ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ СОЛОВЬЕВА В.А. Российский патент 1997 года по МПК B64C39/08 

Изобретение относится к самолетостроению и может быть использовано в создании самолетов различного назначения, в том числе повышенной грузоподъемности и гидропланов.

Известно носовое вертикальное оперение, применяемое в современных самолетах для непосредственного управления боковой силой (Пономарева А.Н. Авиация настоящего и будущего. ВИ, 1984, с. 25)
Однако его консольное крепление требует повышенной конструктивной прочности, что, однако, не может гарантировать надежность эксплуатации устройства на высоких скоростях.

Известны полуторапланные схемы самолетов, в которых верхний план по размаху превышает нижнее крыло (Шаров В.Б. История конструкции самолетов в СССР, 1978, с. 332).

Обладая повышенной по сравнению с монопланами аналогичного класса машин грузоподъемностью, а также большей маневренностью за счет малого размаха крыльев, они, тем не менее, не нашли широкого применения в строительстве грузовых самолетов. Используемые в качестве силовых элементов крепления верхних и нижних консолей стойки и расчалки увеличивают лобовое сопротивление. При этом они не обеспечивают достаточной жесткости крепления крыльев и не могут быть использованы для установки на них двигателей.

В качестве прототипа взято решение, известное из заявки ПСТ N WO 88/05011, представляющее собой летательный аппарат, содержащий закрепленные на фюзеляже нижние планы, верхнее крыло, соединительные стойки и двигатели. Но и данное решение имеет вышеуказанные недостатки.

Техническим результатом изобретения является устранение указанных недостатков и повышение подъемной силы самолета при неизменных габаритах крыла по сравнению с самолетами аналогичного класса, увеличение жесткости центроплана при увеличении его длины, обеспечение надежности управления боковой и вертикальной силами, а также достижение эффекта эжекторного увеличения тяги турбореактивных двигателей.

Указанный технический результат достигается тем, что у летательного аппарата, содержащего закрепленные на фюзеляже нижние планы, верхнее крыло, соединительные стойки и двигатели, соединенные стойки выполнены в виде стоек-пилонов и вместе с нижними планами, центральной частью верхнего крыла и центральной стойкой организованы в жесткую многоугольную ферму, при этом верхнее крыло смещено относительно нижних планов вдоль фюзеляжа в сторону киля, соответствующее смещение придано стойкам-пилонам, на которых изготовлены узлы крепления под двигателем, причем стойкам-пилонам, установленным под углом к продольной вертикальной плоскости фюзеляжа, придан аэродинамический профиль и они сгруппированы попарно с закрепленными между ними двигателями.

На фиг. 1 изображена схема самолета с расположением гнезда для двигателя непосредственно в стойке-пилоне; на фиг. 2 размещение планов в продольной вертикальной плоскости; на фиг. 3 то же, но с перекрытием планов; на фиг.4 - схема самолетов с расположением двигателей между попарно установленными стойками-пилонами; на фиг. 5 то же, вид слева; на фиг. 6 то же вид сверху; на фиг. 7 то же, нос четырьмя двигателями, стреловидным крылом V-образным обратным; на фиг. 8 то же, вид слева; на фиг. 9 то же, вид сверху; на фиг. 10 схема многомоторного самолета повышенной грузоподъемности, поперечное сечение; на фиг. 11 схема многомоторного самолета с двигателями, расположенными попарно на стойке-пилоне, поперечное сечение; на фиг. 12 то же, вид сверху; на фиг. 13 поперечное сечение правой части самолета с гнездом под двигатель, изготовленным на стойке-пилоне и снабженным кольцевым контуром (двигатель в гнезде не изображен); на фиг. 14 увеличенная схема размещения на стойке-пилоне гнезда под давлением; на фиг. 15 поперечное сечение левой части самолета с двигателем, установленным между попарно размещенными стойками-пилонами; на фиг. 16 схема размещения двигателя в кольцевом контуре со сквозными отверстиями в зоне выхлопного сопла. Процесс возникновения эжекции; на фиг. 17 то же, вид слева.

К фюзеляжу 1 примыкают нижние планы 2. Связанные через боковые стойки-пилоны 3 с центральной частью верхнего крыла 4 они образуют вместе с фрагментом фюзеляжа жесткую коробку. К ее верхней части пристыкованы консоли 5.

Двигатели 6 могут быть размещены на отдельных стойках-пилонах в гнездах 7 (фиг. 1). При этом стенки гнезда входят составной частью в силовой каркас центроплана.

Предусматривается попарное размещение двигателей на отдельных стойках-пилонах (фиг. 11 и 12), а также между сдвоенными стойками-пилонами (фиг. 5, 8 и 10).

Для обеспечения эффекта эжекторного увеличения тяги отдельно расположенные двигатели (фиг. 13) помещены в замкнутый контур 8.

Роль контура исполняют и сдвоенные стойки-пилоны (фиг. 15) с расположенными между ними двигателями.

В обоих случаях на стенках контура в зоне выходного устройства двигателя имеются сквозные отверстия 9.

На центральной стойке 10, соединяющей концевую часть верхнего крыла с фюзеляжем, установлены рули поворота носовой 11 и кормовой 12.

Нижние планы 2 и центральная часть 4 верхнего крыла жестко связаны между собой посредством боковых стоек-пилонов 3, которые в поперечном сечении самолета могут располагаться как вертикально (фиг. 1), так и наклонно (фиг. 5, 7, 8, 10 и 15). В последнем случае стойки-пилоны имеют аэродинамический профиль, что позволит обеспечить определенный прирост подъемной силы.

