающую максимальную ширину сечения сопряжения;

- максимальная ширина каждого сечения фюзеляжа непрерывно увеличивается, то есть является непрерывно возрастающей назад в направлении отрицательных Х от максимальной ширины сечения сопряжения до максимальной ширины L, превышающей максимальную ширину сечения сопряжения;

- задний или задние реактивные двигатели задней силовой установки предпочтительно расположены в продольном направлении в зоне задней части фюзеляжа по существу максимальной ширины;

- продольная ось заднего реактивного двигателя или задних реактивных двигателей, по существу параллельная продольной оси Х, в предпочтительном варианте выполнения находится на уровне воздухозаборника заднего реактивного двигателя над центральной частью фюзеляжа;

- нижняя часть заднего реактивного двигателя или задних реактивных двигателей на уровне максимального диаметра заднего реактивного двигателя находится частично внутри фюзеляжа, и верхняя часть реактивного двигателя находится над фюзеляжем в полувстроенной конфигурации.

Кроме того, гондола заднего реактивного двигателя или задних реактивных двигателей шириной, меньшей ширины фюзеляжа в зоне гондолы, сопрягается в боковом направлении с фюзеляжем с каждой стороны гондолы таким образом, чтобы фюзеляж имел уплощенную зону, проходящую с каждой стороны гондолы.

В предпочтительном варианте выполнения задний реактивный двигатель расположен в продольном направлении самолета таким образом, чтобы передний конец заднего реактивного двигателя находился сзади герметичного заднего дна кабины фюзеляжа.

Для обеспечения управления самолета по тангажу задняя часть фюзеляжа содержит с каждой стороны задней силовой установки руль фюзеляжа, который шарнирно установлен на фюзеляже вокруг оси, по существу горизонтальной в системе координат самолета, и задняя кромка которого соответствует концу фюзеляжа.

Для обеспечения устойчивости и управления по рысканию вертикальное оперение содержит два по существу вертикальных киля, закрепленные на задней части фюзеляжа предпочтительно спереди рулей фюзеляжа, чтобы избежать механических помех между рулями фюзеляжа и килями и их рулями направления, при этом каждый киль неподвижно соединен с фюзеляжем на борту, соответственно правом и левом самолета, задней части фюзеляжа, например, в зоне, по существу соответствующей зоне максимальной ширины L, чтобы ограничить риски помех с конструкцией силовой установки.

Кроме того, чтобы ограничить риски повреждения конструкции килей в случае разрыва вращающихся частей заднего реактивного двигателя, лонжероны килей расположены в продольном направлении Х на задней части фюзеляжа по отношению к задним реактивных двигателям таким образом, чтобы лонжероны находились за пределами зоны выброса обломков реактивных двигателей.

Чтобы ограничить распространение звука реактивного двигателя вниз, в частности, когда самолет находится близко от земли, подвижная конструкция задней части фюзеляжа имеет, по меньшей мере, одно убранное положение, в котором подвижная конструкция находится внутри задней части фюзеляжа, чтобы не нарушать аэродинамику самолета в условиях полета на крейсерской скорости, и имеет, по меньшей мере, одно выдвинутое положение, в котором подвижная конструкция образует удлинение сзади задней кромки фюзеляжа на его заднем конце, по существу в горизонтальной плоскости в системе координат самолета и под задней силовой установкой.

Предпочтительно подвижная конструкция образует удлинение по размаху, по существу соответствующее расстоянию, разделяющему рули фюзеляжа.

В выдвинутом положении подвижная конструкция образует отражающий звуковой экран, препятствующий распространению шума, производимого соплом реактивного двигателя или реактивных двигателей, вниз в сторону земли во время фаз полета, в частности, на низкой высоте.

В конструктивной концепции такого выполнения задней части фюзеляжа фюзеляж содержит сзади заднего дна кабины, такого как герметичное дно герметизированной кабины, силовые шпангоуты для восприятия различных усилий, вводимых в фюзеляж.

Упомянутые силовые шпангоуты включают в себя шпангоуты килей, выполненные с возможностью восприятия усилий, вводимых в фюзеляж от лонжеронов килей.

Упомянутые силовые шпангоуты включают в себя шпангоуты двигателей, каждый из которых оборудован в верхней части аркой, содержащей проем, по существу имеющий размеры воздухозаборника заднего реактивного двигателя или задних реактивных двигателей, чтобы избежать взаимных помех между конструкцией арок и воздухозаборником реактивного двигателя или реактивных двигателей.

Предпочтительно шпангоуты двигателей расположены спереди заднего реактивного двигателя и обладают достаточной конструктивной прочностью, чтобы воспринимать усилия, вводимые в конструкцию фюзеляжа от заднего реактивного двигателя.

Из соображений безопасности все или часть силовых шпангоутов предпочтительно выполнены из двух частей, наложенных друг на друга согласно так называемой отказобезопасной (“fail-safe”) конструкции.

Чтобы сохранить принципы известного крепления для заднего реактивного двигателя или задних реактивных двигателей, этот двигатель или эти двигатели подвешивают под конструктивной балкой, нависающей сзади шпангоутов двигателей, неподвижно соединенной с арками и, из соображений безопасности, предпочтительно выполненной из двух наложенных друг на друга частей согласно так называемой конструкции “fail-safe”.

