легкий самолет

Формула изобретения

1. Легкий самолет, содержащий фюзелях прямоугольного сечения, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло с подкосом, киль, горизонтальное оперение, расположенное ниже плоскости крыла, и одномоторную силовую установку, отличающийся тем, что удлинение крыла лежит в пределах от 10,3 до 10,6, а статический момент горизонтального оперения А_г.о. в пределах от 1,15 до 1,25.

2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что горизонтальное оперение выполнено прямоугольной формы в плане.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, а именно: к легким одномоторным самолетам нормальной категории, предназначенным для транспортных средств полетов.

Из уровня техники известны легкие самолеты, содержащие фюзеляж прямоугольного сечения, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло с подкосом, киль, горизонтальное оперение и одномоторную силовую установку [1] При этом крыло и горизонтальное оперение имеют прямоугольную форму в плане, что предопределяет недостаточно высокое аэродинамическое качество и требует повышенную мощность двигателя.

Наиболее близким к изобретению по совокупности признаков является легкий самолет типа DРС-2 "Beaver", содержащий фюзеляж прямоугольного сечения, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло с подкосом, киль, горизонтальное оперение, расположенное ниже плоскости крыла, и одномоторную силовую установку [2]

К недостатку данного самолета можно отнести существенную зависимость эксплуатационных характеристик от изменения загрузки и центровки при относительно невысокой, даже для самолета этого класса максимальной коммерческой нагрузке.

Целью изобретения является создание легкого одномоторного самолета с высоким аэродинамическим качеством и улучшенными эксплуатационными характеристиками.

Это достигается тем, что легкий самолет, содержащий фюзеляж прямоугольного сечения, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло с подкосом, киль, горизонтальное оперение, расположенное ниже плоскости крыла, и одномоторную установку, согласно изобретению, выполнен с удлинением крыла = 10,3-10,6, при этом статический момент горизонтального оперения составляет А_г.о 1,15-1,25,

где

l размах крыла;

b_а средняя аэродинамическая хорда крыла;

S_г.о площадь горизонтального оперения;

L_г.о плечо горизонтального оперения;

S площадь крыла.

Кроме того, с точки зрения простоты конструкции, предпочтительно, чтобы горизонтальное оперение имело прямоугольную форму в плане.

Предлагаемое соотношение взаимосвязанных геометрических параметров аэродинамических поверхностей самолета в сочетании с их формой и расположением относительно друг друга обеспечивают улучшенные эксплуатационные характеристики, а именно: сохранение высокого аэродинамического качества и несущественное изменение продольной остойчивости в широком диапазоне изменения центровки самолета независимо от варианта загрузки, что обуславливает улучшение взлетно-посадочных характеристик и снижение расхода топлива в крейсерском полете.

На чертеже изображен общий вид самолета в плане.

Легкий самолет выполнен по классической схеме с одномоторной силовой установкой и содержит фюзеляж 2, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло 3 с подкосом, киль 4, горизонтальное оперение 5, которое расположено ниже плоскости крыла 3 и также имеет прямоугольную форму в плане. При этом удлинение "" крыла 3 составляет от 10,3 до 10,6, а статический момент горизонтального оперения А_г.о лежит в диапазоне от 1,15 до 1,25,

где ;



l размах крыла;

b_а аэродинамическая хорда крыла;

S_г.о площадь горизонтального оперения;

L_г.о плечо горизонтального оперения;

S площадь крыла.

Использование подкосного крыла 3 большого удлинения (до 10.6) позволяет снизить массу конструкции и получить высокое аэродинамическое качество, что дает возможность увеличить полезную нагрузку до величины составляющей 35-45% от взлетной массы самолета.

При этом существенно уменьшается потребная для взлета и крейсерского полета мощность двигателя.

Самолет имеет широкий диапазон изменения центровки до 30% хорды крыла при различных вариантах загрузки, обусловленный короткой хордой крыла и большой величиной полезной нагрузки.

На режимах взлета, посадки и крейсерского полета приемлемое изменение продольной устойчивости в указанном диапазоне центровок при сохранении низкой массы конструкции и высокого аэродинамического качества обеспечивается использованием горизонтального оперения 5 с увеличенным статическим моментом А_г.о 1,15-1,25.