самолет

Формула изобретения

1. Самолет, содержащий фюзеляж (1), крыло (2), горизонтальное оперение (3), шасси (4), двигатели (5) и сдвоенное вертикальное оперение (6), отличающийся тем, что горизонтальное оперение смонтировано на пилоне (7), закрепленном над кабиной (8) пилотов, а сдвоенное вертикальное оперение установлено наклонным по бортам (9) хвостовой части фюзеляжа (10), ширина которой равна ширине средней части (11) фюзеляжа.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что фюзеляж, состоящий из двух симметричных половин (12), разделенных между собой перегородкой (13), в средней его части выполнен с постоянными размерами по ширине и высоте для размещения грузов, а в передней части (14) выполнен двухэтажным для размещения людей и разделенных между собой гермошпангоутом (15) с дверями (16).

3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что в хвостовой части фюзеляжа выполнен общий люк для двух симметричных половин средней части фюзеляжа с общей рампой (17) с возможностью перемещения грузов одновременно в каждой половине средней части фюзеляжа, с замками (18) по бортам и перегородке.

4. Самолет по п.1, отличающийся тем, что носовая (19) и хвостовая (20) части сдвоенного вертикального оперения выполнены с возможностью отклонения в одни и те же стороны синхронно.

5. Самолет по п.1, отличающийся тем, что часть двигателей силовой установки смонтированы между сдвоенным вертикальным оперением, а другая часть двигателей - по бортам средней части фюзеляжа.

6. Самолет по п.1, отличающийся тем, что двигатели силовой установки, смонтированные между сдвоенным вертикальным оперением, смонтированы с возможностью поворота в горизонтальной плоскости, чтобы уравновесить моменты, при отказе боковых двигателей.

7. Самолет по п.1, отличающийся тем, что основное шасси выполнено трехстоечным, одна стойка которого размещена под перегородкой по оси фюзеляжа в плоскости стоек шасси, установленных по бортам фюзеляжа.

8. Самолет по п.1, отличающийся тем, что на пилоне горизонтального оперения выполнен руль поворота (21).

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиации и может быть использовано для грузовых и грузопассажирских самолетов повышенной грузоподъемности, а также для самолетов средней грузоподъемности, к которым предъявляются требования повышенной экономичности и повышенной безопасности при полетах.

Известно, что традиционные самолеты повышенной грузоподъемности, например Vickers VC-10, Boeing 727, Lockheed C-5A, Ту-154, АН-124 и другие, а также средней грузоподъемности, например Ан-26, АН-12, Ан-70 и другие, нуждаются в повышении безопасности и экономичности при эксплуатации благодаря более эффективному использованию полезных свойств профиля крыла, а именно коэффициента подъемной силы. Недоиспользование коэффициента подъемной силы С_у профиля крыла (фиг.1) предусматривается для повышения безопасности полетов, чтобы на крыле не появилось нежелательное критическое состояние - срыв потока и "сваливание" на крыло из-за несимметричности аэродинамического состояния при обтекании крыла - слева и справа от фюзеляжа.

Недоиспользование полезных свойств профиля крыла отрицательно влияет на экономику и аэродинамические характеристики. Однако с этим считаются из-за отсутствия гарантии не оказаться в опасной ситуации появления срыва потока на крыле из-за случайности действия пилота или попадания самолета в интенсивный негоризонтальный поток воздуха, возникающий из-за разной степени нагрева поверхности земли (пашня, луг, лес, вода и т.п.), воздушный вихрь из-за грозовых явлений атмосферы. В результате может быть "подхват" или воздействие нисходящих потоков на горизонтальное оперение, из-за чего самолет кабрирует и выходит на критические углы атаки с появлением штопора (самолет Ту-154, газета "Известия" 10.11.2006 г.).

Учитывая, что не все летчики обладают эрудицией и навыками, штопор несет причины, из-за которых приходится эксплуатировать самолет с недоиспользованным коэффициентом подъемной силы, что снижает экономику самолета и его летные качества.

Даже опытнейший летчик-космонавт на самолете Миг-15УТИ вывел его из штопора, но высоты было уже не достаточно (Н.Качоровский. Авиация и космонавтика № 3, 2004 г. Стр.45), что показано на фиг.3.