Предпочтительно задняя часть фюзеляжа содержит также две продольные нервюры по существу в вертикальной плоскости в системе координат самолета, неподвижно соединенные, по меньшей мере, с одним силовым шпангоутом и проходящие назад, нависая от заднего силового шпангоута по существу до заднего конца фюзеляжа.

Эти нервюры ограничивают между собой под задним реактивным двигателем или задними реактивными двигателями техническую шахту, не содержащую никаких препятствий, через которую задний реактивный двигатель можно снимать под действием силы тяжести для облегчения снятия или монтажа реактивного двигателя во время операции технического обслуживания.

Чтобы закрывать техническую шахту в отсутствие операций технического обслуживания, шахта содержит подвижные крышки, обеспечивающие в закрытом положении аэродинамическую непрерывность нижней части задней части фюзеляжа.

Чтобы соответствовать различным типам операций обслуживания, подвижная конструкция предпочтительно имеет первое убранное положение, в котором она находится под силовой установкой в зоне технической шахты, и второе убранное положение, в котором подвижная конструкция выдвинута вперед относительно первого убранного положения и в котором она находится спереди силовой установки и открывает доступ к технической шахте.

Последний или задний шпангоут содержит два наружных участка, неподвижно соединенных с продольными нервюрами со стороны, противоположной технической шахте.

Рули фюзеляжа шарнирно установлены на заднем шпангоуте, точнее, каждый руль шарнирно установлен на наружном участке заднего шпангоута со стороны, где находится рассматриваемый руль.

Для обеспечения хорошей аэродинамики задней силовой установки задний реактивный двигатель или задние реактивные двигатели содержат гондолу, которая обеспечивает внутренние и внешние аэродинамические формы силовой установки.

Предпочтительно для обеспечения доступа к реактивным двигателям во время операций технического обслуживания, по меньшей мере, между конструкцией воздухозаборника спереди и конструкцией сопла сзади на уровне конструктивной балки шарнирно установлены узлы, образующие подвижные капоты.

В варианте выполнения изобретения самолет содержит реактивный двигатель первой модели с каждой стороны самолета, закрепленный под крылом, и содержит задний реактивный двигатель задней силовой установки второй модели, развивающий расчетную тягу, по существу превышающую тягу первой модели, чтобы уменьшить необходимую тягу реактивных двигателей первой модели и снизить уровень шума, создаваемый реактивными двигателями под крылом, и снизить высоту фюзеляжа над землей, когда самолет находится на земле, при данном клиренсе двигателей за счет меньшего диаметра двигателей под крылом.

Подробное описание примеров выполнения изобретения представлено со ссылками на схематичные чертежи, на которых:

Фиг. 1 - общий вид в перспективе примера самолета в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг. 2а-2с - вид сбоку (фиг. 2а), сверху (фиг. 2b) и спереди (фиг. 2с) самолета, показанного на фиг. 1.

Фиг. 3а-3d - вид сбоку (фиг. 3а), сзади (фиг. 3b), сверху (фиг. 3с) и снизу (фиг. 3d) заднего конца фюзеляжа самолета, показанного на фиг. 1 и 2.

Фиг. 4а и 4b - вид в перспективе соответственно спереди и сзади заднего конца фюзеляжа самолета, показанного на фиг. 1 и 2.

Фиг. 5а и 5b - вид без обшивки задней части самолета, показанного на фиг. 1.

Фиг. 6а и 6b - вид в перспективе задней части фюзеляжа с открытыми капотами задней гондолы.

Фиг. 7а - вид в перспективе без обшивки задней части с задней подвижной конструкцией в убранном положении.

Фиг. 7b - вид сверху задней части с задней конструкцией в выдвинутом положении с показом направлений распространения шумов заднего реактивного двигателя.

Как показано в качестве не ограничительного примера в перспективе на фиг. 1 и в различных проекциях на фиг. 2а-2с, самолет 1 в соответствии с настоящим изобретением содержит удлиненный фюзеляж 2, крыло 3, закрепленное на фюзеляже, и вертикальное оперение 4, закрепленное на фюзеляже на части фюзеляжа 2, находящейся по существу сзади крыла 3.

Согласно условным обозначениям, принятым в области самолетостроения, самолет в данном описании рассматривается в системе координат самолета, содержащей:

- ось Х, соответствующую продольной оси самолета 1 и фюзеляжа 2, ориентированную положительно в сторону носа самолета в направлении полета;

- ось Z, соответствующую вертикальной оси самолета 1, то есть оси, перпендикулярной оси Х в вертикальной плоскости XZ симметрии самолета, и ориентированную положительно в нижнем направлении самолета;

- ось Y, перпендикулярную к вертикальной плоскости XZ симметрии самолета и образующую с осями X и Z прямоугольную систему координат, то есть Y ориентирована положительно в правую сторону самолета 1.

В рамках описания термины «передний», «задний», «верхний», «нижний», «сверху», «снизу», «правый» и «левый» имеют общепринятое толкование, например, с точки зрения пилота.

