Самолет

 

Использование: изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в компоновке самолетов с увеличенными объемами топливных баков, либо для размещения дополнительных грузов. Сущность изобретения: самолет содержит двигатели на крыле, Т-образное горизонтальное оперение, комплекс активного управления. Самолет снабжен дополнительной, шарнирно присоединенной хвостовой частью, на которой расположены крыло и шасси. 5 з.п.ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в компоновках самолетов с увеличенными объемами топливных баков, в том числе для размещения криогенных топлив, либо для размещения дополнительных грузов.

Известна компоновка самолета средней дальности нормальной схемы с обычным топливом, расположенном в крыльевых топливных баках [1].

При полетах на малую дальность известная компоновка имеет потери в недополученной прибыли, поскольку уменьшенное потребное количество топлива и переразмеренные, в этих условиях, объемы топливных баков невозможно компенсировать увеличенной полезной нагрузкой.

На средней дальности в известной компоновке все элементы согласованы, однако и здесь присутствует недополученная прибыль.

Для разрешения этого противоречия нужно перейти к самолету большей размерности, в максимальной степени увеличив полезную нагрузку даже ценой некоторого снижения аэродинамического качества.

Последнее обстоятельство приводит к изысканию дополнительных к крыльевым объемов для размещения топлива. Подобная же задача возникает при переходе к компоновке с повышенной дальностью. Известны компоновки самолетов с дополнительными, в том числе криогенными топливными баками, расположенными под крылом [2 и 3] Известные компоновки с расположением подвесных баков вблизи центра масс вне самолета увеличивают миделевое сечение, снижают аэродинамическое качество и экономичность.

Известная компоновка с расположением дополнительных баков внутри фюзеляжа противоречит сложившейся концепции комфорта пассажирского салона, а также важнейшим ее составляющим пожаробезопасности и надежности.

Задачей настоящего изобретения является снижение затрат при создании самолета и повышение прибыли при эксплуатации.

В предлагаемой компоновке фюзеляж находящегося в настоящее время в серийном производстве самолета - прототипа удлинен, соответственно увеличено число пассажирских мест, в хвостовой части приподнят, несет T-образно расположенное горизонтальное оперение и горизонтально расположенные быстроразъемные узлы, к которым шарнирно присоединена дополнительная хвостовая часть, выполненная в виде топливного бака, имеющая крыло с элевонами и шасси, управление двухзвенной компоновкой в продольной плоскости активное, в комплекс активного управления входят горизонтальное оперение самолета и элевоны на крыле дополнительной хвостовой части.

Взлетный вес предлагаемого самолета без дополнительной хвостовой части одинаков с самолетом-прототипом.

На трассах малой протяженности самолет эксплуатируется без дополнительной хвостовой части, вместо которой жестко устанавливается хвостовой обтекатель.

На фиг. 1 - 3 изображен общий вид самолета в стояночном положении.

К самолету 1, имеющему двигатели 2 на крыле с элевонами закрылками 3 и удлиненный фюзеляж 4, хвостовой участок которого 5 выполнен приподнятым и несет T-образно расположенное горизонтальное оперение 6, через горизонтально расположенные быстроразъемные узлы шарнирной подвески 7 присоединена дополнительная хвостовая часть 8, представляющая собой топливный бак, на которой расположены дополнительное крыло 9 с элевонами 10 и шасси 11.

При разбеге на носовом и главном шасси самолета 1 происходит взлет и уборка шасси 11 дополнительной хвостовой части 8.

При дальнейшем росте скорости разбега происходит набор уменьшенного по сравнению с известной компоновкой угла тангажа и взлет самолета 1, имеющего увеличенные углы отклонения закрылков.

Для обеспечения штатной взлетной дистанции при разгоне-наборе высоты, происходит увеличение угла атаки самолета с одновременной частичной уборкой закрылков.

По мере роста скоростного напора возрастает взаимовлияние звеньев компоновки и возникает необходимость в активном продольном управлении, автоматическом демпфировании колебаний, которое обеспечивается комплексом активного управления, куда входят горизонтальное оперение и элевоны дополнительного крыла, а в особо тяжелых случаях и элевоны-закрылки 3 крыла самолета.

Как известно (Цихош Э. Сверхзвуковые самолеты. Перевод с польского./Под редакцией д.т.н. В.Г.Микеладзе и к.т.н. Е.В.Зябрева. - М.: Мир, 1983) активное управление успешно применяется в скоростных самолетах, начиная с 1968 г. Проведенные исследования подтверждают эффективность его использования и для предлагаемого самолета.

