Дозвуковой пассажирский самолет



Дозвуковой пассажирский самолет
Дозвуковой пассажирский самолет
Дозвуковой пассажирский самолет
Дозвуковой пассажирский самолет
Дозвуковой пассажирский самолет
Дозвуковой пассажирский самолет
Дозвуковой пассажирский самолет

 


Владельцы патента RU 2529309:

Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (RU)

Дозвуковой пассажирский самолет содержит низко расположенное механизированное стреловидное крыло с удлинением λ≥11,5. Стреловидность крыла по линии четверти хорд выполнена в диапазоне от χ=25° до χ=30°. Установочные углы стапельной крутки сверхкритических опорных профилей крыла выполнены изменяющимися по размаху консоли. Каждая консоль крыла установлена под углом поперечного V. Мотогондолы турбореактивных двигателей на пилонах установлены под консолями крыла. По полету ось правого турбореактивного двигателя и его мотогондола (14) расположены относительно плоскости симметрии самолета под положительным углом, ось левого турбореактивного двигателя и его мотогондола (14) расположена относительно плоскости симметрии самолета под отрицательным углом. В вертикальной плоскости симметрии обе мотогондолы - под положительным углом. Наружная поверхность фюзеляжа в средней части выполнена овалообразной. Изобретение направлено на улучшение летно-технических характеристик. 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Изобретение относится к дозвуковым самолетам на 150-180 пассажиров.

Предшествующий уровень техники

Аналогами данного изобретения являются пассажирские самолеты А-320 и Боинг-737.

Ближайшим аналогом данного изобретения является самолет ближне-среднемагистральный по патенту РФ №2384463 (B64C 3/10).

Ближне-среднемагистральный самолет по патенту РФ №2384463, так же как и дозвуковой пассажирский самолет по данной заявке, содержит низко расположенное механизированное стреловидное крыло с удлинением λ≥11,5, стреловидностью по линии четверти хорд χ≥26,5° и со сверхкритическими профилями, расположенными под изменяющимися по размаху консоли установочными углами крутки, два турбореактивных двигателя, мотогондолы которых посредством пилонов установлены под консолями крыла, а также хвостовое оперение с рулями высоты и направления и трехопорное убираемое шасси.

Сочетание конструктивных элементов самолета по патенту РФ №2384463 неоптимально, вследствие чего не обеспечивается достижение наилучших летно-технических характеристик самолета.

Сущность изобретения

Изобретение решает задачу снижения расходов, в том числе топлива, при эксплуатации самолета за счет улучшения его летно-технических характеристик.

Решение поставленной задачи достигается в результате того, что в узкофюзеляжном дозвуковом самолете по данной заявке, содержащем низко расположенное механизированное стреловидное крыло с удлинением λ≥11,5, стреловидностью по линии четверти хорд χ и со сверхкритическими профилями, расположенными под изменяющимися по размаху консоли установочными углами крутки, два турбореактивных двигателя, мотогондолы которых посредством пилонов установлены под консолями крыла, а также хвостовое оперение с рулями высоты и направления и трехопорное убираемое шасси, согласно изобретению установочные углы стапельной крутки сверхкритических опорных профилей крыла выполнены изменяющимися по размаху консоли в диапазоне от φ=3,5° до φ=0,8°, а мотогондолы турбореактивных двигателей - с размерами, соответствующими тяге каждого из них в диапазоне от R=0,14 до R=0,17 максимального взлетного веса самолета при одинаковой степени двухконтурности этих двигателей в диапазоне от m=11,0 до m=12,0, причем наружная поверхность фюзеляжа на участке пассажирского салона выполнена овалообразной.

С той же целью:

- Мотогондолы могут быть установлены на расстояниях: от передней плоскости мотогондолы по ее оси до передней кромки крыла в вертикальной плоскости симметрии мотогондолы - в диапазоне от γ=1,1 до γ=1,2 средней аэродинамической хорды крыла и от оси мотогондолы до хорды крыла в вертикальной плоскости симметрии мотогондолы - в диапазоне от ε=0,25 до ε=0,45 средней аэродинамической хорды крыла.