В частности:

- «спереди или вперед» обозначает «со стороны положительных Х», а «сзади или назад» обозначает со «стороны отрицательных Х»;

- «вверх или сверху» обозначает «со стороны отрицательных Z», а «вниз или снизу» обозначает «со стороны положительных Z»;

- «справа или вправо» обозначает «со стороны положительных Y», а «слева или влево» обозначает «со стороны отрицательных Y».

Удлиненный фюзеляж 2 содержит по существу цилиндрическую центральную часть 21, например, круглого сечения или многолепесткового сечения или эллиптического сечения, а также спереди упомянутой центральной части переднюю изменяющуюся часть 22, в которой обычно находится кабина экипажа, и сзади заднюю изменяющуюся часть 23, на которой закреплено вертикальное хвостовое оперение 4.

Крыло 3 закреплено на фюзеляже 2 в нижней части фюзеляжа, как показано на фиг. 1 и 2, или согласно не показанным решениям закреплено в верхней части фюзеляжа или в промежуточном по высоте положении.

Как известно, тяговые реактивные двигатели 5 закреплены на крыле.

Геометрия задней изменяющейся части 23 фюзеляжа 2 соответствует форме с постепенным уплощением назад.

Таким образом, если рассматривать в любой точке вдоль продольного направления Х фюзеляжа максимальную ширину в направлении Y и максимальную высоту в направлении Z сечения в плоскости ZY упомянутого фюзеляжа в упомянутой точке, максимальные высоты сечений непрерывно уменьшаются от переднего сечения 231, называемого сечением сопряжения, которое представляет собой заднюю геометрическую границу центральной части 21, до заднего конца 25 фюзеляжа, на уровне которого высота по существу является нулевой и практически является толщиной задней аэродинамической кромки руля, что будет показано ниже.

Кроме того, изменение высоты сечений происходит таким образом, что нижняя часть задней изменяющейся части 23 фюзеляжа поднимается быстрее, чем опускается верхняя часть упомянутой задней изменяющейся части, как показано на фиг. 2, что в сравнении с нижней формой образует верхнюю часть в продолжении верхней части центральной части 21 фюзеляжа.

Кроме того, в отличие от высоты ширина сечений задней изменяющейся части 23 фюзеляжа непрерывно увеличивается от переднего сечения 231 сопряжения до заднего конца 25, как показано на фиг. 2b, на котором ширина фюзеляжа строго превышает максимальную ширину упомянутого сечения сопряжения.

Выражение «увеличивается непрерывно» в данном случае следует рассматривать в общепринятом толковании, то есть упомянутая локальная максимальная ширина увеличивается или остается постоянной таким образом, что максимальная ширина в этой задней части следует закону возрастающего монотонного изменения. В частности, форма задней части является такой, что максимальная ширина фюзеляжа в этой части может сохраняться постоянной на более или менее большом расстоянии вдоль Х.

В представленном примере, как показано на фиг. 2b, 3c и 3d, максимальная ширина задней части 23 является по существу постоянной, с одной стороны, в передней зоне упомянутой задней части сзади переднего сечения 231 сопряжения и, с другой стороны, в задней зоне упомянутой задней части со стороны конца 25 большей ширины.

Вблизи заднего конца 25 фюзеляжа 2, то есть в зоне, заканчивающейся по существу нулевой высотой, фюзеляж имеет, таким образом, ширину L, превышающую максимальную ширину фюзеляжа 2 самолета 1 в центральной части, что и придает ему форму, называемую «хвост трески».

Упомянутая форма в виде хвоста трески отличается, в частности, относительно плоской верхней зоной, подробные характеристики которой будут представлены в описании ниже.

Кроме того, задняя силовая установка 50 расположена сверху фюзеляжа в задней изменяющейся части 23, соответствующей относительно плоской верхней зоне.

Задняя силовая установка 50 содержит задний реактивный двигатель 51 с продольной осью 56 по существу в вертикальной плоскости XZ симметрии фюзеляжа 2.

Задний реактивный двигатель 51 установлен по высоте над фюзеляжем таким образом, что на уровне максимального диаметра реактивного двигателя, на практике диаметра кожуха вентилятора воздухозаборника двухконтурного реактивного двигателя, центр воздухозаборника реактивного двигателя находится над верхней частью центральной части 21 фюзеляжа, и предпочтительно таким образом, что нижняя часть реактивного двигателя находится внутри задней части 23 фюзеляжа согласно так называемой частично встроенной конфигурации.

В такой частично встроенной в фюзеляж конфигурации нижняя часть реактивного двигателя находится, таким образом, под верхней поверхностью задней части фюзеляжа.

Для обеспечения правильного аэродинамического потока на уровне воздухозаборника реактивного двигателя 51 верхняя поверхность задней части 23 фюзеляжа содержит углубленную часть 52, образующую поверхность, продолжающую воздухозаборник, и называемую входным каналом воздухозаборника, расположенную в непрерывном продолжении нижней части воздухозаборника, которая встроена в фюзеляж. Такой входной канал воздухозаборника по существу соответствует пересечению цилиндрической поверхности с объемом задней части 23 фюзеляжа.

В примере, представленном на различных фигурах, реактивный двигатель 51 расположен на задней части 23 фюзеляжа таким образом, что задний конец упомянутого реактивного двигателя находится сзади заднего конца 25 фюзеляжа, например реактивный двигатель 51 выступает сзади за пределы заднего конца 25 фюзеляжа, и этот выступ полностью или частично соответствует реактивному соплу 59 реактивного двигателя.

