Летательный аппарат соловьева в.а.

 

Использование: изобретение относится к авиастроению, в частности к созданию самолетов повышенной грузоподъемности и гидропланов. Сущность: летательный аппарат содержит фюзеляж и закрепленные на нем нижние планы, верхнее крыло, соединительные стойки и двигатели. Соединительные стойки выполнены в виде стоек-пилонов и вместе с нижними планами, центральной частью верхнего крыла и центральной стойкой организованы в жесткую многоугольную ферму. Верхнее крыло смещено относительно нижних планов в сторону киля, также смещены стойки-пилоны, и на них изготовлены узлы крепления под двигатели. Стойки-пилоны имеют аэродинамический профиль. 2 з. п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к самолетостроению и может быть использовано в создании самолетов различного назначения, в том числе повышенной грузоподъемности и гидропланов.

Известно носовое вертикальное оперение, применяемое в современных самолетах для непосредственного управления боковой силой (Пономарева А.Н. Авиация настоящего и будущего. ВИ, 1984, с. 25) Однако его консольное крепление требует повышенной конструктивной прочности, что, однако, не может гарантировать надежность эксплуатации устройства на высоких скоростях.

Известны полуторапланные схемы самолетов, в которых верхний план по размаху превышает нижнее крыло (Шаров В.Б. История конструкции самолетов в СССР, 1978, с. 332).

Обладая повышенной по сравнению с монопланами аналогичного класса машин грузоподъемностью, а также большей маневренностью за счет малого размаха крыльев, они, тем не менее, не нашли широкого применения в строительстве грузовых самолетов. Используемые в качестве силовых элементов крепления верхних и нижних консолей стойки и расчалки увеличивают лобовое сопротивление. При этом они не обеспечивают достаточной жесткости крепления крыльев и не могут быть использованы для установки на них двигателей.

В качестве прототипа взято решение, известное из заявки ПСТ N WO 88/05011, представляющее собой летательный аппарат, содержащий закрепленные на фюзеляже нижние планы, верхнее крыло, соединительные стойки и двигатели. Но и данное решение имеет вышеуказанные недостатки.

Техническим результатом изобретения является устранение указанных недостатков и повышение подъемной силы самолета при неизменных габаритах крыла по сравнению с самолетами аналогичного класса, увеличение жесткости центроплана при увеличении его длины, обеспечение надежности управления боковой и вертикальной силами, а также достижение эффекта эжекторного увеличения тяги турбореактивных двигателей.

Указанный технический результат достигается тем, что у летательного аппарата, содержащего закрепленные на фюзеляже нижние планы, верхнее крыло, соединительные стойки и двигатели, соединенные стойки выполнены в виде стоек-пилонов и вместе с нижними планами, центральной частью верхнего крыла и центральной стойкой организованы в жесткую многоугольную ферму, при этом верхнее крыло смещено относительно нижних планов вдоль фюзеляжа в сторону киля, соответствующее смещение придано стойкам-пилонам, на которых изготовлены узлы крепления под двигателем, причем стойкам-пилонам, установленным под углом к продольной вертикальной плоскости фюзеляжа, придан аэродинамический профиль и они сгруппированы попарно с закрепленными между ними двигателями.

На фиг. 1 изображена схема самолета с расположением гнезда для двигателя непосредственно в стойке-пилоне; на фиг. 2 размещение планов в продольной вертикальной плоскости; на фиг. 3 то же, но с перекрытием планов; на фиг.4 - схема самолетов с расположением двигателей между попарно установленными стойками-пилонами; на фиг. 5 то же, вид слева; на фиг. 6 то же вид сверху; на фиг. 7 то же, нос четырьмя двигателями, стреловидным крылом V-образным обратным; на фиг. 8 то же, вид слева; на фиг. 9 то же, вид сверху; на фиг. 10 схема многомоторного самолета повышенной грузоподъемности, поперечное сечение; на фиг. 11 схема многомоторного самолета с двигателями, расположенными попарно на стойке-пилоне, поперечное сечение; на фиг. 12 то же, вид сверху; на фиг. 13 поперечное сечение правой части самолета с гнездом под двигатель, изготовленным на стойке-пилоне и снабженным кольцевым контуром (двигатель в гнезде не изображен); на фиг. 14 увеличенная схема размещения на стойке-пилоне гнезда под давлением; на фиг. 15 поперечное сечение левой части самолета с двигателем, установленным между попарно размещенными стойками-пилонами; на фиг. 16 схема размещения двигателя в кольцевом контуре со сквозными отверстиями в зоне выхлопного сопла. Процесс возникновения эжекции; на фиг. 17 то же, вид слева.

К фюзеляжу 1 примыкают нижние планы 2. Связанные через боковые стойки-пилоны 3 с центральной частью верхнего крыла 4 они образуют вместе с фрагментом фюзеляжа жесткую коробку. К ее верхней части пристыкованы консоли 5.

Двигатели 6 могут быть размещены на отдельных стойках-пилонах в гнездах 7 (фиг. 1). При этом стенки гнезда входят составной частью в силовой каркас центроплана.

Предусматривается попарное размещение двигателей на отдельных стойках-пилонах (фиг. 11 и 12), а также между сдвоенными стойками-пилонами (фиг. 5, 8 и 10).

Для обеспечения эффекта эжекторного увеличения тяги отдельно расположенные двигатели (фиг. 13) помещены в замкнутый контур 8.

Роль контура исполняют и сдвоенные стойки-пилоны (фиг. 15) с расположенными между ними двигателями.

