Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкции, аэродинамической компоновке, и может быть использовано при проектировании и производстве самолетов, преимущественно большой размерности, в том числе транс- и сверхзвуковых многоместных магистральных лайнеров.
Увеличение размерности и, соответственно, грузоподъемности и пассажировместимости самолетов является основной тенденцией развития гражданской авиации. В настоящее время проблема создания магистральных самолетов особенно обострилась из-за высокой загруженности воздушного пространства вблизи аэропортов и исчерпания их пропускной способности. Увеличение пассажировместимости магистральных самолетов позволяет одновременно увеличить пропускную способность аэропортов и снизить эксплуатационные расходы. Задача создания самолетов большой размерности осложнена тем, что с увеличением взлетной массы непропорционально быстро растет масса конструкции самолета. Так, например, при увеличении всех линейных размеров самолета в N раз площадь его несущих поверхностей и, соответственно, взлетная масса увеличиваются в N2 раз, а объемы конструктивных элементов и их масса - в N3 раз. Из этого следует, что с увеличением размеров самолета относительная масса конструкции, агрегатов и систем растет быстрее, чем его взлетная масса, а относительная масса полезной нагрузки - топлива и перевозимого груза соответственно уменьшается. При определенном увеличении размеров самолета без изменения его схемы масса конструкции и взлетная масса становятся близкими друг другу, а относительная масса полезной нагрузки - недопустимо малой. Для современных и перспективных магистральных самолетов большой размерности необходимо обеспечить полет на транс- или сверхзвуковых скоростях при высоких значениях аэродинамического качества. Это требование предопределяет использование аэродинамических поверхностей (крыльев) с малой относительной толщиной и большим удлинением. Однако конструкция таких крыльев имеет значительную массу, что делает проблематичным их применение.
Таким образом, важнейшей задачей при проектировании современных и перспективных магистральных самолетов большой размерности является снижение массы их конструкции и в первую очередь - массы крыла. Масса крыла обратно пропорциональна его строительной высоте - расстоянию между силовыми элементами в направлении действия внешней нагрузки. Строительная высота монопланного крыла ограничена толщиной его профиля. Максимальную строительную высоту, значение которой близко к величине поперечного размера фюзеляжа, имеет крыло, выполненное в виде пространственной несущей системы (ПНС), состоящей из нескольких планов. С этой точки зрения перспективной является аэродинамическая компоновка самолета с несколькими сочлененными планами, хорды и толщины которых меньше, чем у монопланного крыла при одинаковых несущих свойствах.
Попытки реализовать достоинства компоновки с аэродинамическими поверхностями в виде ПНС с различным расположением планов по отношению к фюзеляжу предпринимались неоднократно. Так, известен самолет, аэродинамическая компоновка которого представляет комбинацию низко- и среднеплана. Он содержит три прямоугольных плана, разнесенных параллельно друг другу вдоль фюзеляжа, причем средний план расположен низко, а передний и задний по потоку планы расположены средне и тандемно. При этом концевые хорды планов сочленены посредством осесимметричного тела таким образом, что средний низко расположенный план имеет положительное поперечное V, а среднерасположенные планы - отрицательное поперечное V [1]. Известен также самолет, аналогичная аэродинамическая компоновка которого представляет комбинацию низко- и высокоплана. При этом высоко расположенные планы также установлены тандемно, передний по потоку из них имеет прямую, а задний - обратную слабо выраженные стреловидности [2].
Недостатки этой аэродинамической компоновки заключаются в следующем. Тандемное расположение бортовых хорд переднего и заднего по потоку планов в одной плоскости и тандемное расположение концевых хорд всех планов также в одной плоскости приводит к сильному взаимному влиянию планов, увеличению индуктивного сопротивления и, следовательно, снижению аэродинамического качества. Такая ПНС, являющаяся в горизонтальной плоскости прямоугольной рамой, плохо воспринимает кручение, вследствие чего требует значительного усиления, что приводит к соответствующему росту ее массы и массы и самолета в целом.