Вместе с тем такое выполнение, которое предпочтительно применяют в случае реактивного двигателя с так называемым длинным соплом, не является обязательным, и в других не показанных на фигурах конфигурациях изобретения задний конец заднего реактивного двигателя 51 или задний конец гондолы упомянутого заднего реактивного двигателя может быть расположен по существу на уровне заднего конца 25 фюзеляжа и даже спереди упомянутого заднего конца.

Силовая установка 50 содержит также заднюю гондолу 53, которая охватывает задний реактивный двигатель для части упомянутого заднего реактивного двигателя, которая не встроена и показана, в частности, на фиг. 3а-3с.

Аналогично обычной кольцевой гондоле, задняя гондола 53 обеспечивает качество аэродинамических потоков, проходящих через реактивный двигатель, на выходе и на входе собственно реактивного двигателя, в частности на уровне воздухозаборника и сопла, и качество аэродинамических потоков вокруг упомянутой задней гондолы.

Формы задней гондолы 53, которая имеет ширину, меньшую ширины фюзеляжа в зоне упомянутой гондолы, сопрягаются с верхней поверхностью задней части 23 фюзеляжа для обеспечения аэродинамической непрерывности упомянутых поверхностей, проходящих сбоку с каждой стороны гондолы.

На практике геометрию таких форм сопряжения разрабатывают посредством цифровых методов или экспериментальных методов, чтобы свести к минимуму лобовое сопротивление самолета, что является общей целью авиаконструкторов, а также в настоящем случае, чтобы обеспечивать качественный аэродинамический поток на задних частях 23 фюзеляжа, расположенных с каждой стороны задней гондолы 23, в различных конфигурациях полета самолета и на различных режимах работы заднего реактивного двигателя 51.

Задний конец 25 образует по существу прямолинейную заднюю кромку шириной L задней части 23 фюзеляжа в результате схождения по существу плоской верхней части в задней части за пределами гондолы 53, задней части 23 фюзеляжа и тоже по существу плоской нижней поверхности упомянутой задней части вблизи заднего конца фюзеляжа.

Аэродинамический руль 6а, 6b, называемый рулем фюзеляжа, показанный, в частности, на фиг. 3а-3d, расположен в этой задней части фюзеляжа 2 с каждой стороны задней гондолы 53 на уровне задней кромки на заднем конце 25.

Каждый руль 6а, 6b фюзеляжа шарнирно установлен своей передней частью вокруг по существу горизонтальной оси таким образом, чтобы обеспечивать управление самолета вокруг оси тангажа, параллельной направлению Y.

Вертикальное оперение 4 содержит два по существу вертикальных киля 41а, 41b, закрепленных на фюзеляже, по одному с каждой стороны задней части 23, рядом с задним концом 25, но спереди рулей 6а, 6b фюзеляжа.

Предпочтительно продольное положение килей 41а, 41b является в достаточной мере выдвинутым вперед, чтобы, с одной стороны, избегать взаимных помех между рулями 6а, 6b фюзеляжа и килями 41а, 41b и чтобы, с другой стороны, кили 41а, 41b находились за пределами зон возможного выброса обломков двигателя.

Как известно, кили оборудованы рулями задней кромки для обеспечения управления самолетом вокруг оси Z, называемой осью рыскания.

Каждый киль 41а, 41b содержит верхний киль 411а, 411b, являющийся вертикальным продолжением вверх, и предпочтительно, как в примере самолета, показанном на фигурах, содержит нижний киль 412а, 412b, являющийся вертикальным продолжением вниз, ограниченным, чтобы не вводить стесняющего ограничения по максимальному кабрированию, когда самолет находится на земле.

Эти отличительные признаки задней части 23 фюзеляжа более детально представлены в перспективе на фиг. 4а и 4b.

Задняя часть 23 фюзеляжа без обшивки представлена на фиг. 5а и 5b, на которых панели обшивки фюзеляжа, кили 41а, 41b и задняя гондола 53 не показаны, а показаны только основные внутренние элементы конструкции.

В частности, показана только часть, находящаяся сзади заднего дна 232.

Заднее дно 232 соответствует, например, задней границе удлинения герметизированной кабины в фюзеляже. Как показано на фиг.5а и 5b в виде формы заднего герметичного дна 232, максимальная высота которого по существу меньше максимальной ширины, упомянутое заднее дно находится сзади сечения 231 сопряжения в изменяющейся задней части 23 фюзеляжа.

Это удаленное расположение заднего герметичного дна 232 возможно, в частности, благодаря форме задней части 23 фюзеляжа самолета и положению задней силовой установки 50 сзади упомянутого заднего герметичного дна 232, то есть положению переднего конца заднего реактивного двигателя 51 сзади заднего герметичного дна 232, что позволяет сохранить по существу постоянную ширину пола кабины с полезной высотой кабины, которую можно использовать дальше к хвосту, чем в случае фюзеляжа, имеющего обычную форму конуса, при этом объемы герметизированной кабины спереди заднего герметичного дна 232 гарантированно находятся за пределами зон разрыва заднего реактивного двигателя, в которые могут попадать выбрасываемые обломки двигателя.

