Грузопассажирский самолет местных и региональных линий с расширенными возможностями базирования

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет содержит несущий фюзеляж овального поперечного сечения, верхнерасположенное прямое подкосное крыло большого удлинения, хвостовое V-образное оперение, консоли которого установлены по бокам в хвостовой части фюзеляжа, силовую установку с разделенными контурами, состоящую из двух турбовальных двигателей с выносными закапотированными соосными винтовентиляторами. Двигатели расположены внутри хвостовой части фюзеляжа и снабжены гидронасосами для передачи крутящего момента через гидротрансмиссию к винтовентилятам, приводимым во вращение соответствующими гидромоторами. Закапотированные соосные винтовентиляторы размещены на верхней поверхности в хвостовой части несущего фюзеляжа между консолями V-образного оперения. Изобретение направлено на снижение удельного расхода топлива, повышение безопасности при отказе одного из двигателей. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке самолетов местных и региональных воздушных линий пассажировместимостью 20-30 и более мест.

Известны схемы самолетов местных воздушных линий с двумя поршневыми или турбовинтовыми двигателями, расположенными на крыле. Нормы летной годности гражданских легких самолетов (АП-23, FAR-23) требуют обеспечения клиренса между землей и воздушным винтом при обжатой амортизации шасси не менее 228 мм. Это требование может быть выполнено при использовании компоновочной схемы высокоплан (например, Ан-38), что приводит к увеличению площади миделевого сечения фюзеляжа и снижению плавучести самолета при посадке на воду или в схеме низкоплан (например, Fairchild "Metro" 23) при увеличении поперечного V крыла с одновременным увеличением расстояния от плоскости симметрии самолета до оси вращения винта и высоты стоек шасси (см. интернет-сайт www.avia-museum.narod.ru). Известны также схемы региональных самолетов с силовой установкой из двух или более двигателей в гондолах, размещенных на фюзеляже за крылом (см. патенты РФ №2244660, В64С 1/00, 2003 г., №2382718, В64С 1/00, 2008 г.) и самолет Як-40.

Недостатком самолетов с двигателями, размещенными на крыле, является ухудшение пилотажных характеристик при отказе одного из двигателей, вызванное несимметричностью тяги и несимметричностью аэродинамических характеристик консолей крыла при изменении обдувки струями винтов. Это приводит к повышению уровня аварийности на взлетно-посадочных режимах. При базировании на грунтовых ВПП возможно попадание посторонних предметов и грязи из-под колес шасси в воздухозаборники двигателей и воздушные винты. Для самолетов с двигателями, размещенными по бокам фюзеляжа, это также актуально. Например, в руководстве по летной эксплуатации самолета Як-40 указано на недопустимость его эксплуатации на влажной грунтовой ВГШ.

Известен проект грузопассажирского самолета МВЛ М-60ГП с прямым крылом большого удлинения, несущим фюзеляжем овального поперечного сечения и V-образным хвостовым оперением, консоли которого установлены по обеим сторонам от силовой установки, размещенной на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа. Защищенность двигателей широким фюзеляжем от засасывания посторонних предметов обеспечивает возможность базирования на малоподготовленных и грунтовых ВПП. Отказ одного из двигателей не приводит к возникновению значительных кренящих и разворачивающих моментов (см. Техника воздушного флота №1, 2016 г. стр. 32-40). Данный самолет принят за прототип.

Недостатком прототипа является то, что при размещении двигателей в объединенной спаренной мотогондоле, существует вероятность повреждения второго двигателя нелокализованными осколками или огнем от отказавшего мотора.

Кроме того на взлетно-посадочных режимах полета, характеризующихся повышенными значениями углов атаки и скольжения, возможно негативное взаимовлияние воздухозаборников и попадание пограничного слоя с фюзеляжа в двухконтурные газотурбинные двигатели, приводящие к ухудшению устойчивости и эффективности их работы.