- По полету ось правого турбореактивного двигателя и его мотогондола 14 расположены относительно плоскости симметрии самолета под положительным углом в диапазоне от µ=1,4° до µ=1,6°, ось левого турбореактивного двигателя и его мотогондола 14 расположены относительно плоскости симметрии самолета под отрицательным углом в диапазоне от µ=1,4° до µ=1,6°, а в вертикальной плоскости симметрии обе мотогондолы - под положительным углом в диапазоне от θ=1,8° до θ=2,2°.

- Сужение крыла может быть выполнено в диапазоне от η=3,0 до η=4,0.

- Средняя аэродинамическая хорда крыла может составлять от bа=0,09 до bа=0,10 его размаха.

- Прямолинейная - корневая и стреловидная задние кромки каждой консоли крыла могут быть сопряжены по кривой, описываемой сплайном третьего порядка.

- Овалообразная наружная поверхность фюзеляжа на участке пассажирского салона может быть выполнена с отношением высоты к ширине в диапазоне от Σ=0,90 до Σ=0,98.

- Ширина прохода на участке пассажирского салона фюзеляжа между креслами может быть выполнена с возможностью прохода пассажира при нахождении в проходе стюардессы или стюарда с тележкой.

Перечень фигур чертежей

В дальнейшем изобретение поясняется конкретными примерами его выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображены:

Фигура 1 - общий вид самолета, вид сбоку.

Фигура 2 - общий вид самолета, вид сверху.

Фигура 3 - общий вид самолета, вид спереди.

Фигура 4 - сечение А-А фиг.2 в увеличенном масштабе, повернуто.

Фигура 5 - график углов полетной крутки профилей крыла по его размаху.

Фигура 6 - график зависимости MKmax-Mкрейс.

Фигура 7 - график зависимости Кбал.у.

Осуществление изобретения

Описываемый пассажирский самолет рассчитан на вместимость от 150 до 180 пассажиров и дальность полета в диапазоне от Н=3500 до Н=5000 км. Самолет содержит низко расположенное относительно фюзеляжа 1 механизированное стреловидное крыло 2.

Крыло 2 выполнено:

- с удлинением λ≥11,5,

- со стреловидностью по линии четверти хорд в диапазоне от χ=25 до χ=30°,

- с сужением в диапазоне от η=3,0 до η=4,0,

- со средней аэродинамической хордой в диапазоне от bа=0,09 до bа=0,10 размаха крыла 2.

Крыло 2 образовано сверхкритическими опорными профилями (не показаны), которые расположены под установочными углами стапельной крутки, изменяющимися по размаху консоли 3 или 4 в диапазоне от φ=3,5° до φ=0,8°.

Консоль 3 или 4 крыла 2 установлена под углом поперечного V в диапазоне от ψ=4,5° до ψ=5,5°.

Прямолинейная - корневая 5 и стреловидная 6 задние кромки консоли 3 или 4 крыла 2 сопряжены по кривой 7, описываемой сплайном третьего порядка.

Механизация консоли 3 или 4 крыла 2 включает элерон 8, секционированные предкрылки 9, воздушные тормоза 10, интерцепторы 11 и закрылки 12.

Наружная поверхность фюзеляжа 1 на участке 13 пассажирского салона выполнена овалообразной с отношением высоты к ширине в диапазоне от Σ=0,90 до Σ=0,98.

Ширина прохода на участке 13 пассажирского салона фюзеляжа 1 между креслами выполнена с возможностью прохода пассажира средней комплекции при нахождении в проходе стюардессы с тележкой (фигура 4).

Самолет содержит два турбореактивных двигателя (не показаны) с одинаковой степенью двухконтурности в диапазоне от m=11,0 до m=12,0 и тягой каждого из них в диапазоне от R=0,14 до R=0,17 максимального взлетного веса самолета.

