Сверхзвуковой административный самолет



Сверхзвуковой административный самолет
Сверхзвуковой административный самолет
Сверхзвуковой административный самолет
Сверхзвуковой административный самолет
Сверхзвуковой административный самолет
Сверхзвуковой административный самолет

 


Владельцы патента RU 2602130:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А. Чаплыгина" (RU)

Изобретение относится к авиационной технике. Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двигателей, которые разнесены по оконечностям фюзеляжа. Передний двигатель расположен под кабиной экипажа и снабжен центральным воздухозаборником. Задний двигатель с воздухозаборником размещен на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа. Изобретение направлено на повышение безопасности полета при отказе одного из двигателей. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится преимущественно к административным (деловым) самолетам большой дальности полета со сверхзвуковой крейсерской скоростью полета, предназначенным для совершения деловых поездок руководителями государств, муниципальных органов, крупных предприятий, бизнесменов и т.д., а также для экстренной доставки приоритетных грузов.

Известен проект сверхзвукового административного самолета С-21, разработанного в ОКБ им. П.О. Сухого совместно с американской фирмой "Гольфстрим" (см. "Московский международный аэрокосмический салон", Москва, изд-во "Афрус", ИПТК "Логос, 1995 г.). Как указывается в источнике, С-21 имеет взлетный вес около 52 тонн и рассчитан на перевозку 8…10 пассажиров, на дальность до 7400 км. Самолет имеет аэродинамическую компоновку, содержащую фюзеляж, значительно выступающий перед крылом с двойной стреловидностью по передней кромке, цельноповоротное переднее горизонтальное оперение, однокилевое вертикальное оперение и три мотогондолы, две из которых расположены под крылом, а третья - в хвостовой части фюзеляжа.

Известен также сверхзвуковой самолет с крылом большой стреловидности (см. патент США №4828204, 1989 г.), содержащий фюзеляж, передняя секция которого расположена перед крылом, центральная секция конструктивно объединена с крылом, задняя секция фюзеляжа выступает за заднюю кромку крыла. Две гондолы двигателей, установленные на нижней поверхности крыла по обе стороны фюзеляжа, имеют воздухозаборники, расположенные позади передней кромки крыла. Разнесенные по размаху крыла мотогондолы двигателей частично разгружают крыло, однако требуют местное усиление конструкции для восприятия сосредоточенных нагрузок. Разнесенные мотогондолы увеличивают примерно на 20% волновое сопротивление и примерно на 40% сопротивление трения мотогондол, что связано с формой самих мотогондол (площадь миделевого сечения мотогондолы примерно 1,5 раза превышает площадь входа в воздухозаборник) и ростом их смачиваемой поверхности по сравнению с компоновкой двигателей в единой интегрированной мотогондоле. Кроме того, применение разнесенных мотогондол усложняет задачу по обеспечению балансировки самолета при отказе одного из двигателей.

Известен также сверхзвуковой самолет с крылом большой стреловидности (см. патент РФ №2100253, 1997 г.), содержащий фюзеляж, который плавно сопрягается с крылом и с верхней частью мотогондолы и не выступает за сопла двигателей, при этом воздухозаборники расположены под крылом и их передние кромки находятся на расстоянии 0,6-0,8 длины фюзеляжа, отсчитывая от его носка.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению по технической сущности и достигаемому техническому результату является проект сверхзвукового административного самолета С-21, разработанного в ОКБ им. П.О. Сухого совместно с американской фирмой "Гольфстрим" (см. "Московский международный аэрокосмический салон", Москва, изд-во "Афрус", ИПТК «Логос», 1995 г.). Описанный проект принят за прототип изобретения.

Недостатком прототипа является проблема обеспечения необходимой центровки самолета, при размещении в районе центра тяжести пассажирской кабины и необходимого запаса топлива. Для самолета весом 52 тонны необходимо порядка 25÷28 тонн керосина, это топливо займет объем порядка 30÷35 м3, что потребует существенного увеличения миделевого сечения самолета и таким образом увеличит лобовое сопротивление. Цельноповоротное переднее горизонтальное оперение (ПГО) повышает эффективность механизации задней кромки крыла самолета, но вследствие относительно небольшой площади ПГО рост эффективности недостаточный, что не позволяет эффективно уменьшить взлетно-посадочные скорости. Для достижения необходимой подъемной силы на режимах взлета посадки необходимо придавать крылу достаточно большой угол атаки, что вызывает необходимость увеличения высоты стоек шасси, с целью исключить возможность касания хвостовой частью фюзеляжа за поверхность аэродрома. Высокие стойки шасси увеличивают вес конструкции.

