МАГИСТРАЛЬНЫЙ САМОЛЕТ ПЕРЕМЕННОЙ ПАССАЖИРОВМЕСТИМОСТИ Российский патент 2006 года по МПК B64C1/00 B64C3/00 B64C3/38 

Данное предложение относится к авиационной технике.

Известны магистральные самолеты, имеющие составные фюзеляжи, выполняемые из сборных отсеков, что позволяет за счет снятия или добавления отсеков изменять размеры и пассажировместимость фюзеляжа (см. «Авиация», энциклопедия под редакцией Г.П.Свищева, научное издательство «Большая Российская энциклопедия», М., 1994, стр.123». Наиболее близким аналогом такой схемы может считаться самолет Боинг 737, который может выпускаться в виде серии 600 на 109 пассажиров, серии 700 на 130 пассажиров, серии 800 на 150 пассажиров и серии 900 на 180 пассажиров (см. В.В.Беляев. «Пассажирские самолеты мира». Справочник, М., 1997 г. и Приложение 1). Такое конструктивное решение позволяет, не меняя основного производства, оптимизировать конкретный самолет для трасс и загрузки конкретных компаний, расширяет круг возможных покупателей, позволяет за счет общности и повышения серийности производства снизить затраты, повысить эффективность производства.

Однако при такой конструкции не применяют оптимизацию крыла, что снижает общую эффективность и приводит к увеличению массы самолета.

Магистральный самолет переменной пассажи ровместимости

Наиболее близким аналогом является решение по патенту US № 5975464 А, 02.11/1999 г.

Такие конструктивные решения позволяют, не меняя основного производства, оптимизировать выпускаемый самолет для трасс и загрузки конкретной компании, расширяют круг возможных покупателей, позволяют за счет общности и повышения серийности производства снизить затраты, повысить эффективность производства.

Однако при такой конструкции не применяют оптимизацию крыла, используя крыло самой большой размерности, что снижает общую эффективность и приводит к увеличению массы самолета.

Целью предлагаемого изобретения является обеспечение при любых изменениях фюзеляжа оптимальной общей площади крыла, снижение массы и повышение технико-экономических характеристик самолета. Для этого крыло образовано центропланом и переходными отсеками, формирующими общую площадь крыла как прямую функцию полезной нагрузки, причем соотношение размеров переходного отсека и отъемной части крыла выбирают из условия сохранения координат центра давления и средней аэродинамической хорды приблизительно постоянным.

На фиг.1 приведена общая схема самолета с разбивкой на основные технологические элементы. На фиг.2 приведена общая схема предлагаемого крыла. На фиг.3 в качестве примера показано изменение положения средней аэродинамической хорды при переходе от крыла площадью 150 квадратных метра к крылу площадью 100 квадратных метра.

Предлагаемый самолет состоит из фюзеляжа, образованного из переднего отсека 1, съемного переднего отсека 2, центрального отсека 3, заднего съемного отсека 4 и хвостового отсека 5. На хвостовом отсеке закреплены вертикальное оперение 6 и горизонтальное оперение 7, на которых установлены соответственно руль направления 8 и руль высоты 9. Стреловидное крыло 10 образовано из центроплана 11, двух переходных отсеков 12, двух отъемных частей крыла 13.

Под крылом (а в ряде случаев в задней части фюзеляжа) установлены двигатели 14, для обеспечения работы которых на мотогондоле 15 закреплены воздухозаборники 16. В мотогондоле размещены все агрегаты и системы силовой установки (условно не показаны).

Основные 17 и передняя 18 стойки шасси обеспечивают движение самолета по земле.

Для выполнения полетов в соответствии с требованиями норм летной годности установлены обязательно необходимые системы и оборудование (условно не показаны).

Конструктивно крыло 10 имеет передний лонжерон 19 и задний лонжерон 20, к которым крепятся профилированные нервюры крыла 21, на которые крепится верхняя 22 и нижняя 23 силовые обшивки. На лонжеронах закреплены элементы механизации: предкрылки 24, закрылки 25, воздушные тормоза 26 и органы поперечного управления (элероны 27).

Оптимизация самолета производится одновременно изменением длины фюзеляжа, путем снятия или установки отсеков 2 и 4 и изменением площади крыла путем подбора переходного отсека 12.

Методология подбора следующая.

По требованию авиакомпании выбирается расчетная пассажировместимость самолета. На основании принятого количества посадочных мест и других требований (главным образом по комфорту пассажиров - количество буфетов-кухонь, туалетов, расстоянию между креслами, размерам проходов и т.д.) выбираются размерность салона и методы формирования оптимальной длины фюзеляжа. Определяется базовая характеристика «коммерческая нагрузка - дальность». По результатам аэродинамического расчета определяется размерность крыла и при сохранении размеров отъемной части крыла подбираются переходные отсеки. Сохраняя основное производство, предлагаемая конструкция позволяет отходить не более чем на 10% от оптимальной площади крыла. Учитывая, что во всех известных конструкциях такое отличие более 30%, применение данного решения приводит к значительному (до 10%) снижению массы и общему повышению аэродинамических характеристик самолета не менее чем на 15%.

Изобретение относится к авиационной технике. Магистральный самолет состоит из составного фюзеляжа, стреловидного крыла 10, вертикального 6 и горизонтального 7 оперения, рулей направления 8 и высоты 9, органов управления, самолетных систем и оборудования. Крыло образовано центропланом 11 и переходными отсеками 12, формирующими общую площадь крыла как прямую функцию полезной нагрузки, причем соотношение размеров переходного отсека и отъемной части крыла выбирают из условия сохранения отношения координат центра давления и средней аэродинамической хорды приблизительно постоянным. Изобретение обеспечивает минимизацию площади крыла, снижение массы самолета и повышение его технико-экономических характеристик. 3 ил.

Магистральный самолет, состоящий из составного фюзеляжа, стреловидного крыла, вертикального и горизонтального оперения, рулей направления и высоты, органов управления, самолетных систем и оборудования, отличающийся тем, что крыло образовано центропланом и переходными отсеками, формирующими общую площадь крыла как прямую функцию полезной нагрузки, причем соотношение размеров переходного отсека и отъемной части крыла выбирают из условия сохранения отношения координат центра давления и средней аэродинамической хорды приблизительно постоянным.