САМОЛЕТ ДЛЯ КРУГОСВЕТНОГО БЕСПОСАДОЧНОГО ПЕРЕЛЕТА БЕЗ ДОЗАПРАВКИ В ВОЗДУХЕ Российский патент 1998 года по МПК B64C39/04 

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к сверхдальним самолетам для кругосветного беспосадочного перелета без дозаправки в воздухе.

Известен сверхдальний самолет, выполненный по трехфюзеляжной схеме с крылом большого удлинения. В среднем фюзеляже расположена кабина экипажа и два двигателя, осуществляющие привод двух винтов, один из которых тянущий, а второй - толкающий. Спереди на нем установлена носовая стойка шасси. В крайних фюзеляжах расположены приборный отсек, емкости для топлива и основные стойки шасси (см. описание самолета Вояджер, Крылья Родины, N 2, 1987, с. 3 обложки или кн. Бауэрса П. Летательные аппараты нетрадиционных схем, М.: Мир, 1991, с. 191, рис. 9.13).

Однако время кругосветного перелета на описанном самолете составляет 216 ч 3 мин 44 с. Оно на наш взгляд, неоправданно велико и обусловлено недостаточным аэродинамическим совершенством схемы, неэффективным использованием силовых установок и их интерференции с несущими поверхностями самолета.

С целью сокращения времени кругосветного перелета разрабатывается сверхдальний самолет для кругосветного беспосадочного перелета без дозаправки в воздухе, выполненный по двухфюзеляжной схеме, содержащий два связанных между собой центропланом фюзеляжа с консолями, два двигателя, осуществляющие привод винтов, и стойки шасси (см. ж-л "Авиация - космонавтика", N 5, 1995, с. 12, Сверхдальний самолет ЭМЗ им. В.М.Масищева.

Описанный самолет, как наиболее близкий по технической сущности и достигаемому результату принят за прототип при составлении заявки.

Недостатками прототипа являются неудовлетворительные прочностные характеристики, а также значительные потери на балансировку и недостаточная разгрузка крыла, неэффективное использование силовых установок, неполное использование интерференции струи от винтов с несущими поверхностями самолета.

Цель изобретения - улучшение прочностных характеристик, снижение потерь на балансировку, оптимальная разгрузка крыла, эффективное использование силовых установок и положительной интерференции струй от винтов с несущими поверхностями самолета, сокращение времени перелета.

Поставленная цель достигается тем, что в самолете для кругосветного беспосадочного перелета без дозаправки в воздухе, выполненном по двухфюзеляжной схеме, содержащем два связанных между собой центропланом фюзеляжа с консолями, два двигателя, осуществляющих привод винтов, и стойки шасси, применено переднее горизонтальное оперение (ПГО) с установочным углом α и предкрыло с установочным углом β, расположенное перед центропланом, имеющим установочный угол γ , при этом установочные углы ПГО, предкрыла и центроплана связаны между собой неравенством α>β>γ , а сами ПГО, предкрыло и центроплан разнесены по высоте, определяемой из неравенств
H_ц>H_п>H_пго,
где - H_ц - установочная высота расположения центроплана; H_п - установочная высота расположения предкрыла; H_пго - установочная высота расположения ПГО,
при этом на центроплане установлены четыре винта, два крайних из трех тянущих винтов, равномерно распложенных по длине центроплана перед его передней кромкой, кинематически связаны с одним из двигателей, а два других, один из которых, установленный за задней кромкой центроплана, толкающий, тандемно установленных по продольной оси симметрии самолета - со вторым двигателем; при этом двигатели размещены в районе стыковки центроплана с фюзеляжами, а сам самолет снабжен четырьмя стойками шасси, две из которых закреплены в носовых частях фюзеляжей, а две другие - в зоне двигателей.

