самолет и способ крещишина уменьшения сопротивления его полету

Формула изобретения

1. Самолет, снабженный авиадвигателями в мотогондолах, прикрепленных к самолету симметрично его продольной оси, отличающийся тем, что на хвостовой части фюзеляжа выполнен сквозной аэродинамический канал, конец которого подведен к отверстию в хвосте фюзеляжа, дно конца фюзеляжа выполнено с проемом, закрытым донными воротами со съемными створками, подвешенными к боковым сторонам проема, заканчивающегося отверстием в конце фюзеляжа.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что сквозной аэродинамический канал выполнен как плавноизогнутый сквозной аэродинамический канал.

3. Самолет по п.2, отличающийся тем, что аэродинамический канал выполнен расширяющимся к концу, две створки хвостовых монтажных донных ворот могут быть демонтированы, а кромки хвоста аэродинамического канала совмещены и соединены с окантовками проема в хвосте фюзеляжа.

4. Самолет по п.2, отличающийся тем, что кромки хвоста плавноизогнутого аэродинамического канала совмещены и соединены с окантовками проема и отверстия в хвосте фюзеляжа.

5. Самолет по п.1, отличающийся тем, что каждый авиадвигатель выполнен с силой тяги, обеспечивающей взлет, полет и посадку.

6. Самолет по п.5, отличающийся тем, что установлены два авиадвигателя ДЗОКП, каждый из которых выполнен с тягой 12 т, реверсом тяги и соответствующей топливной системой.

7. Способ полета самолета, имеющего фюзеляж и авиадвигатели, отличающийся тем, что используют самолет по любому из пп.1-6.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационнной технике и предназначено для улучшения самолетов классической схемы, в том числе при их модернизации, направленной на уменьшение сопротивления воздуха полету самолета.

Из уровня техники известен самолет Крещишина, на хвостовой части фюзеляжа которого выполнен сквозной аэродинамический канал, начало которого совмещено впереди киля с первым отверстием в обшивке хвостовой части фюзеляжа. Конец аэродинамического канала подведен к отверстию в конце фюзеляжа, выполненному с проемом в дне фюзеляжа. Движение самолета в полете вызывает разрежение воздушного потока вдоль сужающейся части фюзеляжа и за его концом, отчего воздух с верхней поверхности фюзеляжа через переднее отверстие всасывается в аэродинамический канал, стабилизируется, формируется в струю и упорядоченной струей выбрасывается в пространство за концом фюзеляжа в завихрения воздушного потока, тем самым снижая сопротивление воздуха полету самолета /заявка на патент РФ № 2002102457/II, кл. B64C 1/26, 2002, опубл. 2003 / 2006, патентообладатели Г.Т.Крещишин и Л.Т.Крещишина/.

Из уровня техники известен также самолет, снабженный авиадвигателями, размещенными в мотогондолах на пилонах, прикрепленных к сужающейся части фюзеляжа в плоскостях, параллельных его продольной оси. Этим обеспечивается уменьшение моментов рыскания и крена, возникающих при отказе любого авиадвигателя. Для плавного течения воздушного потока и за его концом хвостовая часть фюзеляжа, составляющая до 20% его длины, до 16% веса пустого самолета и до 12% аэродинамического сопротивления полету самолета, выполнена сужающейся к концу хвоста, из-за чего неудобна для размещения пассажиров и груза и, как правило, коммерчески не используется. Утяжеление задней части фюзеляжа авиадвигателями приводит к сдвигу центра масс самолета назад, вследствие чего крыло и шасси следует разместить ближе к хвостовому оперению. Это увеличивает длину и вес носовой части фюзеляжа, испытывающей большие изгибающие моменты, и затрудняет балансировку самолета. Близкое расположение авиадвигателей к хвосту фюзеляжа с отсосом воздуха в воздухозаборники и с мощными струями реактивных газов вызывает завихрения воздушного потока и уменьшение давления вокруг сужающейся части фюзеляжа, отчего дополнительно возникает шум и возрастает сопротивление полету самолета /см. патент США № 3188025, кл. 244-55, 1963, стр.1, фиг.1/.

Технической задачей изобретения является уменьшение нерациональнй длины и массы хвостовой части фюзеляжа, улучшение центровок и балансировки, уменьшение сопротивления полету и расхода авиатоплива.