Мотогондолы 14 турбореактивных двигателей выполнены с размерами, соответствующими степени двухконтурности и тяге турбореактивных двигателей, и посредством пилонов 15 установлены под консолями 3 и 4 крыла 2 на расстояниях:

- от оси мотогондолы 14 до плоскости симметрии самолета - в диапазоне от ρ=0,30 до ρ=0,35 размаха крыла 2,

- от передней плоскости мотогондолы 14 по ее оси до передней кромки консоли 3 или 4 крыла 2 в плоскости установки мотогондолы 14 - в диапазоне от γ=1,1 до γ=1,2 средней аэродинамической хорды крыла 2,

- от оси мотогондолы 14 до хорды консоли 3 или 4 крыла 2 в плоскости установки мотогондолы 14 - в диапазоне от ε=0,25 до ε=0,45 средней аэродинамической хорды крыла 2 участке 13 фюзеляжа 1.

По полету ось правого турбореактивного двигателя и его мотогондола 14 расположены относительно плоскости симметрии самолета под положительным углом в диапазоне от µ=1,4° до µ=1,6°, ось левого турбореактивного двигателя и его мотогондола 14 расположены относительно плоскости симметрии самолета под отрицательным углом в диапазоне от µ=1,4° до µ=1,6°, а в вертикальной плоскости симметрии обе мотогондолы - под положительным углом в диапазоне от θ=1,8° до θ=2,2°.

Самолет содержит горизонтальное 16 и вертикальное 17 хвостовое оперение с рулями 18 высоты и 19 направления и убираемое на время полета трехопорное шасси - переднее 20 и основное 21.

В процессе полета самолета на крейсерском режиме консоли 3 и 4 крыла 2 под действием набегающего потока воздуха деформируются. Углы крутки сверхкритических опорных профилей из положения установочных углов стапельной крутки по размаху консоли в диапазоне от φ=3,5° до φ=0,8° изменяются в положение полетной крутки, показанное на фигуре 5.

Профилировка крыла обеспечивает (фигура 7) возможность безопасной реализации максимального сбалансированного качества при величине коэффициента аэродинамической подъемной силы Су~0,6 при полете со скоростью М~0,8. Это обеспечивает возможность поднять начальную высоту крейсерского полета с ~10700 м до ~11300 м при скорости полета, соответствующей максимальной дальности полета.

Сочетанием такой деформации с тем, что

- тяга каждого из турбореактивных двигателей составляет от R=0,14 до R=0,17 максимального взлетного веса самолета при одинаковой степени двухконтурности этих двигателей в диапазоне от m=11,0 до m=12,0,

- размеры мотогондол 14 соответствуют тяге и степени двухконтурности двигателей,

- низко расположенное крыло 2 имеет удлинение λ≥11,5 и стреловидность по линии четверти хорд от χ=25° до χ=30°,

достигается высокое аэродинамическое качество при крейсерском полете со скоростью в диапазоне от 0,78 до 0,82 скорости звука, как показано на фигуре 6.

Параметр МКmax является показателем аэродинамического совершенства пассажирского самолета. Одним из основных требований, предъявляемых рынком пассажирских перевозок к перспективным авиалайнерам, является повышение крейсерской скорости полета на максимальной дальности. Повышение параметра МКmax сопровождается уменьшением потребного абсолютного и относительного расхода топлива (Gтопл./Gвзлета) при одинаковых условиях полета. Повышение параметра МКmax приводит к уменьшению взлетной массы самолета и необходимой взлетной тяги при фиксированной тяговооруженности, характерной для данного класса пассажирских самолетов. Это, в свою очередь, приводит к уменьшению необходимой площади крыла, вертикального и горизонтального оперения при одновременном снижении аэродинамических и инерционных нагрузок на планер самолета.

Минимизация снаряженного и взлетного веса самолета при одинаковой транспортной работе обеспечивает снижение прямых эксплуатационных расходов на ~3%.