Предлагаемый самолет характеризуется наличием следующих существенных отличительных признаков:
а) он снабжен передним горизонтальным оперением (ПГО) с установочным углом α;
б) он снабжен предкрылком с установочным углом β;
в) предкрыло расположено перед центропланом;
г) центроплан имеет установочный угол γ ;
д) установочные углы ПГО, предкрыла и центроплана связаны между собой неравенством:
α>β>γ,
е) ПГО, предкрыло и центроплан разнесены по высоте, определяемой из неравенства:
H_ц>H_п>H_пго,
где
H_ц - установочная высота расположения цетроплана;
H_п - установочная высота расположения предкрыла;
H_пго - установочная высота расположения ПГО.

ж) на центроплане установлены четыре винта;
з) два крайних из трех тянущих винтов, равномерно расположенных по длине центроплана перед его передней кромкой, кинематически связаны с одним из двигателей;
и) два других винта, один из которых толкающий, тандемно установленных по продольной оси симметрии самолета, кинематически связаны со вторым двигателем, причем толкающий винт установлен за задней кромкой центроплана;
к) двигатели размещены в районе стыковки центроплана с фюзеляжами;
л) самолет снабжен с четырьмя стойками шасси;
м) две стойки закреплены в носовых частях фюзеляжей;
н) две другие стойки закреплены на фюзеляжах в зоне расположения двигателей.

Проведенные исследования по патентной и научно-технической литературе позволили выявить ряд технических решений аналогичного назначения. В результате сравнительного анализа было установлено следующее:
признак "а" в части наличия в конструкции самолета ПГО известен, однако об установочном угле ПГО ни в одном из выявленных аналогов ничего не сказано (см. описание самолета "Вояджер" - аналог; источник указан там же);
признаки "б-з" отсутствуют;
признак "и" в части установки винтов тандемно, один из которых толкающий, а другой тянущий, известен (см. описание самолета "Вояджер" и др), но винты кинематически связаны каждый со своим двигателем, когда в заявляемом - с одним;
признак "к" отсутствует;
признаки "л-н" известны (см. описание самолета, "Жемо-1" см. источник тот же, с. 190, рис. 9, 12).

При наличии трех известных и двух частично известных из тринадцати признаков, характеризующих предлагаемый самолет, можно сделать вывод о соответствии заявляемого объекта критериям изобретения "новизна" и "изобретательский уровень".

Анализ аэродинамической схемы и конструктивная проработка предлагаемого к рассмотрению самолета (при необходимости автор может представить проектные чертежи) дает право говорить о его более высоком аэродинамическом совершенстве, а следовательно, и о сокращении кругосветного беспосадочного перелета без дозаправки в воздухе в случае промышленной применимости заявляемого объекта.

На фиг. 1 представлен самолет, общий вид; на фиг. 2 - вид по стрелке А на фиг. 1.

Самолет содержит два фюзеляжа: левый 1 и правый 2. В левом расположена кабина 3 для экипажа, а в правом приборный отсек 4. Фюзеляжи 1 и 2 связаны между собой центропланом 5 и снабжены консолями 6 и 7 соответственно. Самолет снабжен двумя двигателями 8 и 9, осуществляющими привод четырех воздушных винтов 10, 11, 12, 13, а также четырьмя стойками шасси 14, 15 (две из которых на чертеже не показаны), две стойки 14 закреплены в носовых частях фюзеляжей 1 и 2, а две других (15) - в зоне двигателей 8 и 9. Для увеличения конструктивной жесткости самолета он снабжен передним горизонтальным оперением (ПГО) 16 и предкрылом 17, расположенным перед центропланом 5, при этом ПГО 16, предкрыло 17 и центроплан 5 имеет установочные углы α,β и γ соответственно, связанные между собой неравенством α>β>γ и разнесены по высоте согласно неравенству
H_ц>H_п>H_пго,
где H_ц - установочная высота расположения центроплана 5,
H_п - установочная высота расположения предкрыла 17,
H_пго - установочная высота расположения ПГО 16. На хвостовых частях фюзеляжей 1 и 2 установлены кили 18 и 19 соответственно.