Известен самолет-триплан, содержащий горизонтально установленные один над другим с обратным выносом низко-, средне- и высоко расположенные планы прямоугольной формы одинакового размера, концы которых сочленены посредством пилона. С наружной стороны пилона к его верхней кромке пристыкована и ориентирована горизонтально дополнительная несущая поверхность прямоугольной формы [3] . Недостатки данной аэродинамической компоновки заключаются в следующем. Представляя собой прямоугольную раму-решетку, такая ПНС под действием аэродинамических нагрузок испытывает в местах стыков значительные напряжения, следствием чего является увеличение массы конструкции. Поскольку планы установлены в одной вертикальной плоскости, то имеет место значительная аэродинамическая интерференция, приводящая к снижению летно-технических характеристик самолета и увеличению его массы.
Наиболее близким к заявленному изобретению является самолет, содержащий фюзеляж, силовую установку, шасси, вертикальное хвостовое оперение, крыло, выполненное в виде ПНС. Ее консоль состоит из трех планов, один из которых низко расположен, а два других высоко расположены горизонтально с тандемным разнесением бортовых хорд вдоль фюзеляжа. Концевые хорды всех трех планов сочленены по одной линии посредством дополнительной несущей поверхности, плоскость которой за линией сочленения планов находится в плоскости высоко расположенных планов. Низко расположенный план выполнен с положительным поперечным V. Планы снабжены органами продольного и поперечного управления. Поскольку горизонтальное оперение у самолета отсутствует, рули высоты размещены в корневых частях передних по потоку высоко расположенных планов, а элероны - на законцовках задних высоко расположенных планов [4]. Причины, препятствующие достижению указанного ниже технического результата при использовании описанной аэродинамической компоновки, заключаются в следующем:
- тандемное расположение бортовых хорд переднего и заднего по потоку высоко расположенных планов и сочленение концевых хорд всех трех планов в одной и той же горизонтальной плоскости приводит к увеличению как индуктивного, так и лобового сопротивления, следствием чего является снижение несущих свойств данной ПНС;
- высоко расположенные планы образуют в горизонтальной плоскости раму, которая по линии сочленения концевых хорд всех планов испытывает значительные нагрузки в результате кручения и изгиба дополнительной несущей поверхности. Это требует усиления конструкции, что влечет за собой увеличения массы крыла и массы самолета в целом.
Сущность изобретения заключается в следующем.
Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является разработка и создание аэродинамической компоновки, обеспечивающей приемлемые весогабаритные характеристики самолетов большой размерности, преимущественно пассажирских магистральных, в том числе широкофюзеляжных, с транс- и сверхзвуковыми скоростями полета. Технический результат, достигаемый при осуществлении изобретения, заключается в увеличении полезной нагрузки самолета за счет снижения массы крыла и самолета в целом.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном самолете, содержащем фюзеляж, силовую установку, шасси, вертикальное хвостовое оперение, крыло, выполненное в виде пространственной несущей системы, консоли которой состоят из трех планов, один из которых низко расположен, бортовые хорды планов разнесены по длине фюзеляжа, а их концевые хорды сочленены и за линией сочленения выполнена дополнительная несущая поверхность, согласно изобретению фюзеляж снабжен горизонтальным хвостовым оперением, бортовые хорды планов разнесены по длине и высоте фюзеляжа исходя из условия несовмещения друг с другом проекций планов на горизонтальную и вертикальную плоскости, нормальные к базовой плоскости самолета, а концы планов сочленены посредством узла сочленения так, что концевые хорды разнесены по длине и высоте узла сочленения в таком же порядке, в каком разнесены их бортовые хорды на поверхности фюзеляжа.
В пространственной несущей системе передний по потоку план высоко расположен, имеет отрицательное поперечное V и прямую стреловидность, средний по потоку план низко расположен, имеет положительное поперечное V и прямую стреловидность, а задний по потоку план средне расположен горизонтально и имеет обратную стреловидность.
В пространственной несущей системе передний по потоку план средне расположен горизонтально и имеет прямую стреловидность, средний по потоку план низко расположен, имеет положительное поперечное V и прямую стреловидность, а задний по потоку план высоко расположен, имеет отрицательное поперечное V и обратную стреловидность.
В пространственной несущей системе передний по потоку план низко расположен, имеет положительное поперечное V и прямую стреловидность, средний по потоку план высоко расположен, имеет отрицательное поперечное V и нулевую стреловидность, а задний по потоку план средне расположен горизонтально и имеет обратную стреловидность.
В пространственной несущей системе средне расположенный план смещен по вертикали от срединного положения в сторону высоко или низко расположенного плана и имеет, соответственно, отрицательное или положительное поперечное V, либо расположен горизонтально.