Задачей и техническим результатом изобретения являются разработка самолета местных и региональных воздушных линий с высокими уровнями несущих свойств, аэродинамического качества и топливной эффективности, с расширенными возможностями базирования, обеспечивающего повышенную безопасность при отказе одного из двух двигателей путем применения разнесенной относительно плоскости симметрии самолета силовой установки с раздельными контурами и гидротрансмиссией для передачи крутящего момента к закапотированным винтовентиляторам для исключения возможности возникновения неблагоприятных боковых моментов и снижения вероятности повреждения работающего двигателя элементами отказавшего, а также повышение комфорта за счет применения двухпроходной компоновки салона, при сниженных уровнях шума и вибрации в кабине.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, самолет местных и региональных воздушных линий с расширенными возможностями базирования, содержащий несущий фюзеляж овального поперечного сечения, высокорасположенное крыло, хвостовое V-образное оперение, силовую установку, имеет силовую установку, состоящую из двух турбовальных двигателей с гидронасосами, симметрично расположенных внутри фюзеляжа и разнесенных друг относительно друга, четырех закапотированных соосных винтовентиляторов с гидродвигателями, размещенных на верхней поверхности в хвостовой части несущего фюзеляжа, между консолями V-образного оперения и гидротрансмиссии, обеспечивающей передачу крутящего момента от турбовальных двигателей к вентиляторам.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, самолет имеет подкосное крыло большого удлинения λ=16…20, обеспечивающее, наряду с несущим фюзеляжем, увеличение суммарной подъемной силы и аэродинамического качества, возрастающих при работе силовой установки за счет отсоса пограничного слоя с несущего фюзеляжа и «V»-образного оперения.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что колеса основной стойки шасси имеют привод от общей гидротрансмиссиия, что позволяет самолету самостоятельно выполнять рулежку по взлетной полосе.

На рис. 1 показан общий вид предлагаемого самолета в трех проекциях и аксонометрии. На рис. 2 - компоновочная схема пассажирского салона самолета на 20 пассажиров со служебными помещениями. На рис. 3 - компоновочные схемы пассажирского салона на 24, 30, 34 пассажиров, а также грузопассажирский вариант. На рис. 4 - сравнение габаритных размеров предлагаемого самолета с самолетом Як-40, имеющим одинаковое назначение и близкую пассажировместимость.

Самолет имеет (рис. 1) подкосное крыло большого удлинения 1 с топливными баками 2, несущий фюзеляж овального поперечного сечения 3 с рулями высоты 4, V-образное хвостовое оперение 5 с рулями направления 6, силовую установку, состоящую из двух турбовальных двигателей 7 и четырех выносных закапотированных соосных винтовентиляторов 8.

Пассажирский салон (рис. 2) включает в себя пассажирские кресла 9, кухню 10, туалет 11, багажные отсеки 12 и гардероб 13, основной вход-выход 14 и аварийные выходы 15.

Грузопассажирский вариант (рис. 3) имеет отклоняемую аппарель 16.

Остальные компоненты и функциональные системы условно не показаны.

Прямое подкосное крыло 1 большого удлинения λ=16…20 трапециевидной формы в плане позволяет обеспечить высокие несущие свойства и аэродинамическое качество за счет малого индуктивного и волнового сопротивления до скорости полета, соответствующей М=0,7…0,75, при использовании современных суперкритических профилей с относительными толщинами 10…14%. Подкосная схема позволяет снизить вес крыла большого удлинения и уменьшить мидель корневых зализов крыла.

Несущий фюзеляж 3 создает подъемную силу до 25% от общей, обеспечивает защищенность двигателей от засасывания посторонних предметов с поверхности ВИН, экранирует шум от двигателей, способствует простоте уборки шасси повышенной проходимости с увеличенным диаметром и шириной колес, снижению массы шасси за счет использования более коротких стоек и силового пути передачи нагрузок, а также повышает плавучесть самолета при аварийной посадке на воду.

Широкий фюзеляж овального поперечного сечения с шириной ~4,2 м позволяет размесить в пассажирской кабине от 20 до 34 кресел 9 по двух-проходной схеме 2+2+2 с шириной проходов 390-420 мм и при высоте салона ~1,85 м, а также расположить кухню 10, туалет 11, два багажных отсека 12 и гардероб 13, т.е. обеспечить комфорт близкий или превосходящий комфорт магистральных самолетов.

Наличие основных выходов 14 в передней и двух аварийных выходов 15 в средней части пассажирской кабины облегчает эвакуацию пассажиров при аварийной посадке.

Широкая закабинная часть несущего фюзеляжа позволяет разместить на нижней поверхности отклоняемую аппарель 16 для удобства загрузки габаритных грузов, в том числе двух легковых автомобилей повышенной проходимости.

