Интегральный самолет

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования летательных аппаратов разного типа и назначения. Самолет интегральной схемы содержит крыло фюзеляж, кабину экипажа, вертикальное и горизонтальное оперение, рули, силовую установку, шасси, самолетные и двигательные системы, оборудование и приборы. Носовая часть фюзеляжа выбрана из условия обеспечения работы летного экипажа и имеет поперечное сечение узкофюзеляжного самолета, составленное из дуг окружности. Интегральная часть фюзеляжа выбрана из условия обеспечения максимального комфорта для пассажиров и имеет эллипсообразное поперечное сечение с горизонтальной осью, равной 2-3 высоты кабины. Обеспечено плавное протекание кривой изменения площади поперечного сечения самолета по длине с градиентом не более 1,5 квадратных метра площади на метр длины самолета. Изобретение направлено на снижение продольного момента на больших углах атаки. 5 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования летательных аппаратов разного типа и назначения.

Известны схемы широкофюзеляжных и узкофюзеляжных самолетов (см. энциклопедию «Авиация» под редакцией Г.П. Свищева, издательство «Российские энциклопедии», М., 1988 г.). Выбор формы и размеров фюзеляжа зависит от конкретных условий, но сопротивление широкого фюзеляжа значительно выше, хотя это компенсируется высоким уровнем комфорта пассажиров. Известны также интегральные самолеты, в которых применена единая конструкция фюзеляжа и крыла, которая всеми элементами воспринимает основные нагрузки. Часто применяются также самолеты с некруглым, обычно эллиптическим, фюзеляжем (International Patent Classification Number PCT/US 97/07636, publication number WO 97/43176, 13 мая 1996 г.), в которых пытаются реализовать идею «несущего» фюзеляжа. Это решение будет далее рассматриваться в качестве прототипа.

Основной конструктивной особенностью несущих (эллипсообразных) или широких круглых фюзеляжей является то, что обтекаемая поверхность фюзеляжа велика, а профильное сопротивление фюзеляжа значительно превосходит сопротивление крыла и других элементов самолета. При этом для летного экипажа в два-три человека предоставляемых объемов не требуется. Избыточными являются объемы для размещения оборудования, которое выполняется из готовых блоков на принципах миниатюризации. Большая поверхность и поперечные сечения рассматриваемых фюзеляжей приводит к тому, что на больших углах атаки резко возрастает кабрирующий продольный момент, который требует компенсации и вызывает большие потери.

Требуется оптимизировать указанные процессы, сохраняя высокий уровень комфорта для пассажиров.

Для достижения этой цели предлагается интегральный самолет, у которого носовая часть фюзеляжа выбрана из условия обеспечения работы летного экипажа и оборудования и имеет поперечное сечение узкофюзеляжного самолета, составленное из дуг окружности, интегральная часть фюзеляжа выбрана из условия обеспечения максимального комфорта для пассажиров и имеет эллипсообразное поперечное сечение с горизонтальной осью, равной 2÷3 высоты кабины, хвостовая часть переменного сечения выбрана из условия обеспечения оптимального протекания характеристик продольного момента самолета на больших углах атаки, при этом обеспечено плавное протекание кривой изменения площади поперечного сечения самолета по длине с градиентом не более 1,5 м2 площади на 1 метр длины самолета.

Суть предложения поясняется иллюстрациями.

На фиг.1 показана схема интегрального самолета. На фиг.2 - одна из компоновок самолета в экономическом варианте. На фиг.3 - график изменения площади поперечного сечения фюзеляжа по длине самолета. На фиг.4 - схема поперечного сечения пассажирской кабины предлагаемого самолета. На фиг.5 приведено сравнение предлагаемого решения и ряда известных самолетов.

Самолет интегральной схемы 1 (фиг.1) состоит из интегрального узла 2, состоящего из фюзеляжа 3 и крыла 4, объединенных с кабиной экипажа 5, наплывами 6 и консолями 7. Самолет имеет вертикальное 8 и горизонтальное 9 оперения с рулями 10 и 11. Силовая установка состоит из двигателей 12. На самолете установлены противоштопорное устройство 13, шасси 14, самолетные и двигательные системы, оборудование и приборы, которые условно не показаны.