В пространственной несущей системе планы снабжены взлетно-посадочной механизацией, органами продольного и поперечного управления и балансировки.
Узел сочленения выполнен в виде шайбы-пилона.
Узел сочленения выполнен в виде объемного тела, например, осесимметричной или овальной в поперечном сечении формы.
В пространственной несущей системе относительное расстояние между продольными осями фюзеляжа и узла сочленения составляет 0,50...0,75 длины полуразмаха пространственной несущей системы, относительная высота узла сочленения составляет 0,05...0,45 величины расстояния по борту фюзеляжа между нижней поверхностью профиля низко расположенного плана и верхней поверхностью профиля высоко расположенного плана, относительная длина узла сочленения составляет 0,154...0,257 величины расстояния между внешними концами бортовых хорд переднего и заднего по потоку планов.
Уменьшение массы конструкции крыла и заявленного самолета в целом обусловлено следующими причинами. Крыло самолета представляет собой пространственную несущую систему, планы которой разнесены в разных плоскостях, образуя трехгранную усеченную пирамиду, ребра которой в основании жестко закреплены на фюзеляже, а у вершины жестко связаны узлом сочленения. Конструкция пирамиды обладает наибольшей прочностью и жесткостью по сравнению с пространственными рамными конструкциями. Планы ПНС воспринимают в основном растягивающие и сжимающие нагрузки с уменьшением изгибающих моментов, причем это уменьшение тем значительнее, чем больше разнесение бортовых хорд планов по высоте фюзеляжа (т.е., чем больше строительная высота крыла). Это свойство заявленной ПНС позволяет использовать планы с уменьшенным поперечным сечением и, соответственно, с меньшей относительной толщиной. Поэтому масса комплексного крыла, каковым является данная ПНС, по сравнению с массой крыла для самолета такой же размерности и традиционной аэродинамической компоновки будет существенно меньшей. Заявленная ПНС имеет малое индуктивное сопротивление из-за значительного удлинения планов, что обеспечивает высокое аэродинамическое качество. В создании подъемной силы участвуют все планы, т.к. ни один из них не находится в следе другого. Наименьшая аэродинамическая интерференция и, следовательно, наилучшие несущие свойства ПНС проявляются при срединном по высоте расположении одного из планов между двумя другими.
Изобретение поясняется чертежами.
На фиг. 1 изображена схема самолета, вид сбоку; на фиг. 2 - то же, вид спереди; на фиг. 3 - то же, вид в плане; на фиг. 4 - общий вид самолета (компьютерная версия); на фиг. 5 и 6 - возможные варианты схем аэродинамических компоновок ПНС; на фиг. 7 - график зависимости производной коэффициента подъемной силы ПНС C
от угла ориентации ϕ при отсутствии подсасывающей силы, на фиг. 10 - график зависимости коэффициента отвала поляры А от угла ориентации ϕ при полной реализации подсасывающей силы; на фиг. 11 - график зависимости коэффициента Освальда ПНС от угла ориентации ϕ.; на фиг. 12 - габаритные параметры ПНС в вертикальной плоскости; на фиг. 13 - ее габаритные параметры в горизонтальной плоскости; на фиг. 14 - графики зависимости индуктивного сопротивления ПНС A(h)/A0 от относительной высоты узла сочленения 
; на фиг. 15 - график зависимости нормированного коэффициента отвала поляры A/A0 от относительного разнесения бортовых хорд планов ПНС 
; на фиг. 16 - график зависимости относительного приращения показателя топливной эффективности самолета 
от относительного расстояния 
между продольными осями самолета и узла сочленения; на фиг. 17 - то же от относительной высоты 
узла сочленения; на фиг. 18 - то же от относительной длины 
узла сочленения.
