Магистральный пассажирский самолет на криогенном топливе



Магистральный пассажирский самолет на криогенном топливе
Магистральный пассажирский самолет на криогенном топливе

 


Владельцы патента RU 2614443:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") (RU)

Изобретение относится к авиационной технике. Магистральный пассажирский самолет на криогенном топливе состоит из фюзеляжа, стреловидного крыла большого удлинения, хвостового оперения, двигателей, расположенных на фюзеляже. Фюзеляж имеет две параллельные пассажирские кабины, между которыми размещен отсек для бака криогенного топлива. Высота бака в поперечном сечении, образованном окружностями с перемычками, равна высоте поперечного сечения пассажирских кабин. В передней части фюзеляжа размещены кабина экипажа и пассажирский салон первого класса. Центроплан низкорасположенного крыла, снабженного механизацией, размещают под полом пассажирских кабин и баковым отсеком. В нижней части фюзеляжа вне зоны центроплана крыла размещены отсеки для грузовых контейнеров. Турбореактивные двигатели размещены на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа с возможностью отбора пограничного слоя фюзеляжа в контур низкого давления двухконтурных двигателей. Бак криогенного топлива в продольном направлении разделен на две емкости. Изобретение направлено на повышение летно-технических характеристик. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано при разработке магистральных пассажирских самолетов большой дальности полета, использующих криогенное топливо. Для предотвращения интенсивного испарения криогенного топлива, находящегося при температуре кипения (20 K - 110 K), топливные баки должны иметь теплоизоляционное покрытие. Более того, в отличие от керосина, который может быть размещен в любой полости конструкции, не занятой аппаратурой или полезной нагрузкой, для снижения теплопритоков к криогенному топливу требуется минимизировать отношение внешней поверхности баков S к их объему V , что ограничивает допустимые формы бака.

При размещении на самолете криогенного топлива необходимо также обеспечить выполнение требования «Норм летной годности» (АП-25, FAR-25, JAR-25) по обеспечению прочности самолета (в частности, бака криогенного топлива) при нелокализованном обрыве лопаток компрессора или турбины двигателей и предусмотреть компоновочные меры, снижающие опасность повреждения конструкции топливного бака или его изоляции при аварийной посадке с убранным шасси. При использовании криогенного (в частности, жидководородного) топлива величина потребного для достижения заданной дальности полета запаса (относительной массы) топлива дальнего самолета составляет . При этом объем баков для топлива, имеющего плотность ниже плотности керосина, примерно равен объему пассажирской кабины.

Известна схема регионального самолета, использующего в том числе криогенное топливо, с двумя баками, расположенными на крыле (патент на изобретение №2099248, 1995 г., МПК B64C 39/08). Размещение двух топливных баков на крыле с центром масс вблизи оси жесткости крыла (и центра масс самолета без топлива) вызывает проблемы аэроупругости, связанные с упругими деформациями как самого бака, так и крутильными деформациями крыла. При использовании в качестве второй опоры горизонтального оперения для повышения жесткости всей конструкции центр масс топлива смещается назад, вызывая проблемы балансировки. Компоновка с двумя баками, размещенными от фюзеляжа на расстоянии, обеспечивающем эвакуацию пассажиров при аварийной посадке, ухудшает управляемость самолетом вследствие возрастания его моментов инерции.

Известен средний магистральный самолет Ту-206 (В. Ригмант. Под знаками "АНТ" и "ТУ". Авиация и космонавтика, 2009, №9), содержащий крыло большого удлинения, снабженное механизацией, фюзеляж, вертикальное и горизонтальное оперение с органами управления, силовую установку, шасси. Размещение единственного бака жидководородного топлива на верхней части фюзеляжа над пассажирской кабиной, как предлагается в проекте этого самолета, для дальнего самолета большой пассажировместимости приводит практически к удвоению площади миделевого сечения и высоты фюзеляжа, поскольку диаметр бака мало отличается от диаметра фюзеляжа исходного самолета, снижению аэродинамического качества, ухудшению устойчивости и управляемости самолетом в путевом канале вследствие возрастания производной аэродинамического момента рысканья , усложнению обслуживание бака в эксплуатации и снижению безопасности при нелокализованном разрушении двигателя.

Величина площади миделя дальнего магистрального широкофюзеляжного самолета большой пассажировместимости с двухпроходной пассажирской кабиной при размещении по восемь-десять кресел в ряд (например, самолеты Ил-96-300, Боинг-747) в значительной степени определяется использованием кругового поперечного сечения фюзеляжа. В этом случае значительная часть площади поперечного сечения фюзеляжа, расположенная над пассажирской кабиной и ниже пола пассажирской кабины, используется нерационально.

Задачей настоящего изобретения является разработка компоновочной схемы магистрального самолета большой дальности полета, использующего криогенное топливо малой плотности.

Технический результат состоит в повышении аэродинамического качества самолета и безопасности полета, увеличении эффективности механизации крыла, улучшении эксплуатационных характеристик самолета и уменьшении разности температурных деформаций бака и фюзеляжа.

Технический результат достигается тем, что магистральный пассажирский самолет на криогенном топливе, содержащий крыло большого удлинения, снабженное механизацией, фюзеляж, вертикальное и горизонтальное оперение с органами управления, силовую установку, топливные баки, шасси, содержит две параллельные, соединенные между собой переходами пассажирские кабины, между которыми размещен отсек для бака с криогенным топливом, высота сечения которого равна высоте сечения пассажирских кабин, а центроплан крыла размещен под полом пассажирских кабин и баковым отсеком, причем вне зоны центроплана крыла в нижней части фюзеляжа размещены отсеки для грузовых контейнеров, а турбореактивные двигатели размещены в хвостовой части фюзеляжа.

Технический результат достигается также тем, что в магистральном пассажирском самолете на криогенном топливе турбореактивные двигатели размещаются на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа пакетом по три или четыре штуки с возможностью отбора пограничного слоя фюзеляжа в контур низкого давления двухконтурных двигателей.

Кроме того, технический результат достигается тем, что в магистральном пассажирском самолете на криогенном топливе топливный бак разделен в продольном направлении на два отсека, а форма поперечного сечения выполнена в виде трех пересекающихся окружностей с перемычками.

На фиг. 1 изображена компоновочная схема самолета.

На фиг. 2 изображено поперечное сечение фюзеляжа.

Самолет имеет механизированное крыло большого удлинения, фюзеляж, хвостовое оперение, силовую установку из двухконтурных двигателей. Шасси самолета крепится к фюзеляжу.

Фюзеляж самолета включает две параллельные пассажирские кабины 1 экономического или туристического класса, между которыми размещен отсек для бака криогенного топлива 2 (фиг. 1). Под палубой 3 (фиг. 2), на которую опираются пол пассажирских кабин и отсек топливного бака, размещаются центроплан крыла и два (передний и задний) отсека 4 для грузовых контейнеров 5. В носовой части фюзеляжа размещаются кабина экипажа 6 и салон 1-го класса 7. Пассажирские кабины соединяются переходами 8 для обеспечения эвакуации пассажиров при аварийной посадке. Главные опоры шасси 9 убираются в фюзеляж.

Изменение формы поперечного сечения фюзеляжа при сохранении размеров бака и уровня комфорта пассажиров приводит к уменьшению суммарной площади миделя, уменьшение диаметра кабины снижает величину напряжений в оболочке, вызванных действием избыточного давления в кабине, что повышает безопасность полета.

Форма поперечного сечения фюзеляжа, близкая к овалу, с отношением вертикальной оси к горизонтальной, например, 1:4, улучшает несущие свойства фюзеляжа, т.к. при этом производная коэффициента подъемной силы по углу атаки возрастает по сравнению с круговым поперечным сечением (К.П. Петров. Аэродинамика элементов летательных аппаратов. М., Машиностроение, 1985, с. 272), что повышает аэродинамическое качество самолета, а следовательно, дальность полета.

Форма поперечного сечения бака 2 криогенного топлива образована тремя пересекающимися окружностями, в частности равного диаметра, с перемычками, обеспечивающими безмоментное напряженнодеформированное состояние оболочки под действием избыточного внутреннего давления. Бак криогенного топлива в продольном направлении разделен на две емкости для уменьшения разности температурных деформаций бака и фюзеляжа. Высота бака определяется высотой пассажирских кабин. Поскольку для всех пассажирских самолетов обязательно требование размещения стандартных грузовых авиационных контейнеров, в сечении под отсеком топливного бака размещаются по два контейнера 5, например, типа LD-3. Силовую основу фюзеляжа в данной компоновке образуют лонжероны, обеспечивающие совместную работу герметичных оболочек пассажирских кабин, отсека топливного бака и грузовых отсеков. Балки, ограничивающие грузовые отсеки, служат опорами топливного бака. Грузовой отсек, размещенный под отсеком топливного бака, снижает вероятность катастрофического разрушения бака при посадке самолета с убранным шасси, что повышает безопасность пассажиров.

Турбореактивные двигатели 10 силовой установки размещаются в хвостовой части пакетом на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа, в частности, с возможностью отбора пограничного слоя фюзеляжа в контур низкого давления двухконтурных двигателей, что повышает аэродинамическое качество. Такое расположение двигателей обеспечивает безопасность пассажиров и топливного бака при нелокализованном разрушении двигателя.

При размещении в ряду каждой из пассажирских кабин по четыре кресла длины бака и пассажирских кабин экономического класса с шагом кресел, соответствующим классу дальних самолетов (810 мм), близки по величине. Таким образом, достигается пассажировместимость дальнего самолета.

Ширина фюзеляжа близка к рациональной величине колеи шасси, что позволяет разместить ниши убранного положения шасси в боковинах фюзеляжа. Это, как и отсутствие на крыле элементов силовой установки, позволяет повысить эффективность механизации крыла и улучшает эксплуатационные характеристики самолета.

1. Магистральный пассажирский самолет на криогенном топливе, содержащий крыло большого удлинения, снабженное механизацией, фюзеляж, вертикальное и горизонтальное оперение с органами управления, силовую установку, топливные баки, шасси, отличающийся тем, что содержит две параллельные, соединенные между собой переходами пассажирские кабины, между которыми размещен отсек для бака с криогенным топливом, высота сечения которого равна высоте сечения пассажирских кабин, а центроплан крыла размещен под полом пассажирских кабин и баковым отсеком, причем вне зоны центроплана крыла в нижней части фюзеляжа размещены отсеки для грузовых контейнеров, а турбореактивные двигатели размещены в хвостовой части фюзеляжа.

2. Магистральный пассажирский самолет по п. 1, отличающийся тем, что турбореактивные двигатели размещаются на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа пакетом по три или четыре штуки с возможностью отбора пограничного слоя фюзеляжа в контур низкого давления двухконтурных двигателей.

3. Магистральный пассажирский самолет по п. 1, отличающийся тем, что топливный бак разделен в продольном направлении на два отсека, а форма поперечного сечения выполнена в виде трех пересекающихся окружностей с перемычками.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к активной тепловой защите теплонапряженных элементов конструкции летательного аппарата (ЛА), управлению его обтеканием и работой силовой установки.

Изобретение относится к средствам заправки двигательных установок космических аппаратов газами большой плотности. .

Изобретение относится к средствам заправки газами большой плотности, преимущественно емкостей двигательных установок космических аппаратов. .

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к средствам перекачки и заправки в емкости криогенной жидкости. .

Изобретение относится к самолетостроению, а именно к авиационной технике со средствами заправки топливных баков криогенной жидкостью или сжиженным природным газом (СПГ), и может быть использовано в других отраслях машиностроения.

Изобретение относится к космической технике и предназначено преимущественно для многоразовых космических аппаратов с двигательными установками, топливные баки которых используются по иному, помимо основного назначения, в частности - для торможения аппаратов при полете в атмосфере.

Изобретение относится к топливным системам многодвигательных самолетов, использующих криогенное топливо. .

Изобретение относится к области транспортного машиностроения и может быть использовано преимущественно в авиации для безопасного дренирования паров криогенного топлива с самолета, особенно при использовании в качестве топлива жидкого водорода, метана или сжиженного природного газа.

Изобретение относится к областям техники, использующими криогенные жидкости, в частности к средствам заправки криогенного топлива в авиационной технике и может быть использовано в других отраслях машиностроения.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к средствам обеспечения заправки и дренажа криогенных топливных систем летательных аппаратов со специальными видами топлива, и может быть использовано в других областях машиностроения.

Изобретение относится к конструкционному материалу для изготовления элементов конструкции на основе пластика, армированного углеводородным волокном, топливного бака, основного крыла и летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиации. .

Ракета // 2438932
Изобретение относится к космонавтике. .

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.

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.
Наверх