Технический результат достигается в результате уменьшения завихрений воздушного потока и повышения давления за хвостом и под дном вдоль хвоста самолета путем отсоса пограничного слоя воздушного потока с наружных поверхностей наверху фюзеляжа через расширяющийся плавноизогнутый аэродинамический канал в проем в днище и отверстие в конце фюзеляжа, уменьшением веса в результате создания проема в конце днища фюзеляжа и отверстия в конце фюзеляжа. Для реализации задачи самолет снабжен авиадвигателями в мотогондолах, прикрепленных справа и слева к самолету симметрично его продольной оси, например авиадвигатели на пилонах могут быть прикреплены к хвостовой части фюзеляжа, дно конца фюзеляжа выполнено с проемом, закрытым донным воротом со съемными створками, подвешенными, например, к боковым сторонам проема, заканчивающегося отверстием в конце фюзеляжа. На хвостовой части фюзеляжа выполнен сквозной аэродинамический канал, конец которого подведен к отверстию в хвосте фюзеляжа. Сквозной аэродинамический канал выполнен как плавноизогнутый аэродинамический канал, расширяющийся к концу. Две створки хвостовых монтажных ворот могут быть открыты и демонтированы, а кромки хвоста аэродинамического канала совмещены и соединены с окантовками проема и отверстием в хвосте фюзеляжа. Каждый авиадвигатель выполнен с силой тяги, обеспечивающей взлет, полет и посадку, в качестве которого для самолета со взлетной массой 84 тонны может быть применен авиадвигатель ДЗОКП со взлетной силой 12 тонн и реверсом тяги.

Способ полета самолета отличается тем, что используется любой из перечисленных признаков.

На фиг.1, 2 и 3 изображена хвостовая часть самолета с возможными вариантами изготовления и размещения донных ворот и плавноизогнутых аэродинамических каналов, виды сбоку с разрезом.

На фиг.1 изображена хвостовая часть самолета со сквозным плавноизогнутым аэродинамическим каналом и закрытыми донными воротами в дне хвоста фюзеляжа. На фиг.2 изображена хвостовая часть самолета со снятыми створками раскрытых задних донных ворот и с присоединенным к проему сквозным аэродинамическим каналом средней крутизны по его средней линии и с закрытыми передними донными воротами дна хвоста фюзеляжа. На фиг.3 изображена хвостовая часть самолета со сквозными аэродинамическим каналом повышенной крутизны, задний конец совмещен и соединен с окантовками проема и отверстия в конце фюзеляжа и с полностью снятыми донными воротами.

Фюзеляж 1 содержит хвостовую часть 2 с отверстием 3 на конце и передней стойкой шасси. К фюзеляжу 1 прикреплено крыло 4 с двумя боковыми стойками шасси. В рассматриваемом варианте два боковых авиадвигателя 5 укреплены на пилонах, например, за крылом 4 самолета, например, на сужающейся части 6 фюзеляжа 1, а конкретно, в мотогондолах 7 хвостовой части 2 фюзеляжа 1 симметрично продольной оси фюзеляжа. Наверху к хвостовой части 2 фюзеляжа 1 прикреплен аэродинамический киль 8 с шарнирно укрепленным рулем 9 управления направлением полета самолета. На хвостовой части 2 самолета укреплен один из трех возможных вариантов изготовления и размещения аэродинамических каналов, а именно плавноизогнутый сквозной аэродинамический канал 10, аэродинамический канал 11, аэродинамический канал 12 повышенной кривизны. Съемные створки 13 монтажных донных ворот 14 могут быть сняты с окантовки 15 проема 16 в дне 17 хвостовой части 2 фюзеляжа 1 и могут быть установлены на дно 17 хвоста фюзеляжа 1. Таким образом может быть установлена или снята каждая съемная створка 13 монтажных ворот 14 с окантовки 15 проема 16 в дне 17 хвостовой части 2 фюзеляжа 1.

При полете авиадвигатели 5 активно всасывают окружающий воздух, а струи реактивных газов посасывают и уносят воздух между мотогондолой 7 и сужающейся частью 6 и хвостовой частью 2 фюзеляжа 1, что вызывает понижение давления воздуха вокруг сужающейся части 6 фюзеляжа 1 и соответствующие этому силы давления, приложенные к обшивке сужающейся части 6 фюзеляжа, продольная составляющая которых преобразуется в силу торможения хвостовой части 2 фюзеляжа 1. Неоднородное понижение давления и реактивные струи авиадвигателей 5 стимулируют неоднородный подсос воздуха вдоль сужающейся части 6 и завихрения воздушного потока, увеличивающие сопротивление полету самолета. Однако подсос воздуха по аэродинамическому каналу в проем 16 под дно 17 хвоста фюзеляжа 1, формируя упорядоченную воздушную струю, увеличивает давление, размывает и уменьшает завихрения воздушного потока вдоль фюзеляжа 1 за и под дном 17, что создает дополнительную подъемную силу, уменьшает сопротивление полету и расход авиатоплива.

Надежный самолет должен обеспечить продолжение взлета, полета и посадки с одним работающим авиадвигателем, обеспечивающим необходимую для этого тягу, при допустимой максимальной взлетной массе, например при полете на дальность 2000 километров самолета с максимальной массой 83 тонны топливная заправка составит 13 тонн, а максимальная взлетная тяга каждого из двух авиадвигателей в случае продолжения вынужденного полета одним работающим авиадвигателем составит 12 тонн, что может обеспечить авиадвигатель ДЗОКП и другие подобные ему авиадвигатели, что возможно в результате модернизации авиадвигателей, с соответствующей топливной системой.