Заявленный самолет (фиг. фиг. 1, 2, 3, 4) содержит фюзеляж 1, силовую установку с двигателями 2, шасси 3, вертикальное 4 и горизонтальное 5 хвостовое оперение, крыло, выполненное в виде пространственной несущей системы. Консоли ПНС состоят из трех планов: переднего по потоку 6, среднего по потоку 7 и заднего по потоку 8. Бортовые хорды этих планов разнесены по длине и высоте фюзеляжа 1, исходя из условия несовмещения друг с другом их проекций на горизонтальную и вертикальную плоскости, нормальные к базовой плоскости самолета. Концы планов 6, 7 и 8 жестко связаны посредством узла сочленения 9 так, что их концевые хорды на поверхности узла сочленения 9 разнесены в таком же порядке, в каком разнесены их бортовые хорды на поверхности фюзеляжа 1. Узел сочленения 9 может быть выполнен в виде шайбы-пилона или объемного тела, например, осесимметричной или овальной в поперечном сечении формы. К его внешней по отношению к фюзеляжу 1 стороне (поверхности) пристыкована дополнительная несущая поверхность 10, выполненная в виде стреловидного крыла. Она предназначена для повышения аэродинамического качества за счет увеличения суммарной величины удлинения ПНС, а также улучшения эффективности управления самолетом по крену путем размещения на ней элеронов 11.
Как правило, на скоростных самолетах (M∞≈1,0) устанавливаются суперкритические профили крыла, особенностью которых является критичность отклонения органов управления на большие углы атаки. Планы 6, 7 и 8 ПНС заявленного самолета также снабжены взлетно-посадочной механизацией, органами поперечного и продольного управления и балансировки. В частности, рули высоты могут быть размещены в корневых частях переднего и/или заднего по потоку планов. На трансзвуковых скоростях полета в процессе балансировки и управления самолетом величины углов отклонения рулей высоты могут превышать допустимые для суперкритических профилей значения. Это приводит к резкому снижению аэродинамического качества крыла, повышенному расходу топлива, снижению дальности полета, а в целом - увеличению полетной массы самолета. С целью оптимизации характеристик упомянутых органов поперечного и продольного управления и балансировки заявленный самолет снабжен горизонтальным хвостовым оперением 5, выполненным в виде малогабаритного цельноповоротного стабилизатора (примерно в 2 раза меньшим по габаритам и, соответственно, массе по сравнению с самолетами традиционных схем с одним планом). Продольное управление самолетом с участием цельноповоротного стабилизатора 5 исключает необходимость отклонения на большие углы рулей высоты, расположенных на планах ПНС, что дает дополнительный выигрыш в массе самолета. В зависимости от эксплуатационных требований и достижения заданных летно-технических характеристик самолета двигатели 2 его силовой установки могут быть установлены на хвостовой части фюзеляжа 1 или на планах ПНС. При этом два из числа входящих в силовую установку двигателя могут быть размещены в узлах сочленения 9, выполненных в виде объемных тел.
В вертикальной плоскости, нормальной к базовой плоскости самолета (вид спереди), расположение планов ПНС может быть самым разнообразным и характеризуется величиной и знаком их поперечного V, расстояниями по вертикали между поверхностями бортовых хорд по фюзеляжу 1 и поверхностями концевых хорд по узлу сочленения 9. На фиг. 2 представлен наиболее предпочтительный вариант выполнения ПНС, в котором передний по потоку план 6 высоко расположен и имеет отрицательное поперечное V, средний по потоку план 7 низко расположен и имеет положительное поперечное V, а задний по потоку план 8 средне расположен горизонтально. Дополнительная несущая поверхность также выполнена с положительным поперечным V. Кроме указанного, заявленная аэродинамическая компоновка может быть реализована еще в пяти вариантах, например: передний по потоку план 6 средне расположен горизонтально, средний по потоку план 7 низко расположен и имеет положительное поперечное V, а задний по потоку план 8 высоко расположен и имеет отрицательное поперечное V; передний по потоку план 6 низко расположен и имеет положительное поперечное V, средний по потоку план 7 высоко расположен и имеет отрицательное поперечное V, а задний по потоку план 8 средне расположен горизонтально, и т.д. Для определенных эксплуатационных и летно-технических условий также предпочтительными могут быть аэродинамические компоновки ПНС, в которых один из планов высоко расположен горизонтально, а другие, соответственно, средне или низко (фиг. 5), либо один из планов низко расположен горизонтально, а другие, соответственно, средне или высоко (фиг. 6). Эти компоновки также дают по шесть вариантов выполнения ПНС в зависимости от уровня расположения по высоте фюзеляжа бортовых хорд тех или иных планов. В описанных компоновках дополнительная несущая поверхность 10 в зависимости от летно-технических требований может быть выполнена в самых различных вариантах: установлена с положительным или отрицательным поперечным V, либо горизонтально; иметь прямую или обратную, либо нулевую стреловидность. Возможны другие варианты аэродинамических компоновок, в которых один из планов занимает не срединное положение между двумя другими планами, а смещен по вертикали в сторону одного из них и имеет, соответственно, положительное или отрицательное поперечное V, либо расположен горизонтально. Однако эффективность таких компоновок снижается из-за увеличения аэродинамической интерференции планов.
Приведенные варианты ПНС обоснованы результатами численных экспериментов, которые показали, что при неизменных геометрических параметрах отдельных планов, сохранении ее габаритных размеров и удлинения ( λ =l2/S, где l - размах ПНС, a S - суммарная площадь планов и дополнительной несущей поверхности) можно существенно варьировать основные аэродинамические характеристики ПНС за счет изменения взаимного расположения планов. В частности, исследовалась ПНС, состоящая из трех одинаковых прямоугольных планов с удлинением λпл= 4 и равномерным расположением центров их хорд по окружности радиуса R = 3b, где b - длина хорд. На фиг. 7 приведены зависимости производной коэффициента подъемной силы ПНС C
Несущие свойства отдельных планов ПНС при их различном взаимном расположении иллюстрируют графики зависимости производных коэффициента подъемной силы планов C
от угла ориентации ϕ при отсутствии подсасывающей силы представлено графиком на фиг. 9. Видно, что периодичность этих зависимостей такая же, как и у производной коэффициента подъемной силы ПНС C
Об индуктивном сопротивлении ПНС можно судить по зависимости коэффициента отвала поляры A от угла ориентации ϕ при полной реализации подсасывающей силы (фиг. 10) и зависимости коэффициента Освальда 
от угла ориентации ϕ (фиг. 11). Эти зависимости имеют период 2/3π. Локальные минимумы индуктивного сопротивления реализуются при взаимной ориентации планов, соответствующих максимальным несущим свойствам, т.е. равномерному разнесению планов по нормали к потоку (ϕ = 30o, 90o,...). Абсолютный минимум индуктивного сопротивления достигается при наименьшем вихревом взаимодействии планов, когда последний по потоку план занимает срединное положение (ϕ = 90o, 210o, 330o).
Таким образом, оптимальной аэродинамической компоновкой является схема, в которой передний по потоку план высоко расположен и имеет отрицательное поперечное V, второй по потоку план низко расположен и имеет положительное поперечное V, а задний по потоку план средне расположен горизонтально. Остальные схемы менее эффективны, но с учетом вышеизложенного при прочих равных условиях имеют преимущество в массе перед традиционными аэродинамическими схемами с одним планом.
Взаимное расположение планов в ПНС в проекции на горизонтальную плоскость (вид сверху) также может быть весьма разнообразным и характеризуется разнесением бортовых хорд планов 6, 7, 8 по длине фюзеляжа 1 и концевых хорд этих планов по длине узла сочленения 9, а также углами стреловидности планов. На фиг. 3 представлен предпочтительный вариант выполнения ПНС, в котором передний по потоку высоко расположенный план 6 и средний по потоку низко расположенный план 7 имеют прямую стреловидность, а задний по потоку средне расположенный план 8 имеет обратную стреловидность. Возможны иные варианты, например: передний по потоку план 6 имеет прямую, средний по потоку план 7 - нулевую, а задний по потоку план 8 - обратную стреловидности; передний 6 и средний 7 по потоку планы имеют прямую, а задний по потоку план 8 - нулевую стреловидности; передний по потоку план 6 имеет нулевую, а средний 7 и задний 8 по потоку планы - обратную стреловидности; все три плана имеют прямую стреловидноеги; все три плана имеют обратную стреловидность. При этом в каждом из вариантов планы могут занимать соответствующие нижнее, верхнее, срединное либо промежуточное между срединным и нижним или верхним расположения.
Конструктивно ПНС пирамидального типа характеризуется следующими основными габаритными параметрами:
- относительной высотой 
узла сочленения 9, выполненного в виде шайбы-пилона или объемного тела. 