В представленном примере форма заднего герметичного дна 232 имеет также верхний вырез, соответствующий локальной форме входного канала воздухозаборника 52, который в этом примере проходит до зоны спереди упомянутого заднего дна.

Сзади заднего дна 232 между упомянутым задним дном и задним шпангоутом 61 задняя часть 23 фюзеляжа содержит промежуточные шпангоуты, обеспечивающие реализацию формы фюзеляжа, в том числе силовые шпангоуты 62, 63.

В зависимости от своего положения в задней части 23 фюзеляжа силовые шпангоуты 62, 63 упомянутой задней части обеспечивают особые функции.

На заднем шпангоуте 61, то есть на самом заднем шпангоуте фюзеляжа, шарнирно установлены рули 6а, 6b фюзеляжа, не показанные на фиг. 5а и 5b.

Группу силовых шпангоутов 62, называемых шпангоутами килей, используют для восприятия усилий от килей 41а, 41b вертикального оперения. Соответствующие силовые шпангоуты 62 в основном являются шпангоутами на уровне передних 42а, 42b и задних 43а, 43b лонжеронов килей.

Группу силовых шпангоутов 63, называемых шпангоутами двигателя, по меньшей мере, в количестве двух, находящихся спереди заднего реактивного двигателя 50, используют в качестве опоры для упомянутого заднего реактивного двигателя.

Каждый шпангоут 63 двигателя содержит арку 631, выступающую над упомянутым шпангоутом.

Балка 632 неподвижно соединена с арками 631 в их верхней части и проходит, нависая, назад на расстояние, по существу соответствующее самой задней части задней гондолы 53.

Таким образом, балка 632 расположена над реактивным двигателем 51, который подвешен под упомянутой балкой предпочтительно известным способом при помощи креплений типа CORE на уровне газогенератора реактивного двигателя или креплений типа FAN на уровне кожуха вентилятора реактивного двигателя.

Формы и размеры арок 631 обеспечивают также свободный доступ к воздухозаборнику на входе заднего реактивного двигателя 51, огибая контур воздухозаборника реактивного двигателя.

Принимая во внимание повышенный уровень безопасности, ожидаемый для устройства крепления реактивного двигателя, балку 632 и шпангоуты 63 двигателя выполняют по конструктивной технологии, называемой “fail-safe”, согласно которой каждый конструктивный элемент выполняют из двух наложенных друг на друга частей, чтобы обезопасить конструкцию в случае повреждения одной из упомянутых двух частей.

В случае необходимости, один силовой шпангоут может служить одновременно шпангоутом киля и шпангоутом двигателя.

На практике задний шпангоут 61 образован двумя задними полушпангоутами 61а, 61b таким образом, чтобы указанный задний шпангоут не проходил через объем 54 или техническую шахту под реактивным двигателем 51, соответствующий объему, через который проходит реактивный двигатель во время вертикального движения опускания.

Задние полушпангоуты 61а, 61b неподвижно соединены с наружными сторонами продольных нервюр 64а, соответственно 64b, и упомянутые нервюры ограничивают между внутренними сторонами упомянутых нервюр техническую шахту 54, через которую задний реактивный двигатель 51 можно опускать или поднимать во время операций снятия или монтажа.

Продольные нервюры 64а, 64b неподвижно соединены с силовыми шпангоутами 62, 63 и продолжены, нависая, назад за задний силовой шпангоут, соответствующий самому заднему силовому шпангоуту, таким образом, чтобы передавать усилия от задних полушпангоутов 61а, 61b, на которых шарнирно установлены рули 6а, 6b фюзеляжа.

Как показано на фиг. 6а, гондола 53 содержит подвижные капоты 532, 533, по меньшей мере, сзади конструкции воздухозаборника 531 и конструкции реактивного сопла 534 двигателя.

Предпочтительно подвижные капоты 532, 533 шарнирно установлены на уровне балки 632 таким образом, чтобы их можно было поднимать во время операций обслуживания.

На нижней поверхности заднего фюзеляжа 23 между продольными нервюрами 64а, 64b подвижные крышки 233, например, шарнирно установленные на уровне упомянутых продольных нервюр, закрывают в первом так называемом закрытом положении, показанном на фиг.3d, техническую шахту 54 и обеспечивают аэродинамическую непрерывность фюзеляжа, а во втором так называемом открытом положении, показанном на фиг. 6b, открывают техническую шахту, обеспечивая прохождение двигателя между положениями 51 и 51' двигателя, показанными на фиг. 6а, или обеспечивая доступ снизу к нижним частям двигателя, в частности, для операций, которые невозможно осуществлять без такого доступа.

В варианте выполнения, показанном на фиг. 7а и 7b, в задней части фюзеляжа 23 расположена подвижная убирающаяся конструкция 55.

Убирающаяся конструкция 55 имеет ширину, по существу равную расстоянию, разделяющему продольные нервюры 64а, 64b, то есть ширине технической шахты 54, и может занимать, по меньшей мере, два положения.

В первом положении, называемом убранным, показанным на фиг.7а, убирающаяся конструкция 55 находится внутри фюзеляжа, а во втором положении, называемом выдвинутым, упомянутая убирающаяся конструкция выходит сзади заднего конца фюзеляж, точнее, по существу горизонтально и под задним реактивным двигателем 51, как показано в верхней проекции на фиг. 7b.