Три винта 10, 11 и 12 выполнены тянущими и равномерно расположены по длине центроплана 5 перед его передней кромкой, винт 13 выполнен толкающим и тандемно установлен с винтом 11. Винты 10 и 12 кинематически связаны, например, с двигателем 8, а винты 11 и 13 - с другим, например, двигателем 9, при этом двигатели 8 и 9 размещены в районе стыковки центроплана 5 с фюзеляжами 1 и 2.

Полет самолета осуществляется следующим образом. После заправки самолета топливом включают двигатели 8 и 9 и после разбега поднимают его в воздух. Стойки 14 и 15 шасси могут убираться для снижения аэродинамического сопротивления. Управление самолетом осуществляется при помощи рулей на ПГО 16 и килях 18 и 19, электронов на консолях 6 и 7, закрылков на предкрыле 17 и центроплане 5. После взлета и набора крейсерской скорости один из двигателей может быть отключен для экономии топлива. При этом за счет кинематической связи воздушных винтов попарно с каждым из двигателей балансировка самолета не нарушается.

Разнесение по высоте ПГО 16, предкрыла 17 и центроплана 5 в определенной зависимости обеспечивает омывание их воздушным потоком без вредной интерференции, а разность установочных углов способствует увеличению подъемной силы, экономя топливо.

Использование: изобретение относится к летательным аппаратам. Самолет для кругосветного беспосадочного перелета без дозаправки в воздухе выполнен по двухфюзеляжной схеме, содержит два связанных между собой центропланом 5 фюзеляжа 1 и 2 с консолями 6 и 7, два двигателя 8 и 9, осуществляющих привод винтов и стойки шасси 14 и 15, он снабжен ПГО 16 и предкрылом 17, расположенным перед центропланом 5, при этом установочные углы и высоты расположенного ПГО, предкрыла и центроплана связаны между собой определенной зависимостью. На центроплане 5 установлены четыре винта 10, 11, 12 и 13, два крайних тянущих 10 и 12 из трех 10, 11 и 12, равномерно расположенных по длине центроплана 5, кинематически связаны с двигателем 8, а два других винта - тянущий 11 и толкающий 13, тандемно установленных по продольной оси симметрии самолета, кинематически связаны с двигателем 9, причем двигатели 8 и 9 размещены в районе стыковки центроплана 5 с фюзеляжами 1 и 2. 2 ил.

Самолет для кругосветного беспосадочного перелета без дозаправки в воздухе, выполненный по двухфюзеляжной схеме, содержащий два, связанных между собой центропланом, фюзеляжа с консолями, два двигателя, осуществляющие привод винтов, и стойки шасси, отличающийся тем, что применено переднее горизонтальное оперение (ПГО) с установочным углом α и предкрыло с установочным углом b, расположенное перед центропланом, имеющим установочный угол γ, при этом установочные углы ПГО, предкрыла и центроплана связаны между собой неравенством
α > β > γ,
сами ПГО, предкрыло и центроплан разнесены по высоте, определяемой из неравенства
Н_ц>Н_п>Н_П Г О,
где Н_ц установочная высота расположения центроплана;
Н_п установочная высота расположения предкрыла;
Н_П Г О установочная высота расположения ПГО,
при этом на центроплане установлены четыре винта, два крайних из трех тянущих винтов, равномерно расположенных по длине центроплана перед его передней кромкой, кинематически связаны с одним из двигателей, а два других, один из которых установленный за задней кромкой центроплана, толкающий, тандемно установленных по продольной оси симметрии самолета с вторым двигателем, причем двигатели размещены в районе стыковки центроплана с фюзеляжами, а сам самолет снабжен четырьмя стойками шасси, две из которых закреплены в носовых частях фюзеляжей, а две другие в зоне двигателей.