В обоих случаях на стенках контура в зоне выходного устройства двигателя имеются сквозные отверстия 9.

На центральной стойке 10, соединяющей концевую часть верхнего крыла с фюзеляжем, установлены рули поворота носовой 11 и кормовой 12.

Нижние планы 2 и центральная часть 4 верхнего крыла жестко связаны между собой посредством боковых стоек-пилонов 3, которые в поперечном сечении самолета могут располагаться как вертикально (фиг. 1), так и наклонно (фиг. 5, 7, 8, 10 и 15). В последнем случае стойки-пилоны имеют аэродинамический профиль, что позволит обеспечить определенный прирост подъемной силы.

Изготовление центроплана в виде жестко замкнутой коробки или многоугольной пространственно фермы позволит увеличить размах верхней часть центроплана при сохранении жесткости его конструкции. При этом будет обеспечена жесткость консолей за счет уменьшения их длины и сохранения заданного размаха крыла аэроплана.

Для уменьшения миделевого сечения стойки-пилоны отклонены вдоль фюзеляжа в заднем (фиг. 2, 3, 4, 7) или переднем (не показано) направлении. Взаимная ориентация нижних планов и верхнего крыла произвольна и зависит от типа самолета и его конструктивных особенностей. Оптимальным представляется вариант, при котором передняя кромка верхнего крыла располагается над задней кромкой нижних планов. В этом случае будет сведена к минимуму либо устранена вообще интерференция, возникающая в результате взаимного влияния планов.

Следует отметить, что форма верхнего крыла может не совпадать с формой нижнего.

При продольном разносе вдоль фюзеляжа верхнего и нижнего крыльев увеличивается площадь опоры, что повышает продольную устойчивость самолета. Наряду с этим в результате разноса планов появляется реальная возможность непосредственного управления подъемной силой. Эта особенность проявится при одновременном отклонении закрылков на верхних и нижних планах, а также руля высоты. При достаточно мощных двигателях возможность управления подъемной силой позволит осуществлять взлет и посадку с трех точек опоры. Вследствие этого повысится безопасность полета, особенно при использовании скользких взлетно-посадочных полос. Одновременно летательный аппарат приобретает большую возможность маневра по вертикали.

При отрицательном значении поперечного крыла его корневая часть может крепиться на центральной стойке 10, закрепленной на фюзеляже. В переднем носке этой стойки установлен руль поворота 11. Аналогичный руль 12 может быть установлен и в тыльной части центральной стойки. Рули могут быть установлены как поодиночке, так и совместно. Размещение одновременно двух рулей поворота в одной плоскости целесообразно при достаточной длине центральной стойки с тем, чтобы тыльный руль не находится в возмущенном потоке воздуха от переднего руля.

При одновременном отклонении руля (рулей) поворота на стойке и руля поворота на киле с соответствующим устранением крена элеронами появляется возможность управления боковой силой без скольжения самолета. Соответственно повышается маневренность аэроплана в горизонтальной плоскости.

Для обеспечения эффекта эжекторного увеличения тяги двигатель устанавливается в замкнутом контуре. Таким контуром может быть кольцо 8 при размещении двигателя на стойке-пилоне (фиг. 13) или же спаренные стойки-пилоны совместно с нижним планом и верхним крылом (фиг. 15). На стенках контура в зоне реактивного сопла изготавливаются сквозные отверстия 9 для забора воздуха. Они могут быть различной формы: круглые, продольные, многоугольные, другие.

Скорость 1 движения потока воздуха в пространстве между двигателем 6 и стенкой контура 8 определяется, в основном, скоростью истечения реактивной струи 13. В то время как скорость V₂ перемещения потока воздуха вне контура зависит лишь от скорости полета самолета. Таким образом V₁>V₂. Следовательно, согласно известному закону Бернулли, давление в скоростном потоке будет ниже аналогичного показателя для потока, перемещающегося с меньшей скоростью. В результате часть воздуха через заборные отверстия 9 поступит в засопловое пространство двигателя. Содержащийся в этой порции воздуха кислород пойдет на дожигание несгоревшего топлива. А весь воздух, поступивший в зону реактивной струи, перемещается с раскаленными газами. Температура его повысится и он увеличится в объеме. Все это приведет к увеличению массы отбрасываемого назад воздуха, а следовательно, и к возрастанию двигателя благодаря более полному сгоранию топлива.

Формула изобретения

1. Летательный аппарат, содержащий закрепленные на фюзеляже нижние планы, верхнее крыло, соединительные стойки, а также двигатели, отличающийся тем, что соединительные стойки выполнены в виде стоек-пилонов и вместе с нижними планами, центральной частью верхнего крыла и центральной стойкой организованы в жесткую многоугольную форму, при этом верхнее крыло смещено относительно нижних планов вдоль фюзеляжа в сторону киля, соответствующее смещение придано и стойкам-пилонам, на которых изготовлены узлы крепления под двигатели, причем стойкам-пилонам, установленным под углом к продольной вертикальной плоскости фюзеляжа, придан аэродинамический профиль и они сгруппированы попарно с закрепленными между ними двигателями.

2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что в носовом и кормовом отделах центральной системы расположены рули поворота.

3. Аппарат по пп.1 и 2, отличающийся тем, что двигатели размещены в замкнутых контурах, на стенках которых в зоне выходного устройства двигателя имеются сквозные отверстия, аналогичные отверстия выполнены на попарно установленных стойках-пилонах.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11, Рисунок 12, Рисунок 13, Рисунок 14, Рисунок 15, Рисунок 16, Рисунок 17