Убирающаяся конструкция 55 перемещается, например, на боковых направляющих 551.

В положении, показанном на фиг. 7а, убирающаяся конструкция 55 находится под задним реактивным двигателем 51 на уровне технической шахты 54 в первом убранном положении, которое, в случае необходимости, позволяет оператору, производящему техническое обслуживание двигателя, работать в условиях безопасности, в частности, при открытых подвижных крышках 233.

Предпочтительно упомянутая убирающаяся конструкция имеет также, по меньшей мере, второе убранное положение, в котором техническая шахта остается открытой для операций монтажа и снятия заднего реактивного двигателя 51 и для обеспечения доступа к нижним частям двигателя. Такое второе убранное положение получают, когда убирающаяся конструкция 55 находится в положении, выдвинутом вперед в пространство, заключенное между технической шахтой 54 и задним герметичным дном 232, которое становится доступным за счет продолжения боковых направляющих 551 в направлении упомянутого заднего герметичного дна, как показано на фиг. 7а.

Предложенное выполнение самолета имеет целый ряд преимуществ по сравнению с расположением заднего двигателя по оси фюзеляжа.

Комбинация фюзеляжа с оперением типа «хвост трески» и заднего двигателя позволяет получить самолет с негерметизированной задней частью фюзеляжа ограниченной длины, и реактивный двигатель остается доступным и легко демонтируемым при операциях технического обслуживания.

Частично встроенный двигатель позволяет реализовать более компактные и, следовательно, более легкие конструкции и уменьшить смачиваемую поверхность гондолы и, следовательно, уменьшить аэродинамическое лобовое сопротивление.

Шум, производимый задним реактивным двигателем 51, закрывается в передней части со стороны воздухозаборника фюзеляжем, учитывая уплощенную форму верхней части фюзеляжа в зоне воздухозаборника, и за счет того, что реактивный двигатель частично встроен в фюзеляж, а производимый шум, показанный на фиг. 7b в виде направлений распространения 57, в задней части со стороны сопла реактивного двигателя закрывается убирающейся конструкцией 55, выдвигающейся назад, когда она находится в выдвинутом положении, когда самолет находится рядом с землей.

Таким образом, самолет в соответствии с настоящим изобретением является менее шумным при данной общей тяге, чем известный самолет.

В варианте выполнения самолета в соответствии с настоящим изобретением задний реактивный двигатель является двигателем такой же модели, что и другие реактивные двигатели, установленные под крылом, чтобы обеспечить максимальную стандартизацию силовой установки.

В другом варианте выполнения задняя силовая установка содержит реактивный двигатель с тягой, превышающей тягу реактивных двигателей под крылом самолета, что улучшает самолет в соответствии с настоящим изобретением в плане акустики, снижая необходимую тягу двигателей под крылом, которые не используют звуковую защиту фюзеляжа, и что за счет возможного уменьшения размеров реактивных двигателей под крылом позволяет уменьшить высоту шасси самолета и, следовательно, их массу.

В варианте, не представленном в описании, задняя силовая установка содержит два расположенных рядом друг с другом реактивных двигателя, при этом размеры фюзеляжа, в частности ширина и шпангоуты двигателей, адаптированы для этой конфигурации.

1. Самолет (1), содержащий фюзеляж (2), содержащий, по меньшей мере, одно крыло (3), закрепленное на фюзеляже между передним концом и задним концом (25) упомянутого фюзеляжа, при этом фюзеляж (2) содержит по существу цилиндрическую центральную часть (21) и заднюю изменяющуюся часть (23), сопряженную с упомянутой центральной частью на уровне сечения (231) сопряжения, на которой закреплено вертикальное оперение (4) и на которой закреплена задняя силовая установка (50) по существу на уровне вертикальной плоскости симметрии XZ фюзеляжа (2), отличающийся тем, что в задней изменяющейся части (23) максимальная высота каждого сечения фюзеляжа уменьшается назад таким образом, что задний конец (25) фюзеляжа образует заднюю кромку заднего конца (25) фюзеляжа шириной L, максимальная ширина каждого сечения фюзеляжа непрерывно увеличивается, при этом упомянутая максимальная ширина увеличивается назад или является локально постоянной, от максимальной ширины сечения (231) сопряжения до ширины L, превышающей упомянутую максимальную ширину сечения сопряжения, задний реактивный двигатель (51) задней силовой установки (50) расположен в задней части (23) фюзеляжа таким образом, что нижняя часть заднего реактивного двигателя (51) на уровне максимального диаметра упомянутого заднего реактивного двигателя находится частично внутри фюзеляжа, и верхняя часть упомянутого заднего реактивного двигателя находится над фюзеляжем в полувстроенной конфигурации, задняя силовая установка (50) содержит гондолу (53), формы которой сопрягаются с задней частью (23) фюзеляжа с каждой стороны упомянутой гондолы.

2. Самолет по п. 1, в котором задняя часть (23) фюзеляжа содержит с каждой стороны задней силовой установки (50) руль (6а, 6b) фюзеляжа, который шарнирно установлен на фюзеляже вокруг оси, по существу горизонтальной в системе координат самолета, и задняя кромка которого соответствует концу (25) фюзеляжа.

