Многоцелевой самолет
Изобретение относится к области авиации. Самолет состоит из фюзеляжа (1) с хвостовым оперением, крыльев (13) и двигателя с воздушным винтом. В носовой части фюзеляжа (1) расположена мотогондола (6) с двигателем. Снизу фюзеляжа (1) по прямой линии его нижнего контура (10) установлены передние опоры (8) и хвостовая опора (11) шасси с самоориентирующимся хвостовым колесом. В верхней части фюзеляжа (1) над кабиной (12) экипажа и пассажиров установлено крыло (13), усиленное подкосами (14). Узел крепления крыла (13) находится на одной прямой с узлами крепления опор шасси к фюзеляжу (1). Верхняя поверхность профиля крыла (13) самолета совпадает с верхней поверхностью профиля его фюзеляжа (1). Изобретение направлено на повышение аэродинамического качества и на уменьшение взлетного веса. 5 ил.
Изобретение относится к области авиации, а конкретно к многоцелевым самолетам народно-хозяйственного назначения.
Из технической литературы известно устройство многоцелевого самолета (см. пат. ФРГ, №2039843, кл. В64С 35/00), который выполнен по схеме подкосный высокоплан с поплавковым и колесным шасси. Такой самолет имеет сложную конструкцию и низкое аэродинамическое качество и, кроме того, значительный вес конструкции.
Ближайшим техническим решением предлагаемого изобретения является многоцелевой самолет РС-6 «Турбо-Портер» (см. кн. А.Л.Бадягин, Ф.Л.Мухаметов. «Проектирование легких самолетов». М.: Маш., 1978, стр.136-137). Этот самолет имеет пирамидальные стойки шасси, подкосное крыло, установленное ниже верхнего контура профиля фюзеляжа, и фюзеляж, состоящий из отдельно сопряженных его секций, геометрически связанных между собой. Все это снижает аэродинамическое качество самолета и увеличивает вес его конструкции. Кроме того, конструкция этого самолета является сложной и отличается низкой технологичностью.
Технической задачей предлагаемого изобретения является увеличение аэродинамического качества самолета, снижение его аэродинамического сопротивления и снижение массы его конструкции.
Указанная задача решается следующим образом.
Фюзеляжу самолета при виде сбоку задан несущий аэродинамический профиль, в передней части модифицированный профилем мотогондолы, с которой он образует интегральный несущий аэродинамический корпус, причем продольная ось двигателя и ось вращения воздушного винта расположены по оси профиля фюзеляжа, относительная толщина которого составляет 18-22%, кроме того, нижний контур фюзеляжа образован прямой линией, расположенной к оси профиля фюзеляжа под углом 3-6°, а крыло самолета установлено в зоне максимальной толщины профиля фюзеляжа таким образом, что верхняя поверхность фюзеляжа более чем на 85% хорды крыла, при этом фюзеляжу задано удлинение в пределах 0,2-0,3, а узлы крепления к нему основных и хвостовых опор шасси и подкосов крыла расположены на одной прямой его нижнего контура.
Устройство многоцелевого самолета поясняется следующими графическими изображениями.
На фиг.1 дан вид сбоку многоцелевого самолета с поршневым мотором.
На фиг.2 показан сбоку многоцелевой самолет с турбовинтовым двигателем.
На фиг.3 дан вид многоцелевого самолета спереди.
На фиг.4 многоцелевой самолет показан сверху.
На фиг.5 показано сопряжение верхней поверхности крыла с поверхностью фюзеляжа.
Многоцелевой самолет состоит из фюзеляжа 1 с хвостовым оперением, состоящим из стабилизатора 2 с рулем высоты 3 и киля 4 с рулем направления 5.
В носовой части фюзеляжа установлен в мотогондоле 6 двигатель с воздушным винтом 7.
Двигатель крепится к фюзеляжу с помощью моторамы (не показана), а мотогондола снабжена съемным и откидным капотами, лючками и каналами воздухозаборников и другими элементами, необходимыми для работы и эксплуатации двигателя.
На многоцелевой самолет можно установить поршневой (фиг.1) или турбовинтовой двигатель (фиг.2).
На фюзеляже установлены основные опоры 8 шасси, выполненные из единой трубчатой стойки в обтекатели 9. Основные опоры шасси расположены по прямой линии нижнего контура 10 фюзеляжа. Хвостовая опора 11 шасси с самоориентирующимся колесом установлена в хвостовой части фюзеляжа на прямой линии его нижнего контура 10.
В верхней части фюзеляжа над кабиной экипажа и пассажиров 12 установлено крыло 13, усиленное подкосами 14. Крыло установлено в зоне максимальной толщины профиля фюзеляжа, которая составляет 18-20%. Нижний конец 15 подкоса 14 закреплен на фюзеляже на прямой линии его нижнего контура 10.