Хвостовое V-образное оперение 5 участвует в обеспечении путевой и продольной устойчивости, способствует экранированию шума от винтовентиляторов в боковых направлениях. Рули V-образного оперения 6 используются, в основном, для управления по рысканию. Для управления по тангажу применяются секционированные рули высоты 4, расположенные на задней кромке широкого несущего фюзеляжа. Обдув рулей струями винтовентиляторов повышает эффективность управления по тангажу и рысканию.

Маршевая силовая установка состоит из двух турбовальных двигателей 7, каждый из которых снабжен силовым гидронасосом для передачи крутящего момента от двигателей через гидротрубопроводы к каждому из соосных многолопастных винтовентиляторов 8, приводимых во вращение соответствующими гидромоторами. При отказе или преднамеренном отключении одного из двигателей для снижения расхода топлива на крейсерском режиме обеспечивается распределение крутящего момента от работающего двигателя ко всем винтовентиляторам, что исключает возникновение неблагоприятных боковых моментов.

Вспомогательная силовая установка обеспечивает работу электрогенератора и вспомогательного обратимого гидронасоса при стоянке или рулежке самолета по ВПП и на взлетно-посадочных режимах полета. При выключении ВСУ привод электрогенератора осуществляется обратимым гидронасосом от общей гидротрансмиссии.

Размещение плоскостей вращения винтовентиляторов между консолями V-образного оперения за гермоднищем пассажирского салона выше верхней поверхности несущего фюзеляжа снижает уровень шума в кабине и на местности, обеспечивает защиту двигателей от попадания посторонних предметов и грязи с поверхности ВПП. Работа винтовентиляторов способствует отсосу пограничного слоя с несущего фюзеляжа, повышает несущие свойства компоновки и приводит к уменьшению аэродинамического сопротивления планера самолета.

Разработанная схема самолета обеспечивает малые скорости полета (эволютивные, сваливания и взлетно-посадочные) благодаря отсутствию несимметричности обтекания планера при отказе одного из двигателей. Кроме того, за счет повышенной эффективности механизации размещенной вдоль всей задней кромки крыла большого удлинения появляется возможность использования чрезвычайного режима работающего двигателя без появления моментов рыскания и крена. Широкий несущий фюзеляж обеспечивает защиту силовой установки от попадания посторонних предметов и воды с поверхности взлетно-посадочной полосы, а также позволяет применить убираемое шасси повышенной проходимости с колесами увеличенной ширины и диаметра. Наличие гидротрансмиссии обеспечивает привод всех винтовентиляторов и электрогенераторов при отказе одного из двигателей.

Таким образом, удается создать грузопассажирский самолет для местных и региональных линий пассажировместимостью 20-30 и более мест с повышенными уровнями аэродинамических и летно-технических характеристик, безопасности полета, комфорта для пассажиров, а также улучшенными экологическими характеристиками и расширенными возможностями базирования.

1. Самолет местных и региональных воздушных линий с расширенными возможностями базирования, содержащий несущий фюзеляж овального поперечного сечения, высокорасположенное крыло, хвостовое V-образное оперение, силовую установку, отличающийся тем, что силовая установка состоит из двух турбовальных двигателей с гидронасосами, симметрично расположенных внутри фюзеляжа и разнесенных относительно друг друга, четырех закапотированных соосных винтовентиляторов с гидродвигателями, размещенных на верхней поверхности в хвостовой части несущего фюзеляжа, между консолями V-образного оперения и гидротрансмиссии, обеспечивающей передачу крутящего момента от турбовальных двигателей к вентиляторам.

2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что в самолете применено подкосное крыло большого удлинения λ=16…20, обеспечивающее, наряду с несущим фюзеляжем, увеличение суммарной подъемной силы и аэродинамического качества, возрастающих при работе силовой установки за счет отсоса пограничного слоя с несущего фюзеляжа и V-образного оперения.

3. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что колеса основных стоек шасси имеют привод от общей гидротрансмиссиии, что позволяет самолету самостоятельно выполнять рулежку по взлетной полосе.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям движительных систем летательных аппаратов. Устройство (1) для формирования силы тяги включает модуль (2) двухконтурного турбореактивного двигателя, модуль вентилятора (3) и электропроводящий модуль (20).

Изобретение относится к транспортным средствам для воздухоплавания. Энергодвигательная установка для дирижабля содержит корпус дирижабля, пропеллеры, соединенные с электродвигателями, энерговырабатывающую установку, электрически связанную с электродвигателями.