3. Самолет по п. 2, в котором вертикальное оперение (4) содержит два по существу вертикальных киля (41а, 41b), закрепленных на задней части (23) фюзеляжа спереди рулей (6а, 6b) фюзеляжа, при этом каждый киль (41а, 41b) неподвижно соединен с фюзеляжем на борту, соответственно правом и левом самолета, упомянутой задней части фюзеляжа.

4. Самолет по п. 3, в котором лонжероны (42a, 42b, 43a, 43b) килей (41а, 41b) расположены в продольном направлении самолета на задней части (23) фюзеляжа по отношению к заднему реактивному двигателю (51) таким образом, что упомянутые лонжероны находятся за пределами зоны выброса обломков упомянутого реактивного двигателя.

5. Самолет по п. 4, в котором подвижная конструкция (55) имеет, по меньшей мере, одно убранное положение, в котором упомянутая подвижная конструкция находится внутри задней части (23) фюзеляжа, и имеет, по меньшей мере, одно выдвинутое положение, в котором упомянутая подвижная конструкция образует удлинение сзади задней кромки фюзеляжа на его заднем конце (25), по существу в горизонтальной плоскости в системе координат самолета и под задней силовой установкой (50).

6. Самолет по одному из предыдущих пунктов, в котором передний конец заднего реактивного двигателя (51) расположен в продольном направлении самолета сзади герметичного заднего дна (232) кабины фюзеляжа.

7. Самолет по п. 6, в котором задняя часть (23) фюзеляжа содержит сзади заднего дна (232) кабины силовые шпангоуты (62, 63), при этом упомянутые силовые шпангоуты включают в себя шпангоуты (62) килей, выполненные с возможностью восприятия усилий, вводимых в фюзеляж от лонжеронов (42a, 42b, 43a, 43b) килей, и упомянутые силовые шпангоуты включают в себя шпангоуты (63) двигателей, при этом каждый из упомянутых шпангоутов двигателей оборудован в своей верхней части аркой (631), содержащей проем, по существу имеющий размеры воздухозаборника заднего реактивного двигателя (51), при этом упомянутые шпангоуты двигателей расположены спереди заднего реактивного двигателя (51), при этом упомянутые шпангоуты двигателей обладают достаточной конструктивной прочностью, чтобы воспринимать усилия, вводимые в конструкцию фюзеляжа от заднего реактивного двигателя (51).

8. Самолет по п. 7, в котором задний реактивный двигатель (51) подвешен под конструктивной балкой (632), нависающей сзади шпангоутов (63) двигателей, при этом упомянутая конструктивная балка неподвижно соединена с арками (631).

9. Самолет по п. 8, в котором задняя часть (23) фюзеляжа содержит две продольные нервюры (64а, 64b) по существу в вертикальной плоскости в системе координат самолета, неподвижно соединенные, по меньшей мере, с одним силовым шпангоутом (62, 63) и проходящие, нависая, назад от заднего силового шпангоута по существу до заднего конца (25) фюзеляжа, при этом упомянутые нервюры ограничивают между собой под задним реактивным двигателем (51) техническую шахту (54), не содержащую никаких препятствий, через которую упомянутый задний реактивный двигатель можно снимать под действием силы тяжести.

10. Самолет по п. 9, в котором задний шпангоут содержит два наружных участка (61а, 61b), неподвижно соединенных с продольными нервюрами (64а, 64b) со стороны, противоположной технической шахте (54), при этом рули (6а, 6b) фюзеляжа шарнирно установлены на упомянутом заднем шпангоуте.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с двумя воздухозаборниками и мотогондолой, расположенной за углублением, которое ограничено расположенными последовательно друг за другом первой и второй парами плоских площадок.

Изобретение относится к области авиации. Стартовый ускоритель самолета представляет баллон с краном, наполненный водой и сжатым воздухом.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с мотогондолой и двумя воздухозаборниками, расположенными за углублением, которое ограничено первой площадкой, выполненной плоской, и парой вторых площадок, размещенных между первой площадкой и воздухозаборниками силовой установки.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит фюзеляж, хвостовая часть которого снабжена двумя плоскими площадками, размещенными последовательно друг за другом перед воздухозаборниками силовой установки и развернутыми друг относительно друга на тупой угол.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит двигатель, встроенный в хвостовую часть фюзеляжа, прикрепленные снизу к фюзеляжу треугольной формы крылья, имеющие элементы отклонения воздушных потоков, обтекающих верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение и шасси.

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. .

Изобретение относится к многорежимным самолетам. .

Изобретение относится к области авиации. .

Беспилотный летательный аппарат содержит корпус с боковыми воздухозаборными устройствами с воздуховодными каналами и двигательную установку, состоящую из бака с жидким топливом и прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающего камеру сгорания, сообщенную с воздуховодными каналами, стабилизаторы пламени, устанавливаемые в камере сгорания с механизмами установки. Камера сгорания выполнена с теплозащитным покрытием и снабжена зарядом твердого топлива. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит воспламенитель заряда твердого топлива и стартовое реактивное сопло, прикрепленное к выходной части маршевого реактивного сопла с возможностью отделения. Окна воздуховодов на входе в камеру сгорания закрыты заглушками. Стабилизаторы пламени размещены в воздуховодных каналах перед сбрасываемыми заглушками. Механизмы установки стабилизаторов пламени в камеру сгорания выполнены в виде гидроцилиндров, надпоршневые полости которых сообщены с системой подачи жидкого топлива из бака в камеру сгорания. Изобретение направлено на уменьшение времени разгона и увеличение конечной скорости. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации. Способ увеличения подъемной силы крыла самолета основан на создании над верхними плоскостями потока воздуха за счет использования на верхних плоскостях жалюзи, устроенных так, что воздушные полости внутри крыла сообщаются через синхронно с жалюзи управляемыми заслонками со всасывающими полостями турбореактивных двигателей, которые поток воздуха просасывают через жалюзи, создавая при неподвижном самолете над крыльями подвижную воздушную массу. Задние крылья выполняются так, что просасывание воздуха через жалюзи обеспечивается методом эжекции за счет всасывающего действия выхлопных газов через управляемые заслонки между воздушными полостями задних крыльев и зоной выхлопа. 2 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Фюзеляж летательного аппарата содержит носовую часть с кабиной управления и передним шасси, серединную часть с элементами крепления крыльев, хвостовую часть с реактивным двигателем и оперением. Между серединной и хвостовой частями установлены соединительное звено и изогнутая по дуге решетчатая ферма, площадь решетки которой больше площади всасывающего сопла реактивного двигателя. Соединительное звено выполнено полнотелым/пустотелым. Через соединительное звено проложены трубопроводы, электрические кабели для обеспечения работы реактивного двигателя и поворотных элементов оперения. Изобретение направлено на повышение безопасности летательного аппарата. 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области самолетов. Хвостовая часть широкофюзеляжного самолета содержит каркас с обшивкой, оперение с двумя килями и общим крылом, реактивный двигатель, установленный между килями с возвышением над обшивкой каркаса, и кожух. Двигатель установлен соосно с эжектором с возможностью отбора воздуха сверху и с боков хвостовой части фюзеляжа. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы хвостовой части за счет отбора воздуха из зоны над фюзеляжем. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Летательный аппарат состоит из корпуса и двигателя с выхлопным соплом. Корпус включает отсек для укладки парашюта и механизм выброса парашюта, который имеет вход, соединенный с выходом блока управления выбросом парашюта, и связь с подвижной пластиной, связанной с приводом, вход которого соединен с выходом блока управления приводом. Отсек для укладки парашюта размещен в середине верхней части корпуса, выше отсека - подвижной пластины, ниже отсека - блока управления выбросом парашюта. Внизу передней части корпуса введены импульсный двигатель с выхлопным соплом, поворотная секторная пружинная заслонка впереди этого сопла, вертикальная стойка позади заслонки, связанной с ней после поворота. Изобретение направлено на увеличение эффективности торможения. 1 ил.

Изобретение относится к сверхскоростному воздушному судну, а также к способу воздушного передвижения при помощи сверхскоростного воздушного судна. Воздушное судно движется при помощи системы двигателей, состоящей из турбореактивных двигателей (ТВ1, ТВ2), прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ST1, ST2) и ракетного двигателя, которому можно придавать обтекаемую форму закрыванием для снижения лобового сопротивления в фазе полета на крейсерской скорости. Воздушное судно имеет треугольное готическое крыло (А), оборудованное подвижными малыми крыльями (а1, а2) на наружных концах задней кромки треугольного крыла (А). Изобретение направлено на снижение шума. 2 н. и 19 з.п. ф-лы, 21 ил.

Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, крыло с передним наплывом, расположенную над хвостовой частью фюзеляжа силовую установку, снабженную мотогондолой с турбореактивными двигателями и двумя сверхзвуковыми воздухозаборниками с прямоугольной формой поперечного сечения. Вблизи плоскости симметрии самолета между мотогондолой и обшивкой хвостовой части фюзеляжа размещен пилон. Клинья сжатия воздухозаборников размещены вертикально вблизи плоскости симметрии самолета над пилоном. От сечения фюзеляжа, расположенного в месте стыка передней кромки наплыва крыла, фюзеляж самолета выполнен с плавным уменьшением вертикального габаритного размера и плавным увеличением горизонтального габаритного размера. Верхняя и нижняя поверхности обшивки хвостовой части фюзеляжа соединены друг с другом в законцовке фюзеляжа по острой кромке. Изобретение направлено на устранение взаимовлияния сверхзвуковых воздухозаборников и уменьшение расхода топлива. 5 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам. Летательный аппарат содержит корпус, двигательную установку, включающую закрепленные вокруг корпуса в продольном направлении реактивные сопла, и интерцепторы, каждый из которых установлен на периферии соответствующего реактивного сопла за его срезом на поворотной оси, сообщенной с реверсным приводом. Реактивные сопла размещены на корпусе в количестве не менее трех пар. По одному интерцептору размещено в трех парах между реактивными соплами. Реверсный привод каждой поворотной оси выполнен с возможностью периодического введения интерцептора в газовую струю каждого реактивного сопла соответствующей пары. Изобретение направлено на уменьшение количества интерцепторов и их приводов. 7 ил.
Наверх