Увеличение топливной эффективности самолета обеспечивает снижение прямых эксплуатационных расходов на ~4%.

Вследствие обеспечения за счет Су~0,6 при М~0,8 регулярных и безопасных крейсерских полетов в диапазоне высот от Н=11000 м до Н=12500 м, ранее используемых, в основном, только административными самолетами, снижается рабочая нагрузка на авиадиспетчеров и повышается эффективность управления воздушным движением.

Вследствие того, что мотогондолы 14 установлены на расстояниях:

- от передней плоскости по оси мотогондолы 14 до передней кромки консоли 3 или 4 крыла 2 в плоскости симметрии мотогондолы 14 - в диапазоне от γ=1,1 до γ=1,2 средней аэродинамической хорды крыла 2,

- от оси мотогондолы 14 до хорды консоли 3 или 4 крыла 2 в плоскости симметрии мотогондолы 14 - в диапазоне от ε=0,25 до ε=0,45 средней аэродинамической хорды крыла 2,

существенно улучшаются летные характеристики самолета.

Оптимальное взаимное пространственное расположение фюзеляжа 1, крыла 2 и мотогондол 14 минимизирует интерференционные потери, что способствует приросту максимального аэродинамического качества порядка ~1%.

Вследствие того, что наружная поверхность фюзеляжа 1 на участке 13 выполнена овалообразной формы с отношением высоты к ширине в диапазоне от Σ=0,90 до Σ=0,98, существенно улучшаются параметры грузового отсека самолета. Уменьшается время, необходимое для загрузки и разгрузки грузового отсека, и соответственно уменьшается необходимое время оборота самолета в аэропорту.

Вследствие того, что ширина прохода на участке 13 фюзеляжа 1 между креслами выполнена с возможностью прохода пассажира средней комплекции при нахождении в проходе стюардессы или стюарда с тележкой при эксплуатации самолета на земле, существенно повышается комфортность самолета в полете. За счет большей скорости посадки и выхода пассажиров соответственно уменьшается необходимое время оборота самолета в аэропорту.

Вследствие снижения времени обслуживания самолета для повторного вылета обеспечивает увеличение годового налета каждого самолета на ~1%.

1. Дозвуковой пассажирский самолет, содержащий низко расположенное механизированное стреловидное крыло с удлинением λ≥11,5, стреловидностью по линии четверти хорд χ и со сверхкритическими профилями, расположенными под изменяющимися по размаху консоли установочными углами крутки, два турбореактивных двигателя, мотогондолы которых посредством пилонов установлены под консолями крыла, а также хвостовое оперение с рулями высоты и направления и трехопорное убираемое шасси, отличающийся тем, что установочные углы стапельной крутки сверхкритических опорных профилей крыла выполнены изменяющимися по размаху консоли в диапазоне от φ=3,5° до φ=0,8°, мотогондолы турбореактивных двигателей выполнены с размерами, соответствующими тяге каждого из них в диапазоне от R=0,14 до R=0,17 максимального взлетного веса самолета при одинаковой степени двухконтурности этих двигателей в диапазоне от m=11,0 до m=12,0, а наружная поверхность фюзеляжа в средней части выполнена овалообразной.

2. Дозвуковой пассажирский самолет по п.1, отличающийся тем, что мотогондолы турбореактивных двигателей установлены на расстояниях: от передней плоскости мотогондолы по ее оси до передней кромки крыла в плоскости симметрии мотогондолы - в диапазоне от γ=1,1 до γ=1,2 средней аэродинамической хорды крыла и от оси мотогондолы до хорды крыла в плоскости установки мотогондолы - в диапазоне от ε=0,25 до ε=0,45 средней аэродинамической хорды крыла.