где h - расстояние между нижней поверхностью профиля конца верхнего плана 6 и верхней поверхностью профиля конца нижнего плана 7 по поверхности узла сочленения 9, H - расстояние по борту фюзеляжа 1 между верхней поверхностью профиля высоко расположенного плана 6 и нижней поверхностью профиля низко расположенного плана 7 (фиг. 12);
- относительным расстоянием 
между продольными осями фюзеляжа 1 (базовой плоскостью самолета) и узла сочленения 9 (плоскостью симметрии узла сочленения, параллельной базовой плоскости), 
где z - расстояние между поверхностями фюзеляжа 1 и узла сочленения 9, lкр/2 - полуразмах ПНС (фиг. 12);
- относительным параметром неравномерности расположения планов по высоте 
где Δh- расстояние по борту фюзеляжа 1 между профилями планов, H - расстояние по борту фюзеляжа 1 между верхней поверхностью профиля высоко расположенного плана 6 и нижней поверхностью профиля низко расположенного плана 7 (фиг. 12);
- относительным разнесением бортовых хорд по длине фюзеляжа 
где Δx- расстояние между концами бортовых хорд, b - длина бортовой хорды плана (фиг. 13).
С точки зрения минимизации индуктивного сопротивления оптимальными являются следующие значения параметров: 
что соответствует максимальной высоте узла сочленения 9 по поверхности шайбы-пилона или объемного тела; 
т. е. при максимальном разнесении бортовых хорд вдоль фюзеляжа; 
что соответствует равномерному разнесению планов по высоте. В качестве примера на фиг. 14 приведены зависимости, характеризующие соотношения сил индуктивного сопротивления A(h)/A0 семейства ПНС с различными величинами удлинения λ при различных значениях относительной высоты 
узла сочленения 9 (здесь A0 = A при H = h). Видно, что уменьшение относительной высоты 
узла сочленения 9 приводит к заметному возрастанию коэффициента отвала поляры ПНС. Это увеличение может достигать величины порядка 60% и будет тем больше, чем меньше удлинение планов. С другой стороны, увеличение высоты h узла сочленения 9 приводит к заметному росту массы конструкции ПНС и самолета в целом как за счет массы собственно узла сочленения, так и из-за роста массы планов. Этот рост обусловлен повышением определяющих значений изгибающего момента, действующего на планы при увеличении высоты узла сочленения. Таким образом, увеличение высоты h узла сочленения 9 ведет к повышению аэродинамического совершенства самолета и к снижению его весового совершенства. Соответственно, для каждого самолета может быть найдена оптимальная величина относительной высоты 
узла сочленения, обеспечивающая максимизацию показателей транспортной эффективности.
Увеличение длины разнесения бортовых хорд по длине фюзеляжа 
улучшает аэродинамические характеристики ПНС из-за снижения интерференции планов. При этом наблюдаются снижение уровня индуктивного сопротивления, повышение равномерности нагружения планов, уменьшение смещения продольного фокуса из-за проявления эффектов сжимаемости. Однако, если увеличение разнесения по длине фюзеляжа 1 бортовых хорд планов не сопровождается пропорциональным увеличением длины разнесения концевых хорд по узлу сочленения 9, то это приведет к увеличению углов стреловидности переднего 6 и заднего 8 по потоку планов и, соответственно, к росту индуктивного сопротивления. В качестве примера на фиг. 15 приведены зависимости нормированных коэффициентов отвала поляры 
от относительного разнесения бортовых хорд 
Нормировка производилась по значению коэффициента А ПНС, составленной из нестреловидных планов: 
(здесь A0 = A при 
). Видно, что при увеличении 
величина 
уменьшается, затем после достижения величиной 
некоторого порогового значения коэффициент отвала поляры практически не изменяется. Исследования показывают, что пороговое значение 
соответствует соотношению 
где λ - удлинение ПНС, χ,χ3 - углы стреловидности передних кромок переднего и заднего по потоку планов.
Значения габаритных параметров ПНС могут быть определены по полученным расчетными методами графикам зависимостей относительного приращения показателя топливной эффективности самолета 
от этих параметров: относительного расстояния 
между продольными осями фюзеляжа и узла сочленения (фиг. 16), относительной высоты 
узла сочленения, выполненного в виде шайбы-пилона или объемного тела (фиг. 17) и относительной длины 
узла сочленения (фиг. 18). 
