САМОЛЕТ Российский патент 1999 года по МПК B64C39/02 B64D27/20 

Изобретение относится к авиастроению и касается устройства планера самолета, размещения его двигателей.

В качестве прототипа принят самолет СУ-37 ("Крылья Родины" N 8, 1996 ).

Недостатком этого самолета с точки зрения аэродинамики является тот факт, что планер представляет собой пакет связанных труб: фюзеляж плюс два двигателя собраны в одну связку. Этот пакет труб ни в одном продольном сечении не являет собой сечения веретенообразного, т.е. аэродинамического тела. Размещение его движителей в хвостовой части позади центра давления, центра тяжести, точки приложения равнодействующей сил сопротивления демонстрирует упряжку, где лошадь поставлена позади телеги, что гарантирует неустойчивость полета, сложности с управлением, невозможность управлять машиной мускульной силой экипажа. В живой природе все летающие прикладывают силу тяги в передней части тела. Очевидно, что эволюция изобрела оптимальный вариант.

Существующее устройство планера и размещение движителей потребовало для возможности полета установки мощного хвостового оперения, что существенно увеличило вес, габариты, отражающую поверхность (например, площадь вертикального хвостового оперения соизмерима с площадью крыла).

В качестве аналога принят самолет "Харриер", представленный в "Авиационном журнале" N 2, 1991 , с. 42.

Недостатком аналога является наличие продолжительных газовых каналов, поворотов газового потока, что ведет к излишним тепловым и гидравлическим потерям, а также выброс отработавших газов без обдува ими поверхностей с целью получения аэродинамической подъемной силы.

Цель изобретения - создание самолета, содержащего фюзеляж, крылья, горизонтальное и вертикальное оперение, турбореактивные двигатели, движители в виде щелевых сопел, отличающегося тем, что фюзеляж выполнен с сечением в вертикальной продольной плоскости в виде сечения веретенообразного тела, а в поперечной вертикальной плоскости от шпангоута наибольшей полноты фюзеляжа имеет эллипсность с возрастанием эксцентриситета к носовой и хвостовой его частям с расположением большего диаметра эллипса в горизонтальной плоскости, хвостовая часть фюзеляжа подвешена шарнирно с возможностью вращения на угол управления по высоте, вертикальное оперение расположено на подвижной хвостовой части фюзеляжа; двигатели размещены в носовой части фюзеляжа, впереди центра давления, центра тяжести, точки приложения равнодействующей сил сопротивления.

Фиг. 1 - схематический вид самолета сбоку.

Фиг. 2 - схематический вид самолета сверху:
1 - фюзеляж самолета
2 - щелевые воздухозаборники
3 - двигатели
4 - нагнетательная камера
5 - щелевое сопло фюзеляжа
6 - щелевое сопло крыла
7 - передний лонжерон крыла
8 - шпангоут наибольшей полноты
9 - крыло с аэродинамическим гребнем
10 - подвижная хвостовая часть фюзеляжа
11 - канал подачи газов в центроплан и щелевые сопла крыла.

Фюзеляж 1 выполнен с предельным сечением в вертикальной плоскости имеющим сечение веретенообразного тела, для чего от шпангоута наибольшей полноты он имеет эллипсность с возрастающим эксцентриситетом к его носовой и хвостовой частям с расположением большого диаметра эллипса в горизонтальной плоскости. Такая конструкция обеспечивает минимальное сопротивление и необходимый объем для размещения двигателей в его носовой части.

Воздухозаборники 2 выполнены на фюзеляже, щелевые с клапанами, открывающимися действием компрессора и служащими также коническими телами для регулировки подачи воздуха.

Двигатели 3 размещены парно, с наклоном их осей к оси самолета с целью подачи газов в одну точку для предотвращения децентрации тяги, подъемной силы в случае отказа одного из них.

Нагнетательная камера 4 выполнена из жаропрочного материала с наружной теплоизоляцией, служит для двигателей жаровой трубой, распределяет газовый поток по щелевым соплам, щелевое сопло 5 фюзеляжа выполнено на верхней его части, огибая его. Щелевое сопло 6 выполнено в передней части крыла. Подвижная хвостовая часть 10 закреплена шарнирно с возможностью вращения на угол управления по высоте. Канал 11 газов в центроплан обеспечивает через него подачу газов в щелевые сопла крыла.

Из изложенного видно, что самолет новой аэро- и газодинамической схемы отличается рядом преимуществ.

1. Имея веретенообразное сечение фюзеляжа, он обладает минимальным сопротивлением.

2. Размещение двигателей внутри фюзеляжа, впереди:
а) облагораживает аэродинамику, снижает общее сопротивление;
б) существенно повышается живучесть машины, облегчается полет на одном двигателе из-за отсутствия децентрализации тяги.

3. Приложение тяги впереди центра давления, центра тяжести, точки приложения равнодействующей сил сопротивления обеспечивает устойчивость полета, легкую управляемость, в том числе и мускульной силой.

4. Наиболее полно используется энергия газов, что повышает КПД силовой установки.

5. Сокращается вес брони кабины, т.к. она вписана между двигателей.

6. При необходимости установки двухконтурных двигателей конструкция фюзеляжа обеспечивает развитие ее сечения в горизонтальной плоскости без нарушения веретенообразности сечения вертикальной продольной плоскостью и таким образом обеспечивается достижение сверхзвуковых скоростей.

Из изложенного видно, что предложенный самолет при отсутствии поступательной скорости на работающих двигателях имеет подъемную силу, развиваемую щелевыми соплами, соответствующую скорости истечения газов, сила эта обеспечивает эксплуатацию без аэродрома, т.е. непосредственно в войсковых соединениях; а возможность полета на малых скоростях обеспечивает прицельное использование любых боеприпасов.

Строительство самолета предложенной газо- и аэродинамической схемы не вызывает каких-либо затруднений.

Изобретение относится к машиностроению. Фюзеляж самолета выполнен в вертикальной продольной плоскости с веретенообразным сечением и имеет эллипсность с возрастанием эксцентриситета от шпангоута наибольшей полноты к носовой и хвостовой его частям. Больший диаметр эллипса расположен в горизонтальной плоскости. Хвостовая часть фюзеляжа шарнирно закреплена с возможностью вращения на угол управления по высоте. Вертикальное оперение расположено на подвижной хвостовой части фюзеляжа. Турбореактивные двигатели размещены в носовой части фюзеляжа впереди центра давления, центра тяжести и точки приложения равнодействующих сил сопротивления. Выполненный таким образом самолет имеет малое сопротивление, легко управляем, снижается его вес. 2 ил.

Самолет, содержащий фюзеляж, крылья, горизонтальное и вертикальное оперение, турбореактивные двигатели, движители в виде щелевых сопел, отличающийся тем, что фюзеляж выполнен с сечением в вертикальной продольной плоскости в виде сечения веретенообразного тела и имеет эллипсность с возрастанием эксцентриситета от шпангаута наибольшей полноты к носовой и хвостовой его частям с расположением большего диаметра эллипса в горизонтальной плоскости, хвостовая часть фюзеляжа шарнирно закреплена с возможностью вращения на угол управления по высоте, вертикальное оперение расположено на подвижной хвостовой части фюзеляжа, турбореактивные двигатели размещены в носовой части фюзеляжа впереди центра давления, центра тяжести и точки приложения равнодействующих сил сопротивления.