Известно, что самолет с гордостью называют "стальная птица". Однако такое сравнение с созданием природы слишком лестное, т.к. аэродинамические факторы самолета существенно отличаются, особенно при взлете, посадке и при больших углах атаки в полете с повышенными скоростями вертикальных потоков воздуха, что снижает степень безопасности эксплуатации самолетов.

У птицы подъемная сила создается при взлете и при посадке, а также при малых скоростях полета, не только крылом, но и горизонтальным оперением (хвостом), которое она расширяет в виде веера. У самолета же, чтобы осуществить взлет или посадку, руль высоты горизонтального оперения отклоняют вверх для получения аэродинамической силы, действующей вниз на горизонтальное оперение, чтобы повернуть самолет, приподняв нос и опустив заднюю часть самолета. Вместе с этим увеличивается угол атаки крыла. Сила, действующая вниз на горизонтальное оперение, зависит от площади горизонтального оперения, которая может составлять 25% площади крыла и требует существенно повышать подъемную силу крыла, чтобы поддерживать самолет в воздухе. Т.е. от подъемной силы крыла вычитается сила, действующая вниз от горизонтального оперения, что показано на фиг.2.

У птицы аэродинамическая сила, действующая на горизонтальное оперение, направлена вверх, помогая крылу, а у самолета - вниз, что существенно снижает подъемную силу крыла.

Кроме того, у современных самолетов их фюзеляжи имеют проблему определения габаритов, объема и площади грузового пола. Одним из способов решения этой проблемы - увеличение длины фюзеляжа. Однако этот путь приводит к трудностям в эксплуатации по определению положения центра тяжести, к увеличению нежелательного воздействия бокового ветра, ухудшающего путевую устойчивость, к увеличению массы момента инерции, а также увеличивается сопротивление из-за влияния удлинения фюзеляжа, т.к. увеличивается коэффициент сопротивления фюзеляжа (Проектирование самолетов. Н.А.Фомин, М., 1961 г., стр.259, 260).

Известен самолет повышенной грузоподъемности Lockheed C-5A"Galaxy" (Das grobe Flugzeug Tupenbuch, Berlin, 1977 г., стр.516). Однако у данного самолета горизонтальное оперение уменьшает подъемную силу крыла, а фюзеляж выполнен двухэтажным. На нижнем этаже - грузовое помещение, а на втором этаже размещаются люди, что ухудшает их размещение. Для размещения грузов выполнен носовой люк и хвостовой. Т.к. фюзеляж в его хвостовой части имеет сужение как по вертикали, так и по горизонтали, то створки люка имеют сложную конструкцию, чтобы обеспечить доступ в задний люк. Наличие переднего и заднего люков влечет за собой увеличение массы конструкции, ее усложнение и ухудшение эксплуатации. Кроме того, самолет может попасть в штопор, что снижает безопасность и ухудшает экономические показатели.

Известен самолет А640-Н2 Эрбас Индастри (журнал Экспрес информация ЦАГИ, серия Авиационная и ракетная техника, № 1558, 5.06.1989 г., стр.3), в котором содержится три фюзеляжа с общим горизонтальным оперением, которое при взлете и посадке значительно уменьшает подъемную силу крыла. Три отдельно стоящих фюзеляжа увеличивают аэродинамическое сопротивление из-за интерференции и не позволяют иметь люки достаточных размеров, чтобы транспортировать крупногабаритные грузы. Указанные факторы не могут обеспечить конкурентоспособность.

Известен самолет с фюзеляжем в виде двух долей (патент Украины В64С 1/00, № 12317), у которого горизонтальное оперение на взлете и посадке уменьшает подъемную силу, создаваемую крылом, и не исключает возможности попасть в штопор, а сужающаяся в двух плоскостях хвостовая часть фюзеляжа не позволяет иметь люк, через который можно было бы размещать крупногабаритные грузы. Такая компоновка, хотя и имеет прогрессивную двухдолевую конструкцию фюзеляжа, не обеспечивает повышенную экономику и должную безопасность, исключая штопор.