Фюзеляжу 1 самолета при виде сбоку задан несущий аэродинамический профиль 16 (показан на фиг.1; 2 и 4 контурной линией). В носовой части фюзеляжа профиль 16 модифицирован профилем мотогондолы 6, в совокупности с которым образован интегральный несущий аэродинамический корпус, обладающий несущей способностью. Он создает подъемную силу и имеет аэродинамическое качество порядка 2-3 единицы, как показывают экспериментальные данные, чему, кроме того, способствует соответствующее удлинение (0,2-0,3) фюзеляжа и его прямоугольная форма в поперечном сечении.
Перед передними опорами шасси нижний контур 10 фюзеляжа образован прямой линией, продолжающейся до конца фюзеляжа.
Таким образом, за узлами крепления передних опор к фюзеляжу на одной прямой расположены узлы крепления к нему подкосов 14.
Это позволяет снизить аэродинамическое сопротивление фюзеляжа, т.к. воздушный вихрь, образованный в точке крепления опоры шасси к фюзеляжу, распространяется на зону стыковки подкоса к фюзеляжу. Образуется один общий небольшой воздушный вихрь, значительно меньший, чем если было бы два интенсивных воздушных вихря от разнесенных по высоте указанных узлов.
Образованный единый воздушный вихрь, распространяющийся по бокам вдоль нижней поверхности фюзеляжа, уменьшает его индуктивное сопротивление.
Ось воздушного винта 7 и ось двигателя самолета установлены по продольной оси 17 профиля фюзеляжа. Нижний контур 10 фюзеляжа расположен к оси 17 его профиля под углом 3-6°, что обеспечивает максимальное аэродинамическое качество фюзеляжа в горизонтальном полете.
Крыло 13 установлено на узлах крепления к фюзеляжу 1 в зоне его максимальной толщины таким образом, что верхняя поверхность 18 профиля крыла совпадает с поверхностью 19 фюзеляжа более чем на 85% хорды крыла (как показано на фиг.5). Что обеспечивает оптимальное сопряжение крыла с несущим фюзеляжем и повышает аэродинамическое качество самолета.
У многоцелевого самолета центр давления 20 фюзеляжа расположен вблизи передней кромки крыла, а центр давления 21 крыла находится на расстоянии 18-28% его хорды. Такое взаимное расположение центров давления (Ц.Д.) относительно друг друга обеспечивает увеличение продольной статической устойчивости многоцелевого самолета и повышает диапазон допустимых в летной эксплуатации центровок предлагаемого самолета от 15 до 35% САХ его крыла.
Многоцелевой самолет совершает полеты обычным для данного класса самолетов образом. После включения и прогрева двигателя пилот выруливает на взлетную полосу (на исполнительный старт), переводит двигатель на взлетный режим и осуществляет взлет. После взлета и набора высоты он осуществляет запланированный полет. На всех режимах полета предлагаемый многоцелевой самолет имеет меньшее аэродинамическое сопротивление и повышенное аэродинамическое качество. Это достигается благодаря тому, что заданный фюзеляжу 1 несущий аэродинамический профиль модифицированной мотогондолы 6 во всем диапазоне летных углов обеспечивает снижение аэродинамического сопротивления и создание подъемной силы.
Расположение крыла 13 в зоне максимальной толщины профиля фюзеляжа с совмещением верхних поверхностей их профилей (18 и 19) также снижает общее сопротивление самолета.
Компоновка узлов крепления шасси и подкосов к фюзеляжу по линии его нижнего контура снижает сопротивление самолета и упрощает его конструкцию.
В процессе завершения полета самолет совершает посадку, при этом его посадочная скорость ниже, чем у самолетов такой же аэродинамической компоновки.
По сравнению с ближайшим техническим решением многоцелевой самолет РС-6 «Турбо-Портер» - предлагаемый многоцелевой самолет имеет лучшие взлетно-посадочные характеристики, большее аэродинамическое качество, меньший вес конструкции и, кроме того, технологичнее самолета РС-6.
Многоцелевой самолет, выполненный по схеме подкосного высокоплана, состоящий из фюзеляжа с хвостовым оперением, мотоустановки в мотогондоле и шасси, отличающийся тем, что фюзеляжу самолета при виде сбоку задан несущий аэродинамический профиль, в передней части модифицированный профилем мотогондолы, с которой он образует интегральный несущий аэродинамический корпус, причем продольная ось двигателя и ось вращения воздушного винта расположены по оси профиля фюзеляжа, относительная толщина которого составляет 18-22%, кроме того, нижний контур фюзеляжа образован прямой линией, расположенной к оси профиля фюзеляжа под углом 3-6°, а крыло самолета установлено в зоне максимальной толщины профиля фюзеляжа таким образом, что верхняя поверхность профиля крыла совпадает с поверхностью фюзеляжа более чем на 85% хорды крыла, при этом фюзеляжу задано удлинение в пределах 0,2-0,3, а узлы крепления к нему основных и хвостовой опор шасси и подкосов крыла расположены на одной прямой его нижнего контура.