3. Дозвуковой пассажирский самолет по п.1, отличающийся тем, что по полету ось правого турбореактивного двигателя и его мотогондола 14 расположены относительно плоскости симметрии самолета под положительным углом в диапазоне от µ=1,4° до µ=1,6°, ось левого турбореактивного двигателя и его мотогондола 14 расположены относительно плоскости симметрии самолета под отрицательным углом в диапазоне от µ= 1,4° до µ=1,6°, а в вертикальной плоскости симметрии обе мотогондолы - под положительным углом в диапазоне от θ=1,8° до θ=2,2°.

4. Дозвуковой пассажирский самолет по п.1, отличающийся тем, что стреловидность крыла по линии четверти хорд выполнена в диапазоне от χ=25° до χ=30°.

5. Дозвуковой пассажирский самолет по п.1, отличающийся тем, что сужение крыла выполнено в диапазоне от η=3,0 до η=4,0.

6. Дозвуковой пассажирский самолет по п.1, отличающийся тем, что средняя аэродинамическая хорда крыла составляет от bа=0,09 до bа=0,10 его размаха.

7. Дозвуковой пассажирский самолет по п.1, отличающийся тем, что каждая консоль крыла установлена под углом поперечного V в диапазоне от ψ=4,5° до ψ=5,5°.

8. Дозвуковой пассажирский самолет по п.1, отличающийся тем, что прямолинейная - корневая и стреловидная задние кромки каждой консоли крыла сопряжены по кривой, описываемой сплайном третьего порядка.

9. Дозвуковой пассажирский самолет по п.1, отличающийся тем, что овалообразная наружная поверхность фюзеляжа на участке пассажирского салона выполнена с отношением высоты к ширине в диапазоне от Σ=0,90 до Σ=0,98.

10. Дозвуковой пассажирский самолет по п.1, отличающийся тем, что ширина прохода на участке пассажирского салона фюзеляжа между креслами выполнена с возможностью прохода пассажира при нахождении в проходе стюардессы или стюарда с тележкой.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкции узла соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла. Узел соединения содержит передний и задний узлы крепления навесной силовой балки к переднему и заднему лонжеронам кессона крыла, между которыми установлена нервюра.

Изобретение относится к устройству крепления авиационного двигателя. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к опорной раме корпуса вентилятора, установленной на пилоне и воздухозаборнике гондолы. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к гондоле для двухконтурного турбореактивного двигателя, силовой установке летательного аппарата и летательному аппарату, содержащему такую силовую остановку.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно, к стойке крепления турбореактивного двигателя летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно - к устройству для воздушного судна, которое содержит крыло и пилон для подвески. .

Изобретение относится к области самолетостроения, более конкретно к устройству крепления двигателя, предназначенному для установки между крылом летательного аппарата и этим двигателем.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхние и нижние аэродинамические поверхности, сходящиеся под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, ограниченные стенками полости, расположенные между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, реактивные двигатели, эжекторы, элементы отклонения стекающих воздушных потоков. Реактивные двигатели и эжекторы установлены между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями. Всасывающие сопла реактивных двигателей и входные отверстия эжекторов сообщаются с полостями, имеющими сверху плоские/выпуклые решетки для входа воздуха. Изобретение направлено на уменьшение аэродинамического сопротивления и увеличение подъемной силы. 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам турбореактивных двигателей. Корпус реактивного двигателя установлен над крылом летательного аппарата и содержит жесткую тонкостенную оболочку с всасывающим и реактивным соплами. Сверху к внешней стороне оболочки прикреплено мини-крыло, создающее аэродинамическую подъемную силу. Достигается увеличение подъемной силы крыла летательного аппарата. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Способ и устройство увеличения аэродинамической подъемной силы самолета с силовой установкой, имеющей сопло, расположенное у задней кромки крыла. Для увеличения подъемной силы самолета с силовой установкой, имеющей сопло в области задней кромки крыла, используют нижнюю внешнюю поверхность сопла, где устанавливают по меньшей мере один аэродинамический щиток, который отклоняют в воздушный поток вокруг самолета. Группа изобретений направлена на снижение аэродинамического сопротивления от вихреобразования. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх