САМОЛЕТ С НЕСУЩИМ КОРПУСОМ Российский патент 2001 года по МПК B64C23/06 B64C5/04 B64C39/02 

Настоящее изобретение относится к области транспорта и может найти применение в качестве летательного аппарата.

Известен пассажирский самолет АНТ-35 (ПС-55), содержащий фюзеляж веретенообразной формы с пилотским и пассажирским отделениями, крыло, размещенное по схеме низкоплана, на котором установлено два, поршневых двигателя с воздушными винтами, вертикальный и горизонтальные стабилизаторы с рулями направления и высоты, посадочное шасси с задним хвостовым колесом. Длина 7,35 м, размах крыла 20,8 м, площадь крыла 57,8 м², двигатели М62ИР 2 х 755 кВт, взлетная масса 7 т, коммерческая нагрузка 1,1 т, скорость 372 км/час, дальность полета 1200 км, количество пассажиров 10 чел., экипаж 2 чел. (Авиация, энциклопедия под ред. Г.П. Свищева, изд. Большая Российская энциклопедия, Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е.Жуковского, М., 1994, с. 582-584, табл. 6, рис. 18 ).

Недостатками известного самолета АНТ-35 являются: небольшая скорость движения, малая грузоподъемность, невысокие летные качества для располагаемой мощности.

Указанные недостатки обусловлены конструкцией самолета.

Известен также американский экспериментальный самолет с несущим корпусом Х 24 В фирмы Мартин-Мариетта, содержащий фюзеляж, выполненный в форме разрезанного вдоль конуса и повернутого вверх сферической поверхностью, имеющего кабину пилота, реактивный двигатель, размещенный в задней части фюзеляжа, где также установлены вертикальные и горизонтальные стабилизаторы с рулями направления и высоты, посадочное шасси с передним опорным колесом (там же, с. 750, N 5).

Известный американский самолет с несущим корпусом Х24В, как наиболее близкий по технической сущности и достигаемому полезному результату, принят за прототип.

Недостатками известного американского самолета с несущим корпусом X24B, принятого за прототип, являются: небольшая подъемная сила, сложность управления самолетом в поперечной плоскости, невозможность увеличения подъемной силы при взлете и посадке.

Указанные недостатки обусловлены недостаточным разрежением в верхней части корпуса и излишне высоким разрежением под днищем самолета, вследствие незначительного превышения площади верхней части корпуса над нижней, а также его конструкцией.

Целью настоящего изобретения является повышение эксплуатационных качеств самолета с несущим корпусом.

Указанная цель согласно изобретению обеспечивается тем, что корпус и руль высоты заменены фюзеляжем, выполненным в форме корпуса прямоугольного сечения, спереди и сзади переходящий в обтекаемые азродинамические формы, а на нижней площадке, представляющей собой прямоугольную платформу, выполнены наклоненные в сторону хвостовой части глухие, открывавшиеся вниз каналы, дно каждого из которых параллельно продольной оси фюзеляжа, передними стабилизаторами, каждый из которых имеет закрылок и элерон, установленные последовательно друг за другом, задними закрылками, закрепленными на задних горизонтальных стабилизаторах последовательно с элеронами, причем передние и задние закрылки связаны с гидромеханическими приводами, а передние и задние элероны посредством гидромеханического привода соединены с пультом управления самолетом.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фигуре 1 изображен общий вид самолета с несущим корпусом, на фигуре 2 - вид на самолет с несущим корпусом сверху, на фигуре 3 - вид на самолет с несущим корпусом спереди, на фигуре 4 - вид на самолет с несущим корпусом снизу, на фигуре 5 - продольный разрез нижней площадки корпуса, на фигуре 6 - разрез по А-А фигуры 5, на фигуре 7 - общий вид канала нижней площадки корпуса, на фигуре 8 - поперечный разрез канала нижней площадки корпуса, на фигуре 9 - гидромеханическая система управления самолетом, на фигуре 10 - схема образования подъемной силы на несущем корпусе самолета, на фигуре 11 - схема создания дополнительной подъемной силы при взлете и посадке самолета с несущим корпусом, на фигуре 12 - схема поворота самолета с несущим корпусом вокруг продольной оси при создании крена, на фигуре 13 - схема поворота самолета с несущим корпусом вокруг поперечной оси при наборе высоты, на фигуре 14 - схема поворота самолета с несущим корпусом вокруг поперечной оси при снижении.

Предлагаемый самолет с несущим корпусом содержит фюзеляж 1 в форме корпуса прямоугольного сечения, переходящего спереди и сзади в обтекаемые аэродинамические формы.

Фюзеляж имеет пилотское, грузопассажирское и моторное отделения. В последнем размещен реактивный маршевый двигатель 2, а в верхней части фюзеляжа расположены воздухозаборники 3. В фюзеляже также расположены топливные баки, а в нижней части установлено посадочное шасси с носовым опорным колесом. В передней части фюзеляжа установлены передние стабилизаторы 4, 5, имеющие закрылки 6, 7 и элероны 8, 9, причем закрылки и элероны соединены последовательно друг с другом. В задней части фюзеляжа установлены вертикальный стабилизатор 10 с рулем направления 11 и задние стабилизаторы 12, 15 с закрылками 14, 15 и элеронами 16,17. Фюзеляж содержит также поверхность 18, а в нижней части имеет площадку, представляющую собой прямоугольную платформу 19, изготовленную из легкого и прочного материала толщиной пятнадцать-двадцать сантиметров, в которой выполнены наклоненные в сторону хвостовой части глухие, открывающиеся вниз каналы 20. Продольные оси каналов расположены под углом сорок пять градусов к горизонтальной плоскости, причем дно каждого из каналов выполнено параллельно продольной оси фюзеляжа, а площади боковых противоположных стенок каждого из каналов равны так, как равны длина и ширина каждой из противоположных стенок l=l₁, l₂= l₃, l₄=l₅, l₆=l₇. Каналы расположены рядами по всей длине и ширине прямоугольной платформы. Система путевого управления самолетом стандартная, выполнена без особенностей и на чертежах не показана.

Система управления закрылками содержит четыре гидродвигателя 21, 22, 23, 24, подключенных к гидросистеме, не показанной на чертеже, которые посредством редукторов 25, 26, 27, 28 соединены с осями передних и задних закрылков. Гидромеханическая система управления самолетом в пространстве содержит пульт управления, состоящий из горизонтального вала 29, установленного в подшипниках 30 и соединенного с рычагом 31, связанным шарнирно с продольной тягой 32, которая через рычаг 33 и коромысло 34 соединена со штоками гидроцилиндров 35, 36, 37, 38, соединенных с зубчатыми рейками 39, 40, 41, 42, которые входят в зацепление с шестернями 43, 44, 45, 46, закрепленными на осях 47, которые посредством рычагов 48 и тяг 49 связаны с передними и задними элеронами. К горизонтальному валу приварена втулка, в которую вставлен вал 50, соединенный в верхней части со штурвалом 51, а в нижней части с полукруглым сектором 52, входящий в паз каретки 55, установленной с возможностью поперечного перемещения и соединенной с золотником гидравлического крана 54 поперечного управления самолетом, который посредством трубопроводов с золотниками 55, 56 соединен с полостями гидроцилиндров привода передних и задних элеронов, масляным баком 57, масляным насосом 58 и гидравлическим краном 59, имеющим ручку управления 60.

Гидромеханическая система управления самолетом содержит также гидроусилители и механизмы загрузки, не показанные на чертеже.

Работа самолета с несущим корпусом.

После подготовки самолета к вылету, проверки работы всех систем производится запуск двигателя 2, его прогрев и выруливание на взлетную полосу. Перед разбегом самолета посредством гидросистемы, не показанной на чертеже, приводятся в движение гидродвигатели 21, 22, 23, 24, которые через редукторы 25, 26, 27, 28 открывают передние 6, 7 и задние 14, 15 закрылки. Затем поворачивается ручка 60 гидравлического крана 59, закрывающая одновременно золотники 55, 56, кинематически связанные с нею. Масло из масляного бака 57 масляным насосом 58 подается в полости гидроцилиндров 35, 36, 37, 38. Поршни этих гидроцилиндров неподвижны, а корпуса перемещаются и передвигают зубчатые рейки 39, 40, 41, 42, поворачивая шестерни 43, 44, 45, 46 и опуская вниз передние 8, 9 и задние 16, 17 элероны (фиг. 11). После этого самолет начинает разбег, постепенно увеличивая скорость движения. Как только скорость движения достигнет необходимой величины подъемная сила Р_у превысит вес Р самолета и он оторвется от взлетной полосы одновременно всеми колесами и поднимется на некоторую высоту, продолжая движение параллельно взлетной полосе. Возникновение подъемной силы при взлете происходит следующим образом. Во время движения воздушный поток обтекает поверхность 18 и поверхность прямоугольной платформы 19. В результате над поверхностью 18 и поверхностью прямоугольной платформы 19 создаются силы разрежения FB и F_н. Первая приложена к фюзеляжу и направлена вверх, а вторая, в несколько раз меньшая по величине из-за меньшей во столько же раз площади поверхности за счет входных отверстий каналов 20, также приложена к фюзеляжу, но направлена вниз. Кроме того, воздушный поток через входные отверстия попадает в каналы 20 прямоугольной платформы 19 и производит динамическое давление на стенки и дно каждого из каналов. Силы давления на стенки каналов F и F₁ равны по величине в продольном и поперечном направлениях потому, что площади противоположных стенок равны и уравновешивают друг друга, а силы F_д, действующие на дно каждого из каналов, ничем не уравновешены, приложены фюзеляжу и увеличивают подъемную силу. Сила F_н воздушного потока, поступающего в каналы 20, действует под углом к силе тяжести Р и имеет равнодействующую силу X, являющуюся силой сопротивления, которая уравновешивается силой тяги двигателя F_дв. Таким образом общая подъемная сила будет равна Р_у = F_в + F_д - F_н. Величина подъемной силы зависит от скорости движения самолета и может изменяться за счет изменения тяги двигателя 2. После некоторого выдерживания ручка 60 гидравлического крана 59 передвигается в противоположную сторону и масло, поступая в противоположные полости гидроцилиндров 35, 36, 37, 38, передвигает их корпуса при неподвижных поршнях в противоположную сторону, а вместе с ними и зубчатые рейки 39, 40, 41, 42, поворачивая шестерни 43, 44, 45, 46 и убирая элероны 8, 9, 16, 17. Как только элероны убраны, ручка 60 перемещается в нейтральное положение и открываются золотники 55, 56. В то же время включаются гидродвигатели 21, 22, 23, 24, которые, вращаясь в противоположную сторону, через редукторы 25, 26, 27, 28 убирают передние 6, 7 и задние 14, 15 закрылки. Далее штурвал 51 перемещается в положение "на себя". При этом вал 29 и рычаг 31 поворачиваются и передвигают назад продольную тягу 32, поворачивая рычаг 33 и передвигая вперед коромысло 34, которое перемещает вперед корпуса гидроцилиндров 35, 36, 37, 38 и соединенные с ними зубчатые рейки 39, 40, 41, 42, поршни каждого из них при этом находятся в среднем положении. Вместе с зубчатыми рейками поворачиваются зубчатые колеса 43, 44, 45, 46, которые открывают вниз передние элероны 8, 9, а вверх задние элероны 16, 17. Под действием воздушного потока V возникают аэродинамические силы F и F₁, которые поднимают переднюю часть самолета и опускают нижнюю. После чего самолет начинает производить набор высоты, а штурвал 51 возвращается в исходное положение (фиг. 13). Как только самолет достигнет необходимой высоты, перемещением штурвала 51 в положение "от себя" он переводится в горизонтальный полет. При горизонтальном полете путевое управление самолетом осуществляется ножными педалями и рулевой машиной, не показанными на чертежах, путем отклонения руля направления 11 в ту или иную сторону с соответствующим креном. Для обеспечения крена самолета влево необходимо повернуть штурвал 51 в положение "влево". Полукруглый сектор 52, перемещаясь вправо, передвинет в ту же сторону каретку 53, а вместе с ней и золотник гидравлического крана 54. В этом случае масло масляным насосом 58 из бака 57 станет подаваться в полости гидроцилиндров 35, 36, 37, 38, которые передвинут переднюю левую зубчатую рейку 40 назад, заднюю левую зубчатую рейку 39 вперед, а правую переднюю зубчатую рейку 41 вперед, заднюю правую зубчатую рейку 42 назад. При этом элероны 8, 16 левого борта откроются вверх, а элероны 9, 17 правого борта откроются вниз. Под действием аэродинамических сил F_л и F_п фюзеляж самолета повернется влево вокруг продольной оси (на фиг. 12 показано сплошными стрелками). После поворота влево на необходимый угол штурвал 51 поворачивается в исходное положение, а золотник гидравлического крана 54 возвращается в нейтральное положение, отключая полости гидроцилиндров 35, 36, 37, 38 от масляного насоса 58. Для создания крена на правый борт необходимо повернуть штурвал 51 в положение "вправо". Вместе с ним повернется полукруглый сектор 52, который передвинет влево каретку 55 и с ней золотник гидравлического крана 54, который соединит полости гидроцилиндров 35, 36, 37,38 с масляным насосом 58. Масло из бака 57 станет подаваться масляным насосом 58 в полости указанных гидроцилиндров, поршни которых передвинут переднюю левую зубчатую рейку 40 вперед, заднюю левую зубчатую рейку 39 назад, а переднюю правую зубчатую рейку 41 назад, заднюю правую зубчатую рейку 42 вперед. Золотники 55, 56 при этом должны быть открыты. Элероны 9, 17 правого борта откроются вверх, а элероны 8, 16 левого борта откроются вниз. Под действием аэродинамических сил фюзеляж повернется вправо вокруг продольной оси (на фиг. 12 показано пунктирными стрелками). После выполнения крена самолет выравнивается путем поворота штурвала 51 влево и затем в нейтральное положение. После прихода самолета к месту назначения начинается его снижение. Для этого штурвал 51 перемещается в положение "от себя". Вал 29 с рычагом 31 поворачиваются и перемещают вперед продольную тягу 32, которая через рычаг 33 перемещает назад коромысло 34. Гидроцилиндры 35, 36, 37, 38 высоте с зубчатыми рейками 39, 40, 41, 42 перемещаются в ту же сторону, а поршни этих гидроцилиндров неподвижны и находятся в среднем положении. Посредством зубчатых колес 43, 44, 45, 46 передние элероны 8, 9 открываются вверх, а задние элероны 16, 17 открываются вниз. В результате этого за счет аэродинамических сил передняя часть фюзеляжа опустится вниз, а задняя часть поднимется вверх и самолет станет производить снижение. После начала снижения штурвал переводится в нейтральное положение. При подходе к посадочной полосе самолет посредством штурвала переводится в горизонтальный полет. Включаются гидродвигатели 21, 22, 25, 24 и поворачивается ручка 60 гидрокрана управления 59, золотники 55, 56 закрываются. Посредством редукторов 25, 26, 27, 28 открываются вниз закрылки 6, 7, 14, 15 и элероны 8, 9, 16, 17, которые направляют вниз часть воздушного потока и, тем самым, увеличивают подъемную силу (фиг. 11). В полете над посадочной полосой постепенно уменьшается скорость движения самолета, а вместе с ней и подъемная сила. Самолет постепенно снижается и касается посадочной полосы всеми колесами одновременно. После пробега и торможения самолет останавливается, а двигатель 2 выключается.

Положительный эффект: значительное увеличение подъемной силы, более лучшее управление самолетом в полете, возможность увеличения подъемной силы при взлете и посадке.

Изобретение относится к авиации. Самолет содержит фюзеляж с пилотским и грузопассажирским отделениями, в хвостовой части которого установлены вертикальный стабилизатор с рулем направления и горизонтальные стабилизаторы. Внутри фюзеляжа размещен маршевый двигатель, посадочное шасси. Фюзеляж выполнен в форме корпуса прямоугольного сечения, спереди и сзади переходящий в обтекаемые аэродинамические формы. На нижней площадке корпуса, представляющей собой прямоугольную платформу, выполнены глухие, открывающиеся вниз каналы. Каналы выполнены с наклоном в сторону хвостовой части. Дно каждого из каналов параллельно продольной оси фюзеляжа. Спереди фюзеляжа установлены дополнительно два горизонтальных стабилизатора. На всех горизонтальных стабилизаторах установлены закрылки и элероны, размещенные последовательно друг за другом. Закрылки соединены с гидромеханизмами привода, а элероны посредством гидромеханического привода соединены с пультом управления самолетом. Предложенная конструкция самолета увеличит подъемную силу, улучшит управление самолетом в полете. 14 ил.

Самолет с несущим корпусом, содержащий фюзеляж с пилотским и грузопассажирским отделениями, в хвостовой части которого установлены вертикальный стабилизатор с рулем направления и горизонтальные стабилизаторы, а внутри фюзеляжа размещен маршевый реактивный двигатель, посадочное шасси, отличающийся тем, что фюзеляж выполнен в форме корпуса прямоугольного сечения, спереди и сзади переходящий в обтекаемые аэродинамические формы, а на нижней площадке корпуса, представляющей собой прямоугольную платформу, выполнены наклоненные в сторону хвостовой части глухие, открывающиеся вниз каналы, дно каждого из которых параллельно продольной оси фюзеляжа, кроме того, спереди фюзеляжа установлены дополнительно два горизонтальных стабилизатора, на которых, а также и на задних горизонтальных стабилизаторах установлены закрылки и элероны, размещенные последовательно друг за другом, причем закрылки соединены с гидромеханизмами привода, а элероны посредством гидромеханического привода соединены с пультом управления самолетом.