Кабина экипажа 5, приборные отсеки 15, бытовые помещения 16, багажники 17 и другие служебные помещения расположены в носовой части 18, которая выполнена цилиндрической по схеме узкофюзеляжных самолетов («А-А» и «Б-Б» фиг.2). Пассажирский салон 19 находится в интегральном узле 2 и размещен в эллипсообразном сечении с горизонтальной большой осью, которое выбирается из условия максимального комфорта пассажиров («В-В» на фиг.2), равного условиям широкофюзеляжного самолета. Хвостовая часть фюзеляжа используется для грузовых помещений и выполняется переменного сечения с плавным изменением ширины и высоты, при этом выбор закона изменения производят из условия компенсации продольного момента mz при изменении углов атаки.

На фиг.3 показан график изменения площади поперечного сечения предлагаемого самолета по длине фюзеляжа. Для сравнения (пунктирная линия) показан аналогичный график известных решений (приведены данные по самолету Ту-334). Хорошо видно преимущество предложения - в носовой части самолета (примерно до 10-12 метров) площадь поперечного сечения, а значит, и обтекаемая поверхность примерно в два раза меньше. По остальным сечениям разница менее значительна, но и в этом случае различие составляет не менее 10-15%.

На фиг.4 показано преимущество предложения, которое вытекает из интегральности схемы. Сечения пассажирской кабины широкофюзеляжного самолета и предлагаемого решения в зоне размещения пассажиров практически одинаковы. Учитывая, что высота кабины широкофюзеляжного самолета (более 4 метров), как правило, избыточна, в интегральном самолете можно разместить в ряд с тем же комфортом 6-8 пассажиров (фиг.5). Это позволяет уменьшить длину пассажирской кабины и выбор длины самолета проводить из аэродинамических соображений.

Аэродинамические испытания показали, что предлагаемая схема интегрального самолета реально обладает отмеченными преимуществами и для выполнения расчетов можно пользоваться хорошо известными зависимостями для дозвуковых самолетов. Это подтверждает возможность повышения летно-технических данных пропорционально изменению обтекаемой поверхности, что в предлагаемом решении составляет не менее 15-20%.

Самолет интегральной схемы, содержащий крыло, фюзеляж, кабину экипажа, вертикальное и горизонтальное оперение, рули, силовую установку, шасси, самолетные и двигательные системы, оборудование и приборы, отличающийся тем, что носовая часть фюзеляжа выбрана из условия обеспечения работы летного экипажа и оборудования и имеет поперечное сечение узкофюзеляжного самолета, составленное из дуг окружности, интегральная часть фюзеляжа выбрана из условия обеспечения максимального комфорта для пассажиров и имеет эллипсообразное поперечное сечение с горизонтальной осью, равной 2-3 высоты кабины, хвостовая часть переменного сечения выбрана из условия обеспечения оптимального протекания характеристик продольного момента самолета на больших углах атаки, при этом обеспечено плавное протекание кривой изменения площади поперечного сечения самолета по длине с градиентом не более 1,5 квадратных метра площади на метр длины самолета.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области транспортной технике, а именно к тяговым устройствам, основанным на использовании эффекта Магнуса. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к транспортной технике и может быть использовано в устройствах для управления изменением подъемной силы для тела в потоке текучей среды. .

Изобретение относится к транспорту и касается снижения лобового сопротивления тел. .

Изобретение относится к области перемещения различных грузов в воздушной среде. .

Изобретение относится к авиации, а именно к легким многоцелевым самолетам. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области аэродинамики и может быть использовано при конструировании летательных аппаратов, при организации перемещения судна в водной среде.

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, касаясь технологии управления обтеканием летательных аппаратов (ЛА). .

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, касаясь технологии управления обтеканием летательных аппаратов (ЛА). .

Изобретение относится к авиации, более конкретно к летательным аппаратам с крейсерскими скоростями меньше звуковых. .

Изобретение относится к области авиации и касается узла лопасти воздушного винта для изменяющих шаг вдоль осевого направления лопастей воздушных винтов (2) самолетов.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиационным системам, использующим дистанционно пилотируемые летательные аппараты (ДПЛА) для применения в таких целях, как оперативно-тактическая разведка, воздушное картографирование, мониторинг нефтепроводов и газопроводов, линий электропередач.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к устройствам управления. .

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами и может быть использовано в системе управления полетом гиперзвукового летательного аппарата при движении его в плотных слоях атмосферы.

Изобретение относится к средствам управления тормозами летательного аппарата. .

Изобретение относится к технике автоматического управления пространственным маневрированием самолета, в частности к системам управления самолетом, предусматривающим при отказе информационной системы переключение с основного контура управления на резервный контур управления.

Изобретение относится к авиационной технике

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования летательных аппаратов разного типа и назначения

Наверх