Целью изобретения является повышение безопасности и экономичности эксплуатации самолета. Указанная цель достигается тем, что в предложенном самолете, имеющем основные его части, как у традиционных: фюзеляж, крыло, горизонтальное оперение, шасси, двигатели и вертикальное оперение, но выполнен с существенными отличиями. Так горизонтальное оперение смонтировано на пилоне, который закреплен над кабиной пилотов, а сдвоенное вертикальное оперение установлено наклонным, например, под 45° по бортам хвостовой части фюзеляжа. При этом горизонтальное оперение имеет невозмущенное аэродинамическое обтекание, из-за чего обеспечивается его эффективность, а на пилоне горизонтального оперения выполнен дополнительный руль поворота с достаточной его эффективностью при малом удлинении, т.к. циркуляция ограничена горизонтальным оперением и фюзеляжем. Горизонтальное оперение имеет положительный угол атаки, который позволяет получить подъемную силу дополнительно к подъемной силе крыла. При этом угол атаки горизонтального оперения принят больше угла атаки крыла, чтобы на горизонтальном оперении раньше чем на крыле возник срыв потока, что уменьшит подъемную аэродинамическую силу горизонтального оперения. Это приведет к уменьшению угла тангажа самолета, из-за чего не будет закритического угла атаки крыла и срыва потока на правом и левом крыльях что не допустит сваливания самолета на крыло. Это позволит использовать желаемые и безопасные углы атаки, что дает возможность использовать повышенный коэффициент подъемной силы крыла. Поэтому повысится грузоподъемность, а следовательно, и экономичность и безопасность полетов, исключая штопор.

Передняя часть фюзеляжа выполнена сужающейся в плане от средней части до кабины пилотов с достаточным для нее объемом. Фюзеляж, имеющий две симметричные половины, разделенные перегородкой по оси симметрии для восприятия сил от избыточного давления, в средней части выполнен с постоянными размерами по ширине и высоте для размещения крупногабаритных грузов, а в передней части выполнен двухэтажным для размещения людей и разделенных между собой гермошпангоутом с дверями. Хвостовая (задняя) часть фюзеляжа выполнена по ширине, равной ширине средней части фюзеляжа, и выполнен общий люк для двух симметричных половин средней части фюзеляжа с общей рампой с возможностью перемещения грузов одновременно в каждую половину средней части фюзеляжа с замками по бортам хвостовой части фюзеляжа и перегородке.

Такая конструктивная компоновка позволяет обеспечить требуемую площадь пола и объем фюзеляжа при существенном уменьшении его длины, что положительно влияет на снижение момента инерции, центровку, весовые и аэродинамические данные благодаря подбору рационального удлинения фюзеляжа и его коэффициента сопротивления.

Для получения дополнительной подъемной силы на малых скоростях полета, особенно при взлете и посадке, наклонное сдвоенное вертикальное оперение выполнено с возможностью отклонения носовой и хвостовой частей в одни и те же стороны синхронно, что увеличивает кривизну и подъемную силу. Для обеспечения путевой устойчивости и бокового маневра это оперение функционирует как V-образное оперение.

Как известно, у существующих самолетов устанавливается несколько двигателей. При этом возникает проблема полета, взлета и посадки при остановке не только двусторонних, но и односторонних двигателей, т.к. возникают моменты, которые трудно сбалансировать аэродинамическими рулями, что снижает безопасность эксплуатации.

Для повышения безопасности эксплуатации при остановке односторонних двигателей у предложенного самолета часть двигателей смонтирована между сдвоенным вертикальным оперением, а другая часть двигателей - по бортам фюзеляжа. Такое расположение двигателей даже при 50% их остановке с одной стороны, обеспечивает парирование момента благодаря повороту двигателей, смонтированных между сдвоенным вертикальным оперением, что даст возможность рулям поворота преодолеть возникший момент от двигателя, установленного близко от центра тяжести.

У самолетов повышенной грузоподъемности возникают трудности передачи массы самолета на аэродром через шасси. Так у самолета АН-124 основное шасси имеет 10 стоек (по 5 с каждой стороны) и 20 колес. Последовательное расположение стоек приводит к тому, что задняя стойка при посадке и взлете перегружается, а предыдущие стойки нагружаются неравномерно, чем снижается надежность и проходимость шасси при эксплуатации.

У предложенного самолета основное шасси выполнено трехстоечным, одна стойка которого размещена под перегородкой по оси фюзеляжа в плоскости стоек шасси, установленных по бортам фюзеляжа. При этом на каждой стойке смонтирована ориентирующаяся в вертикальной плоскости тележка, имеющая 8 колес. И нагрузка действует равномерно на все 24 колеса, чем обеспечивается требуемая проходимость и надежность при эксплуатации.

Изобретение поясняется чертежами:

фиг.1 - график изменения коэффициента подъемной силы профиля крыла в зависимости от угла его атаки;

фиг.2 - кабрирующее положение традиционного самолета при отклонении руля высоты;

фиг.3 - схема вывода самолета из штопора;

фиг.4 - общий вид самолета - вид в плане;

фиг.5 - продольный разрез самолета (конструктивная компоновка - вид сбоку);

фиг.6 - продольный разрез самолета (грузовая компоновка - вид сбоку);

фиг.7 - конструктивная компоновка поперечного сечения Д-Д фиг.5, фиг.13 средней части фюзеляжа;

фиг.8 - конструктивная компоновка носовой части самолета;

фиг.9 - поперечное сечение А-А фиг.8 носовой части самолета;

фиг.10 - конструктивная компоновка двухэтажной части фюзеляжа для размещения людей;

фиг.11 - поперечное сечение О-О фиг.10;

фиг.12 - поперечное сечение В-В фиг.10;

фиг.13 - конструктивная компоновка средней части фюзеляжа с размещением грузов;

фиг.14 - компоновка задней части самолета;

фиг.15 - компоновка обтекателя основного шасси;

фиг.16 - поперечное сечение И-И фиг.15;

фиг.17 - установка горизонтального оперения;

фиг.18 - вид В фиг.17;

фиг.19 - поперечное сечение Е-Е фиг.14;

фиг.20 - поперечное сечение К-К фиг.14;

фиг.21 - поперечное сечение М-М фиг.14;

фиг.22 - поперечное сечение П-П фиг.19;

фиг.23 - поперечное сечение Р-Р фиг.20;

фиг.24 - общий вид хвостовой части самолета с открытым люком для доступа в обе грузовые половины средней части самолета.

Самолет содержит фюзеляж 1, крыло 2, горизонтальное оперение 3, шасси 4, двигатели 5 и сдвоенное вертикальное оперение 6.

Горизонтальное оперение смонтировано на пилоне 7, смонтированном над кабиной 8 пилотов, а сдвоенное вертикальное оперение установлено наклонным по бортам 9 хвостовой части фюзеляжа 10, ширина которой равна ширине средней части 11 фюзеляжа.

Фюзеляж состоит из двух симметричных половин 12, которые разделены между собой перегородкой 13 и в средней его части выполнен с постоянными размерами по ширине и высоте для размещения грузов. В передней части 14 фюзеляж выполнен двухэтажным для размещения людей и отделен от грузовой части гермошпангоутом 15 с дверями 16. В хвостовой части фюзеляжа выполнен общий люк для симметричных половин средней части фюзеляжа с общей рампой 17 с возможностью перемещения грузов одновременно в каждой половине средней части фюзеляжа, с замками 18 по бортам и перегородке. Носовая 19 и хвостовая 20 части сдвоенного вертикального оперения выполнены с возможностью отклонения в одни и те же стороны синхронно. Часть двигателей 5 смонтированы между сдвоенным вертикальным оперением с возможностью поворота в горизонтальной плоскости, чтобы уравновесить моменты при отказе боковых двигателей, закрепленных по бортам средней части фюзеляжа. Основное шасси самолета выполнено трехстоечным, одна стойка которого размещена под перегородкой по оси фюзеляжа в плоскости стоек шасси, закрепленных по бортам фюзеляжа. На пилоне горизонтального оперения выполнен руль 21 для дополнительного функционирования.

Реализация предлагаемого самолета альтернативной концепции, имеющего существенные отличия от традиционных аналогов, позволит получить положительный эффект:

- повышение безопасности при полетах, исключая штопор;

- улучшение экономических показателей, исходя из следующего.

Как известно, подъемная сила определяется Y= С_уSV²0,5, технические решения могут влиять на величины коэффициента подъемной силы Су и площадь крыла S, от которых зависит подъемная сила.

Для традиционных самолетов, например Ту-154, Ил-76, АН-124 (Руслан), Boeing 727, Lockheed C-5A и др., коэффициент подъемной силы С_у , как известно, может быть меньше максимального значения примерно на 15,8% (фиг.1), чтобы избежать сваливания на крыло при критических углах атаки крыла и чтобы самолет не вошел в штопор, как Ту-154 или самолет МиГ-15 (УТИ), из-за ассиметрии обтекания крыльев.

Тогда Y= 0,842С_уSV²0,5.

Кроме того, у традиционных самолетов при взлете и посадке на горизонтальное оперение действует аэродинамическая сила вниз при отклонении руля высоты вверх, чтобы удерживать самолет в кобрирующем положении для получения увеличенных углов атаки крыла (фиг.2).

Поэтому приближенно можно считать, что эффективная площадь крыла определится S_кр ^эф=S_кр-S_го, где S _го=(0,25 0,3)S_кр, тогда

S_кр ^эф=S_кр-0,275S_кр, S _кр ^эф=0,725 S_кр.

Поэтому подъемная сила традиционного крыла может быть определена

Y_тр= 0,842С_у0,725SV²0,5 или Y_тр =0,61 С_уSV²0,5.

Из этого следует, что подъемная сила у традиционных самолетов недоиспользуется и поэтому на взлете и посадке для восполнения ее потерь приходится увеличивать скорость, что снижает безопасность или увеличивается площадь крыла, что также отрицательно влияет на массу и увеличивает сопротивление.

У предложенного самолета, как альтернативного, подъемные аэродинамические силы могут определяться, например, следующим образом.

Коэффициент подъемной силы С_у может быть меньше максимального всего лишь примерно на 3%, что соответствует примерно 4° угла атаки (фиг.1). При этом исключается возможность сваливания на крыло, т.к. его угол атаки не может превысить заданный критический угол.

Тогда Y_аль= 0,97С_уSV²0,5. Кроме этого, у предложенного самолета на горизонтальное оперение действует подъемная сила снизу вверх.

Тогда S_кр ^эф=S_кр+S_го, где S _го=(0,25 0,3)S_кр, т.е.

S_кр ^эф=S_кр+0,275S_кр, S _кр ^эф=0,275 S_кр.

Поэтому подъемная сила Y_аль= 0,97С_у1,275SV²0,5, отсюда

т.е. Y_аль>Y_тр в 2,03 раза.

Кроме этого, у предложенного самолета вертикальное сдвоенное оперение, имеющего наклон 45°, может обеспечить дополнительную подъемную силу в зависимости от площади этого оперения. Площадь наклонного под углом 45° вертикального оперения может составлять 20% 30% от площади крыла.

Тогда S_кр ^эф=1,275S_кр+0,25S_кр×0,7=1,45 S_кр.

В этом случае подъемная сила предложенного самолета определится

Y_аль= 0,97С_у(1,275+0,25×0,7)SV²0,5=1,4065 С_уSV²0,5, следовательно,

Y_аль:Y_тр=1,4065 С_уSV²0,5:0,61 С_уSV²0,5=2,31.

То есть подъемная сила у предложенного самолета может быть при принятых соотношениях больше чем у традиционных самолетов на существенную величину, что является значительным положительным резервом. Это позволит увеличить коммерческую нагрузку и улучшить экономические характеристики, а также уменьшить скорости взлета и посадки, что повысит безопасность эксплуатации, тем самим повысить эффективность самолета и поднять авиацию на качественно более высокий уровень, исключая штопор.

В эксплуатации предложенного самолета режимы его полета, взлета и посадки аналогичны традиционным. При этом руль высоты горизонтального оперения, рули V-образного вертикального оперения могут отклоняться пилотом вниз на требуемые углы для обеспечения дополнительной крылу подъемной силы на малых скоростях полета самолета. Кобрирование или пикирование самолета достигается рулем высоты, обеспечивая требуемый угол тангажа посредством момента балансировки в зависимости от центровки самолета. Боковая устойчивость и управляемость обеспечиваются V-образным оперением.