Изготовление центроплана в виде жестко замкнутой коробки или многоугольной пространственно фермы позволит увеличить размах верхней часть центроплана при сохранении жесткости его конструкции. При этом будет обеспечена жесткость консолей за счет уменьшения их длины и сохранения заданного размаха крыла аэроплана.

Для уменьшения миделевого сечения стойки-пилоны отклонены вдоль фюзеляжа в заднем (фиг. 2, 3, 4, 7) или переднем (не показано) направлении. Взаимная ориентация нижних планов и верхнего крыла произвольна и зависит от типа самолета и его конструктивных особенностей. Оптимальным представляется вариант, при котором передняя кромка верхнего крыла располагается над задней кромкой нижних планов. В этом случае будет сведена к минимуму либо устранена вообще интерференция, возникающая в результате взаимного влияния планов.

Следует отметить, что форма верхнего крыла может не совпадать с формой нижнего.

При продольном разносе вдоль фюзеляжа верхнего и нижнего крыльев увеличивается площадь опоры, что повышает продольную устойчивость самолета. Наряду с этим в результате разноса планов появляется реальная возможность непосредственного управления подъемной силой. Эта особенность проявится при одновременном отклонении закрылков на верхних и нижних планах, а также руля высоты. При достаточно мощных двигателях возможность управления подъемной силой позволит осуществлять взлет и посадку с трех точек опоры. Вследствие этого повысится безопасность полета, особенно при использовании скользких взлетно-посадочных полос. Одновременно летательный аппарат приобретает большую возможность маневра по вертикали.

При отрицательном значении поперечного крыла его корневая часть может крепиться на центральной стойке 10, закрепленной на фюзеляже. В переднем носке этой стойки установлен руль поворота 11. Аналогичный руль 12 может быть установлен и в тыльной части центральной стойки. Рули могут быть установлены как поодиночке, так и совместно. Размещение одновременно двух рулей поворота в одной плоскости целесообразно при достаточной длине центральной стойки с тем, чтобы тыльный руль не находится в возмущенном потоке воздуха от переднего руля.

При одновременном отклонении руля (рулей) поворота на стойке и руля поворота на киле с соответствующим устранением крена элеронами появляется возможность управления боковой силой без скольжения самолета. Соответственно повышается маневренность аэроплана в горизонтальной плоскости.

Для обеспечения эффекта эжекторного увеличения тяги двигатель устанавливается в замкнутом контуре. Таким контуром может быть кольцо 8 при размещении двигателя на стойке-пилоне (фиг. 13) или же спаренные стойки-пилоны совместно с нижним планом и верхним крылом (фиг. 15). На стенках контура в зоне реактивного сопла изготавливаются сквозные отверстия 9 для забора воздуха. Они могут быть различной формы: круглые, продольные, многоугольные, другие.

Скорость 1 движения потока воздуха в пространстве между двигателем 6 и стенкой контура 8 определяется, в основном, скоростью истечения реактивной струи 13. В то время как скорость V₂ перемещения потока воздуха вне контура зависит лишь от скорости полета самолета. Таким образом V₁>V₂. Следовательно, согласно известному закону Бернулли, давление в скоростном потоке будет ниже аналогичного показателя для потока, перемещающегося с меньшей скоростью. В результате часть воздуха через заборные отверстия 9 поступит в засопловое пространство двигателя. Содержащийся в этой порции воздуха кислород пойдет на дожигание несгоревшего топлива. А весь воздух, поступивший в зону реактивной струи, перемещается с раскаленными газами. Температура его повысится и он увеличится в объеме. Все это приведет к увеличению массы отбрасываемого назад воздуха, а следовательно, и к возрастанию двигателя благодаря более полному сгоранию топлива.

Использование: изобретение относится к авиастроению, в частности к созданию самолетов повышенной грузоподъемности и гидропланов. Сущность: летательный аппарат содержит фюзеляж и закрепленные на нем нижние планы, верхнее крыло, соединительные стойки и двигатели. Соединительные стойки выполнены в виде стоек-пилонов и вместе с нижними планами, центральной частью верхнего крыла и центральной стойкой организованы в жесткую многоугольную ферму. Верхнее крыло смещено относительно нижних планов в сторону киля, также смещены стойки-пилоны, и на них изготовлены узлы крепления под двигатели. Стойки-пилоны имеют аэродинамический профиль. 2 з. п. ф-лы, 17 ил.

1. Летательный аппарат, содержащий закрепленные на фюзеляже нижние планы, верхнее крыло, соединительные стойки, а также двигатели, отличающийся тем, что соединительные стойки выполнены в виде стоек-пилонов и вместе с нижними планами, центральной частью верхнего крыла и центральной стойкой организованы в жесткую многоугольную форму, при этом верхнее крыло смещено относительно нижних планов вдоль фюзеляжа в сторону киля, соответствующее смещение придано и стойкам-пилонам, на которых изготовлены узлы крепления под двигатели, причем стойкам-пилонам, установленным под углом к продольной вертикальной плоскости фюзеляжа, придан аэродинамический профиль и они сгруппированы попарно с закрепленными между ними двигателями. 2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что в носовом и кормовом отделах центральной системы расположены рули поворота. 3. Аппарат по пп.1 и 2, отличающийся тем, что двигатели размещены в замкнутых контурах, на стенках которых в зоне выходного устройства двигателя имеются сквозные отверстия, аналогичные отверстия выполнены на попарно установленных стойках-пилонах.