Технической задачей изобретения является снижение посадочной скорости самолета, исключение влияния отказа одного из двигателей на балансировку самолета, уменьшение веса конструкции, повышение аэродинамического качества на сверхзвуковой скорости полета.

Технический результат состоит в сохранении относительно малой площади смачиваемой поверхности самолета, низкого уровня волнового сопротивления и относительного малого веса конструкции.

Поставленная задача достигается тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, двигатели разнесены по оконечностям фюзеляжа, причем передний двигатель расположен под кабиной экипажа и снабжен центральным воздухозаборником, задний двигатель с воздухозаборником размещен на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа. Такая компоновка обеспечивает сохранение осесимметричной тяги при отказе одного из двигателей.

Поставленная задача достигается тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, каждый двигатель снабжен устройством поворота вектора тяги на 90° вниз, известной конструкции тем самым обеспечивается прирост подъемной силы самолета, равный примерно максимальной тяге двух двигателей, поворот вектора тяги двух двигателей выполняется на режиме посадки, причем продольная балансировка самолета выполняется при помощи дифференциального отклонения поворотных устройств. Поворот вектора тяги переднего двигателя обеспечивает подъем носовой части фюзеляжа для обеспечения взлетного угла атаки самолета.

Поставленная задача достигается тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, опоры шасси разнесены вдоль фюзеляжа и несут примерно равную нагрузку, причем хвостовые опоры, размещенные в гондолах на стабилизаторе, имеют минимальную высоту, которая гарантированно исключает касание хвостовой части фюзеляжа за поверхность аэродрома, высота носовой опоры определяется безопасным расстоянием от нижней кромки воздухозаборника до поверхности аэродрома.

Поставленная задача достигается тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, внешние законцовки киля-стабилизатора от гондол шасси выполнены поворотными относительно оси X и имеют на хвостовых частях отклоняемые рули. Причем на дозвуковой скорости поворотные кили-стабилизаторы расположены горизонтально, и отклоняемые рули выполняют функцию рулей высоты, на сверхзвуковой скорости поворотные кили-стабилизаторы расположены вертикально и отклоняемые рули выполняют функцию рулей направления.

Таким образом, указанный результат достигается за счет разных групп признаков: установка двигателей максимально разнесенных вдоль фюзеляжа в переднюю и хвостовую часть, причем передний двигатель имеет осесимметричный воздухозаборник, а задний клиновой воздухозаборник на верхней поверхности фюзеляжа, передний и задний двигатели имеют поворотные устройства для отклонения вектора тяги известной конструкции, опоры шасси также разнесены вдоль фюзеляжа и несут примерно равную нагрузку, причем задние опоры размещены в гондолах на неподвижной консоли стабилизатора, снаружи гондол шасси шарнирно установлены поворотные кили-стабилизаторы, которые выполняют разные функции в зависимости от скорости полета.

Заявленная группа технических решений иллюстрируется графическими материалами, где:

на рис. 1 показаны позиции основных конструктивных элементов самолета,

на рис. 2 - вид сверху, в варианте полета на сверхзвуковой скорости,

на рис. 3 - вид сбоку, в варианте полета на сверхзвуковой скорости,

на рис. 4 - вид спереди, в варианте полета на сверхзвуковой скорости,

на рис. 5 - общий вид самолета в варианте полета на сверхзвуковой скорости.

Самолет имеет крыло двойной стреловидности 1 (фиг. 1), фюзеляж большого удлиннения 2, оперение 3, силовую установку из двух турбореактивных двигателей в носовой 4 и хвостовой 5 частях самолета, каждый двигатель оснащен поворотным соплом 6, парные носовые стойки 7 убираются в полете в обтекатели по бокам передней мотогондолы 8, хвостовые опоры шасси 9 убираются в гондолы на законцовках неподвижной части стабилизатора 10, поворотные кили-стабилизаторы 11 шарнирно крепятся к гондолам шасси, топливные баки 12 и 13, основной вход в пассажирскую кабину через центральный откидной трап 14, который располагается в задней части пассажирской кабины, поворотные кили 15 с рулями 16.

Крыло 1 двойной стреловидности имеет минимальную относительную толщину не более 2%, что обеспечивает максимальное аэродинамическое качество на сверхзвуковой скорости.

Фюзеляж 2 относительно большого удлинения (λ,ф≥10) цилиндрической формы эллиптического сечения высота прохода пассажирской кабины 1650 мм ширина кабины 1550 мм. Это позволяет расположить 18 кресел по схеме 1+1 с проходом шириной 381 мм. В кабине экипажа пилоты размещены по схеме тандем, что обеспечивает снижение лобового сопротивления. Фюзеляжные топливные баки 12 и 13 размещены спереди и сзади пассажирской кабины и имеют примерно равную емкость, что обеспечивает стабильную балансировку самолета при любом остатке топлива, возможна балансировка самолета за счет перекачки топлива между баками. Откидной трап 14 пассажирской кабины обеспечивает пассажирам комфортный доступ в кабину и не требует специального наземного трапа.

Хвостовое оперение состоит из неподвижного стабилизатора 3 и двух поворотных килей-стабилизаторов 15, на которых размещены рули 16. В полете со сверхзвуковой скоростью кили-стабилизаторы 15 расположены вертикально и способствуют повышению продольной устойчивости по каналу рысканья, рули 16 управление по рысканью. На дозвуковой скорости кили-стабилизаторы располагаются горизонтально и способствую повышению путевой устойчивости по каналу тангажа.

Силовая установка состоит из двух турбореактивных двигателей 4 и 5, каждый из которых имеет поворотное сопло 6. Тяга двигателей направлена горизонтально на режимах взлета, полета на дозвуковой и сверхзвуковой скоростях; на режиме посадки поворотные сопла создают вертикальную тягу и тем самым способствуют снижению посадочной скорости вплоть до минимально допустимой; также частичное параллельное отклонение сопел в пределах 10°-15° может быть использовано для увеличения высоты полета. При отклонении сопел по отдельности их можно использовать для продольной балансировки самолета без потери качества от отклонения рулей.

Схема шасси на двух передних 7 и двух задних опорах 9 с равномерным распределением нагрузок по опорам обеспечивает взлетно-посадочные характеристики, движение по аэродрому и буксировку тягачом по аэродрому, количество и размеры колес выбраны по принципу минимального размера в лобовой проекции. Отрыв носовых стоек в конце разбега обеспечивается не за счет отклонения руля высоты, как на обычных самолетах, но за счет отклонения сопла носового двигателя. Носовые стойки убираются по полету в обтекатели 8 по бортам мотогондолы, хвостовые стойки убираются в обтекатели 10.

Разработанная схема самолета обеспечивает малую скорость сваливания самолета благодаря отсутствию разворачивающего момента при отказе одного из двух двигателей. Кроме того, поворотные сопла двигателей при повороте на 90° создают вертикальную тягу, которая при работе двигателей на максимальном режиме способна увеличить подъемную силу самолета, что и обеспечивает снижение посадочной скорости до величины эволютивной скорости элеронов. Стойки шасси, разнесенные по оконечностям самолета, обеспечивают "чистую" конструкцию крыла, без нарушения аэродинамики крыла, что способствует повышению величины аэродинамического качества самолета.

Таким образом, удается создать сверхзвуковой административный самолет вместимостью до 20 человек с повышенным уровнем безопасности полета за счет не чувствительности системы управления самолета к отказу одного из двигателей, а также за счет снижения посадочной скорости до величины эволютивной скорости элеронов. Эволютивная скорость элеронов для данного варианта компоновки может составлять величину порядка 100 км/час.

1. Сверхзвуковой самолет, содержащий фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, отличающийся тем, что двигатели разнесены по оконечностям фюзеляжа, причем передний двигатель расположен под кабиной экипажа и снабжен центральным воздухозаборником, задний двигатель с воздухозаборником размещен на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа, что обеспечивает сохранение осесимметричной тяги при отказе одного из двигателей.

2. Сверхзвуковой административный самолет по п. 1, отличающийся тем что каждый двигатель снабжен устройством поворота вектора тяги на 90° вниз, тем самым обеспечивается прирост подъемной силы самолета, равный примерно максимальной тяге двух двигателей, поворот вектора тяги двух двигателей выполняется на режиме посадки, причем продольная балансировка самолета выполняется при помощи дифференциального отклонения поворотных устройств, при этом на взлете поворот вектора тяги переднего двигателя обеспечивает подъем носовой части фюзеляжа для обеспечения взлетного угла атаки самолета.

3. Сверхзвуковой административный самолет по п. 1, отличающийся тем, что опоры шасси разнесены вдоль фюзеляжа и несут примерно равную нагрузку, причем хвостовые опоры, размещенные в гондолах на стабилизаторе, имеют минимальную высоту, которая гарантированно исключает касание хвостовой части фюзеляжа за поверхность аэродрома, а высота носовой опоры определяется безопасным расстоянием от нижней кромки воздухозаборника до поверхности аэродрома.

4. Сверхзвуковой административный самолет по п. 1, отличающийся тем, что внешние законцовки киля-стабилизатора от гондол шасси выполнены поворотными относительно оси X и имеют на хвостовых частях отклоняемые рули, причем на дозвуковой скорости поворотные кили-стабилизаторы расположены горизонтально, и отклоняемые рули выполняют функцию рулей высоты, на сверхзвуковой скорости поворотные кили-стабилизаторы расположены вертикально и отклоняемые рули выполняют функцию рулей направления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам управления самолетом. Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета состоит из рабочей части и командной системы.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к системам управления самолетом. Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета состоит из рабочей части и командной системы.

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой самолет с крыльями замкнутой конструкции (ССКЗК) имеет планер с передним горизонтальным оперением, два киля, низко расположенное переднее крыло, имеющее концевые крылышки, соединенные по дуге с концами высокорасположенного заднего крыла, корневые части которого соединены с концами отклоненных наружу килей, фюзеляж и турбореактивные двухконтурные двигатели (ТРДД).

Крыло с естественным ламинарным обтеканием для сверхзвукового летательного аппарата, в котором форма поперечного сечения крыла в направлении по хорде крыла в каждой точке по размаху крыла выбирается таким образом, что кривизна вблизи передней кромки имеет заранее заданное значение 1/3 или менее по сравнению с нормальной формой поперечного сечения в области линейного элемента 0,1% длины хорды крыла.

Летательный аппарат по каждому из вариантов содержит фюзеляж, сверхзвуковые крылья, топливные баки, двигатель и шасси. Первый вариант снабжен дозвуковыми отстреливающимися крыльями в комбинации со сверхзвуковыми крыльями.

Изобретение относится к многорежимным самолетам и касается многорежимных сверхманевренных самолетов с крейсерским полетом на сверхзвуковой скорости и малым уровнем заметности в радиолокационном диапазоне.

Группа изобретений относится к формированию систем ИСЗ с некомпланарными орбитами. Способ включает одновременное выведение группы ИСЗ ракетой-носителем (РН).

Изобретение относится к тепловой защите летательных аппаратов. Крыло гиперзвукового летательного аппарата включает катод, состоящий из внешней оболочки крыла, анод, состоящий из слоя восприятия электронов и токопроводящей подложки анода.

Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта имеет конусообразную форму тела с низким сопротивлением, симметричную относительно центральной оси, и элемент деформации, имеющий волнообразную форму.

Изобретение относится к области авиационной техники. Треугольное крыло сверхзвукового летательного аппарата имеет вершину и центральную хорду, расположенные в плоскости симметрии крыла, прямолинейные передние кромки, выходящие из вершины, заднюю кромку, расположенную в перпендикулярной к центральной хорде плоскости, и неплоскую срединную поверхность, ограниченную передними и задней кромками.

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.
Наверх