Изобретение относится к конструкциям трансмиссий вертолетов. .

Изобретение относится к конструкциям трансмиссий вертолетов. .

Изобретение относится к воздушным транспортным средствам типа вертолета. .

Изобретение относится к летательным аппаратам. Летательный аппарат содержит турбореактивный двигатель (10) с вентиляторами противоположного вращения.

Летательный аппарат (10) с малой радиолокационной сигнатурой включает двигательную установку (18) для приведения в движение летательного аппарата (10), имеющего воздухозаборник (16) и сопловое отверстие (14), нишу (20, 24, 26), через которую предусмотрена возможность ввода других компонентов летательного аппарата (10) вовнутрь.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) с пропеллерными двигателями и касается пилонов, несущих пропеллерные двигатели. Несущий неподвижный пилон содержит центральный корпус внутри фюзеляжа и два наружных боковых корпуса по обеим его сторонам.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воздухозаборнику авиационного двигателя. Воздухозаборник (113) предназначен для соединения с фюзеляжем (141) самолета при помощи пилона (134), при этом локальная длина этого воздухозаборника, измеренная параллельно оси (А) двигателя между точкой передней кромки (138) воздухозаборника и поперечной плоскостью (Р), находящейся на уровне входного колеса компрессора двигателя, больше (Lmax) в зоне (142) воздухозаборника, соединенной с пилоном, и меньше (Lmin) в зоне воздухозаборника, противоположной пилону.

Группа изобретений относится к авиации. Хвостовая часть самолета (1) содержит опорную конструкцию (14) для поддержки двигателей, проходящую сквозь фюзеляж (6) через два отверстия (18, 18), расположенные с каждой стороны от центральной вертикальной плоскости (Р) самолета.

Изобретение относится области авиации, более конкретно к хвостовой части (1) летательного аппарата. Хвостовая часть содержит конструкцию (14) крепления двигателей, проходящую через первый и второй проемы (18, 18) фюзеляжа.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к хвостовой части (1) летательного аппарата. Хвостовая часть содержит конструкцию (14) крепления двигателей, проходящую через первый и второй проемы (18, 18) фюзеляжа.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к конфигурации установки двигателей для летательного аппарата. .

Изобретение относится к космонавтике. .

Грузовой самолет интегральной схемы с неотклоняемой хвостовой рампой для погрузки и выгрузки крупногабаритного груза содержит центральную часть корпуса, внешняя поверхность которой образована аэродинамическими профилями, створку грузового отсека, расположенную за регулярным сечением грузового отсека и в открытом положении обеспечивающую погрузку и выгрузку перевозимых объектов, нижнюю хвостовую часть корпуса - рампу с ее верхней плоскостью, являющейся продолжением плоскости грузового пола и предназначенной для перемещения по ней груза, шасси с возможностью преднамеренного изменения угла грузового пола относительно плоскости перрона и наплывы, своей внешней формой, задаваемой набором продольных сечений, углами их установки, круткой и толщиной обеспечивающие плавный переход к консолям крыла и распределение подъемной силы по размаху крыла, близкое к оптимальному эллиптическому закону.

Изобретение относится к морской авиации. Самолет-амфибия состоит из стреловидного крыла с механизацией, двигателей силовой установки и шасси, выполнен по аэродинамической схеме «летающее крыло» в виде центроплана без горизонтального оперения, на нижней поверхности которого образованы три выступающих вниз днища лодки с реданами, центральное из которых соединено с нижней поверхностью планера.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Конвертоплан включает фюзеляж, планер и винтомоторную группу.

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет содержит несущий фюзеляж овального поперечного сечения, верхнерасположенное прямое подкосное крыло большого удлинения, хвостовое V-образное оперение, консоли которого установлены по бокам в хвостовой части фюзеляжа, силовую установку с разделенными контурами, состоящую из двух турбовальных двигателей с выносными закапотированными соосными винтовентиляторами. Двигатели расположены внутри хвостовой части фюзеляжа и снабжены гидронасосами для передачи крутящего момента через гидротрансмиссию к винтовентилятам, приводимым во вращение соответствующими гидромоторами. Закапотированные соосные винтовентиляторы размещены на верхней поверхности в хвостовой части несущего фюзеляжа между консолями V-образного оперения. Изобретение направлено на снижение удельного расхода топлива, повышение безопасности при отказе одного из двигателей. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх