СВЕРХЗВУКОВОЙ МНОГОЦЕЛЕВОЙ САМОЛЕТ Российский патент 2006 года по МПК B64D27/20 B64D41/00 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к компоновке и оборудованию самолета, повышающих его функциональные возможности, в том числе в отрыве от основного аэродрома, расширяющие его возможности по применению на сверхзвуковых скоростях полета, и может быть использовано при создании многоцелевых самолетов, к которым предъявляются повышенные требования по маневренным характеристикам и скорости полета, в том числе при создании учебно-тренировочных самолетов.

Наиболее близким техническим решением как по конструкции, так и по выполняемым задачам, выбранным в качестве прототипа, является маневренный легкий многоцелевой самолет (см. патент РФ №2210522 С1 от 20.08.2003).

Основным недостатком известного самолета является обеспечение недостаточных летно-технических характеристик, т.к. отсутствуют конструктивные элементы, необходимые для выполнения самолетом функций сверхзвукового многоцелевого самолета.

К техническим результатам, получаемым от использования данного изобретения, можно отнести обеспечение эффективного использования сверхзвукового многоцелевого самолета для выполнения полетов в различных условиях, в том числе и в условиях автономного базирования в отрыве от основного аэродрома, путем устранения вышеуказанных недостатков известного технического решения.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что легкий многоцелевой самолет, содержащий основную силовую установку с двумя турбореактивными двигателями, вспомогательную силовую установку, ограниченные крылом боковые воздухозаборники, согласно изобретению содержит выполненную расширенной хвостовую часть фюзеляжа для размещения сверхзвуковых двигателей основной силовой установки, содержит сверхзвуковые двигатели основной силовой установки, размещенные в хвостовой части фюзеляжа таким образом, что корневая часть горизонтального оперения находится между ними, содержит вспомогательную силовую установку, размещенную внизу средней части фюзеляжа за кабиной экипажа так, что ее продольная ось, например, направлена вдоль оси самолета, а выхлопная труба выведена под фюзеляж в левую сторону, содержит воздухозаборники, выполненные так, что входное отверстие размещено под крылом и ограничено снизу фюзеляжем, канал воздухозаборника в передней части наклонен вверх, а затем на уровне двигателя плавно переходит в горизонтальное положение, в верхней части воздухозаборника, ограниченной крылом, выполнены управляемые щелевые жалюзи подпитки воздухом, между верхней кромкой воздухозаборника и крылом выполнена щель слива пограничного слоя.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где

на фиг.1 показана схема расположения сверхзвуковых двигателей основной силовой установки и конструкция воздухозаборника;

на фиг.2 - схема расположения двигателей основной силовой установки;

на фиг.3 - компоновка и расположение основной и вспомогательной силовой установки и воздухозаборника на самолете;

на фиг.4 - конструкция щели слива пограничного слоя воздухозаборника и размещение вспомогательной силовой установки.

Сверхзвуковой многоцелевой самолет, содержит основную силовую установку с двумя турбореактивными двигателями 1, вспомогательную силовую установку 2, ограниченные крылом 3 боковые воздухозаборники 4.

Хвостовая часть фюзеляжа 5 выполнена расширенной для размещения сверхзвуковых двигателей 1 основной силовой установки таким образом, что корневая часть вертикального оперения 6 находится между ними.

Вспомогательная силовая установка 2 размещена внизу средней части фюзеляжа 5 за кабиной экипажа 7 так, что ее продольная ось направлена вдоль оси самолета 8, а выхлопная труба 9 выведена под фюзеляж 5 в левую сторону. Воздухозаборники 4, выполненные так, что входное отверстие 10 размещено под крылом 3 и ограничено снизу фюзеляжем 5. Канал воздухозаборника 11 в передней части наклонен вверх, а затем на уровне двигателя 1 плавно переходит в горизонтальное положение, в верхней части воздухозаборника 4, ограниченной крылом 3, выполнены комбинированные управляемые створки 12 дополнительной подпитки и перепуска давления при сверхзвуковых скоростях типа «жалюзи», между верхней кромкой воздухозаборника 4 и крылом 3 выполнена щель 13 слива пограничного слоя.

Силовая установка самолета включает два форсажных двухконтурных двигателя 1 и вспомогательную силовую установку 2 (ВСУ). Правый и левый двигатели 1 взаимозаменяемы между собой. Силовая установка имеет автономную систему запуска от ВСУ 2. Нерегулируемые воздухозаборники 4 обеспечивают достаточные характеристики при М<1,0, включая большие углы атаки, а также с учетом минимизации потерь тяги при скорости полета на М=1,4.

Два двигателя 1 размещены рядом в хвостовой части фюзеляжа 5, воздухозаборники 4 двигателей 1 расположены по бокам фюзеляжа 5 под наплывами и имеют отдельные S-образные каналы 11 до входа в двигатели 1. Каналы 11 оборудованы комбинированными управляемыми створками 12 дополнительной подпитки и перепуска давления при сверхзвуковых скоростях типа «жалюзи». Конструкция воздухозаборника 4 обеспечивает слив пограничного слоя возникающего на боковой поверхности фюзеляжа 5 и нижней поверхности наплыва.

Сечения средней части фюзеляжа 5 имеют верхние дугообразные обводы, плавно сопряженные с наплывом крыла и непосредственно с верхней поверхностью крыла, под наплывом овальные обводы воздухозаборника 4 переходят в обводы фюзеляжа.

За кабиной экипажа 7, внизу, установлена вспомогательная силовая установка 2, обеспечивающая автономный запуск основных двигателей 1.

Вспомогательная силовая установка 2 включает газотурбинный двигатель и редуктор для привода вспомогательного оборудования.

Двигатель вспомогательной силовой установки или она вся 2 может быть расположен между соответствующими шпангоутами фюзеляжа 5.

Для запуска двигателей 1 основных силовых установок может быть использована система воздушного запуска, состоящая из трубопроводов отбора воздуха и трубопроводов подвода воздуха к воздушным стартерам.

Трубопроводы отбора воздуха могут быть интегрированы с системой кондиционирования воздуха.

На режиме земного малого газа давление и температурный режим в кабине 5 обеспечиваются вспомогательной силовой установкой 2.

Изобретение относится к области авиации. Самолет содержит фюзеляж, крыло, основную силовую установку с двумя турбореактивными двигателями 1, вспомогательную силовую установку 2, оперение и боковые воздухозаборники. Силовая установка 2 выполнена с двумя сверхзвуковыми турбореактивными двигателями 1, которые размещены в расширенной хвостовой части фюзеляжа с возможностью расположения между ними корневой части оперения. Вспомогательная силовая установка 2 размещена внизу средней части фюзеляжа за кабиной экипажа. Входные отверстия воздухозаборников расположены под крылом и ограничены в нижних частях фюзеляжем. В крыле в верхней части воздухозаборников выполнены управляемые щелевые жалюзи подпитки воздухом. Между верхней кромкой воздухозаборников и нижней поверхностью крыла выполнены щели слива пограничного слоя. Технический результат - обеспечение эффективного использования легкого сверхзвукового многоцелевого самолета. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Сверхзвуковой многоцелевой самолет, содержащий фюзеляж, крыло, основную силовую установку с двумя турбореактивными двигателями, вспомогательную силовую установку, оперение и боковые воздухозаборники, ограниченные, по крайней мере, на части своей длины крылом, отличающийся тем, что основная силовая установка выполнена с двумя сверхзвуковыми турбореактивными двигателями, которые размещены в расширенной хвостовой части фюзеляжа с возможностью расположения между ними корневой части оперения, вспомогательная силовая установка размещена внизу средней части фюзеляжа за кабиной экипажа, входные отверстия воздухозаборников расположены под крылом и ограничены в нижних частях фюзеляжем, при этом в крыле в верхней части воздухозаборников выполнены управляемые щелевые жалюзи подпитки воздухом, а между верхней кромкой воздухозаборников и нижней поверхностью крыла выполнены щели слива пограничного слоя.2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что продольная ось вспомогательной силовой установки расположена вдоль оси самолета, а выхлопная труба выведена под фюзеляж в боковую сторону.3. Самолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что канал каждого воздухозаборника в передней части направлен вверх, а на уровне соответствующего двигателя расположен горизонтально.