где x - расстояние по поверхности узла сочленения между внешними концами концевых хорд переднего и заднего по потоку планов, X - расстояние по поверхности фюзеляжа между внешними концами бортовых хорд переднего и заднего по потоку планов (фиг. 12). Нормировка относительного приращения показателя топливной эффективности производилась по минимальной величине показателя топливной эффективности П самолета. Этот показатель характеризует расход топлива, приходящийся на единицу транспортной работы (на 1 пассажиро-км или 1 тонну-км), его величина зависит от удельного расхода топлива двигателей, аэродинамического и весового совершенства самолета, его пассажировместимости (грузоподъемности). При сравнении различных самолетов обычно используют значения П, рассчитанные по технической дальности полета [5]. Оптимизация самолета и режимов полета ведется с целью минимизации показателя П. Его величина возрастает с увеличением полетной массы самолета (со снижением его весового совершенства) и уменьшается с увеличением полетного аэродинамического качества (с повышением аэродинамического совершенства).
Как следует из графиков фиг. 16, 17 и 18, для приемлемого уровня относительного приращения топливной эффективности самолета, равного, например, одному проценту, габаритные параметры ПНС должны соответствовать следующим значениям:
- относительное расстояние 
между продольными осями фюзеляжа (базовой плоскостью самолета) и узла сочленения (плоскостью симметрии узла сочленения, параллельной базовой плоскости) составляет 0,50...0,75 длины полуразмаха ПНС (фиг. 12);
- относительная высота 
узла сочленения 9, выполненного в виде шайбы-пилона или объемного тела, составляет 0,05...0,45 величины расстояния по борту фюзеляжа между верхней поверхностью профиля высоко расположенного плана и нижней поверхностью профиля низко расположенного плана (фиг. 12);
- относительная длина 
узла сочленения 9, выполненного в виде шайбы-пилона или объемного тела, составляет 0,154...0,257 величины расстояния по поверхности фюзеляжа между внешними концами бортовых хорд переднего и заднего по потоку планов (фиг. 13).
Так как при определенных режимах полета и характеристиках силовой установки наибольшее влияние на величину показателя топливной эффективности оказывают полетное аэродинамическое качество и масса самолета, то, варьируя габаритными размерами ПНС при проектировании самолета, можно оптимизировать его с точки зрения разрешения противоречий между аэродинамическим и весовым совершенством.
Таким образом, заявленное изобретение обеспечивает возможность создания трансзвуковых самолетов (M∞ = 0,8-1,2) большой размерности, масса которых, по оценкам весового расчета, меньше на 30-50 т по сравнению с самолетами такой же размерности традиционных аэродинамических схем при максимальной взлетной массе 350-500 т.
Изобретение может быть также использовано при проектировании и создании более легких летательных аппаратов различного назначения.
Источники информации
1. US N 2406625, 1946, нац. кл. 244-13, фиг. 26, 27.
2. EP N 0087330 A1, 1983, МПК 3 В 64 C 39/08, фиг. 1, 3.
3. WO N 88/05011, 1988, МПК 4 В 64 C 39/08, 29/00, 21/08.
4. П. Бауэрс. Летательные аппараты нетрадиционных схем: Пер. с англ. - М.: Мир, 1991, с. 311, рис. 16.9, 16.10.
5. Авиация: Энциклопедия / Гл. ред. Г.П. Свищев. - М.: Большая Российская энциклопедия, 1994, с. 569.
Изобретение относится к авиации. Самолет содержит фюзеляж, силовую установку, шасси, хвостовое оперение и крыло, выполненное в виде несущей пространственной системы, консоли которой состоят из трех планов. Один из планов низко расположен. Бортовые хорды планов разнесены по длине фюзеляжа, а их концевые хорды сочленены. За линией сочленения выполнена дополнительная несущая поверхность. Бортовые хорды планов разнесены по длине и высоте фюзеляжа исходя из условия несовмещения друг с другом проекций планов на горизонтальную и вертикальную плоскости, нормальные к базовой плоскости самолета. Концы планов сочленены посредством узла сочленения так, что корневые хорды разнесены по длине и высоте узла сочленения в таком же порядке, в каком разнесены их бортовые хорды на поверхности фюзеляжа. Предложенная схема самолета позволяет увеличить вес полезной нагрузки при снижении массы крыла и самолета в целом. 9 з.п.ф-лы, 18 ил.
| САМОЛЕТ С УКОРОЧЕННОЙ ДЛИНОЙ РАЗБЕГА И ПРОБЕГА | 1993 |
|
RU2070139C1 |
| Шланговое соединение | 0 |
|
SU88A1 |
| Устройство для стабилизации частоты магнитного генератора | 1949 |
|
SU87330A1 |
| ЛЕГКИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ | 1995 |
|
RU2082651C1 |
| US 4541593 A, 17.09.1985. | |||