Автономное расположение дополнительной хвостовой части в аэродинамической тени незначительно снижает аэродинамическое качество двухзвенной компоновки на крейсерском режиме полета по сравнению с равновеликим самолетом нормальной схемы при том же миделе, расширяет диапазон дальности полета, открывает компоновочные возможности для применения новых видов топлива, не ущемляя при этом комфорт пассажиров, позволяет при переходе к самолету большей размерности использовать ранее спроектированные основные агрегаты самолета - прототипа: крыло, значительную часть фюзеляжа, хвостовое оперение, шасси.

Расчетная прибыль от эксплуатации предложенного самолета с дополнительной хвостовой частью на обычном топливе и на дистанции средней дальности увеличилась в 1,18 раза по сравнению с равновеликим широкофюзеляжным самолетом нормальной схемы, а по сравнению с известным самолетом - в 1,22 раза, переход к заправке дополнительной хвостовой части сжиженным природным газом, с вдвое меньшей стоимостью, увеличивает расчетную прибыль в 1,92 раза по сравнению с известным самолетом.

Формула изобретения

1. Самолет, содержащий двигатели на крыле, Т - образно расположенное горизонтальное оперение, комплекс активного управления, отличающийся тем, что он снабжен дополнительной, шарнирно присоединенной хвостовой частью, на которой расположены дополнительные крыло и шасси.

2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что шарнирное соединение между основной и дополнительной хвостовой частями выполнено с горизонтальной осью вращения и оснащено быстроразъемными узлами.

3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что дополнительная хвостовая часть оборудована для размещения обычного или криогенного топлива.

4. Самолет по п.1, отличающийся тем, что в комплекс активного управления входят горизонтальное оперение самолета и элевоны дополнительного крыла.

5. Самолет по п.1, отличающийся тем, что в комплекс активного управления входят горизонтальное оперение, элевоны - закрылки самолета, элевоны дополнительного крыла.

6. Самолет по п.1, отличающийся тем, что хвостовая часть фюзеляжа выполнена приподнятой.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3



 

Похожие патенты:

Самолет // 2082650

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для обеспечения взлета, посадки и передвижения дистанционно-пилотируемого летательного аппарата

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при разработке летательного аппарата на увеличенную беспосадочную дальность с максимальной платной нагрузкой с низкой стоимостью эксплуатации

Изобретение относится к самолету радиолокационного кругового обзора, обеспечивающего одинаковую разрешающую способность во всех направлениях за счет уменьшения влияния частей планера самолета на диаграмму направленности антенн при сохранении высоких аэродинамических и летно-технических характеристик

Изобретение относится к самолетостроению, в частности к проектированию транспортных самолетов

Изобретение относится к мотодельтапланам с балансирным управлением , позволяющим выполнять старт с ног

Изобретение относится к тороидальному фюзеляжу беспилотного летательного аппарата, имеющему оптимизированную конструкцию

Изобретение относится к соосному подузлу трансмиссия/центральная втулка узла несущих винтов беспилотного воздушного летательного аппарата

Изобретение относится к авиастроению и касается конструирования объединенного опорного подузла узла несущих винтов беспилотного воздушного летательного аппарата

Изобретение относится к авиастроению и касается конструирования приводного кинематического узла беспилотного воздушного летательного аппарата для передачи вращающего момента от двигателя на трансмиссию узла соосных несущих винтов

Изобретение относится к средствам демпфирования для узла несущих винтов беспилотного воздушного летательного аппарата, содержащего заключенные в проточный канал соосные несущие винты с противоположным направлением вращения

Изобретение относится к авиастроению и может быть использовано для создания новых типов многофункциональных летательных аппаратов

Изобретение относится к транспортным средствам многофункционального использования и касается транспортных средств для внедорожного передвижения, в первую очередь, к аэросаням, а также аэромобилям, аэроглиссерам и летательным аппаратам специального назначения

Изобретение относится к авиационно-космической технике, точнее к устройствам, предназначенным для запуска ракет, ракет-носителей и космических кораблей или авиационных аппаратов с борта воздушного судна, относящегося к самолетам

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в компоновках самолетов с увеличенными объемами топливных баков, в том числе для размещения криогенных топлив, либо для размещения дополнительных грузов

Наверх