САМОЛЕТ С НЕСУЩИМ ФЮЗЕЛЯЖЕМ Российский патент 2006 года по МПК B64C1/00 B64C5/02 

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к самолетам, выполненным в пассажирском, грузовом или в грузопассажирском вариантах и обладающим улучшенной управляемостью при маневрах в полете, связанной с работой аэродинамических поверхностей, в частности с хвостовым оперением.

Известен самолет, повышенной грузоподъемности, предназначенный для перевозки на верхней части фюзеляжа габаритных грузов (см. А.А.Брук, К.Г.Удалов, С.Г.Смирнов "Иллюстративная энциклопедия самолетов ЭМ3 им. В.М.Мясницева" М.: Авио Пресс 1999 г., стр.248 Самолет 3 М-Т).

В известном проекте указанного самолета для эффективной работы хвостовое оперение выполнено в виде расположенных под углом к горизонтальной плоскости самолета стабилизаторов, на которых наклонно установлены кили с поворотным рулями направления. В данном случае такая конструкция хвостового оперения выбрана для того, чтобы избежать влияние на него расположенного спереди крыла большого размаха и груза, установленного сверху фюзеляжа. В ином случае, затененность хвостового оперения не позволяло бы эффективно и надежно функционировать его управляющим аэродинамическим поверхностям из-за срывов потоков воздуха как при выполнении различных маневров самолета, так и в обычном крейсерском полете.

Однако в известном самолете угол "V" установки стабилизаторов выбран таким, что их строительные плоскости пересекаются в плоскости симметрии самолета над его продольной осью.

В таком случае для выполнения разворота расположенные на стабилизаторе кили с рулями направления создают моменты, приводящие к крену самолета не в сторону разворота, а в противоположную сторону. Эти паразитные моменты приходится снимать за счет других аэродинамических элементов, в первую очередь расположенных на крыше. На самолетах большой грузоподъемности необходимость такой компенсации приводит к серьезной переразмерности габаритов органов поперечного управления, как видно из иллюстраций, и к большому размаху крыла.

Кроме того, наличие на килях отклоняемой управляющей поверхности небольшого размера по сравнению со всей площадью килей делает его работу малоэффективной при маневрах самолета.

Известен самолет с несущим фюзеляжем по пат. США 5769358, содержащий эллипсовидный в поперечном сечении, вытянутый по горизонтали фюзеляж, сравнительно короткие крылья, на которых установлены двигатели и Т-образное хвостовое оперение с высокорасположенным стабилизатором.

В данном самолете фюзеляж дополняет крыло в части создания подъемной силы, что благоприятно сказывается на общих габаритах самолета, например, появляется возможность уменьшить размах крыла. В то же время, в такой конструкции с Т-образным хвостовым оперением, имеющим один расположенный по оси симметрии самолета киль, возникает ряд проблем по его эффективности. В частности, при выполнении разворота, когда отклоняют руль направления на киле в сторону разворота (например, для разворота налево руль направление отклоняют налево), на отклоненном руле возникает сила, создающая момент относительно продольной оси самолета, стремящийся повернуть самолет вокруг этой оси в сторону, обратную требующейся (в нашем примере при развороте налево возникающая на руле направления сила стремится повернуть вниз правую консоль крыла, в то время, как ее надо поднимать). Для компенсации указанного вредного момента необходимо задействовать (отклонить) горизонтальные аэродинамические поверхности крыла и высокорасположенного стабилизатора. Однако из-за короткоразмерности крыльев для получения достаточной компенсации и надежной управляемости необходимы большие площади указанных аэродинамических поверхностей. Кроме того, в силу небольшой крутильной жесткости крыла возможен реверс управления, когда вместо управляющего кренового момента происходит закручивание крыла. Дополнительную сложность в создании хорошей управляемости при таком маневре вызывает широкий фюзеляж. Все описанное приводит к сложности в конкретном выполнении требующейся конструкции и создает элемент ненадежности при управлении данным известным самолетом.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является конструкция самолета, описанная в патенте РФ № 2174089 (параллельная заявка PCT/RU 00/00542). Самолет имеет несущий фюзеляж, сравнительно короткие консоли крыльев, на которых расположены двигатели, и хвостовое оперение, выполненное в данном случае в виде двух килей, установленных под углом к вертикальной плоскости симметрии самолета. По всей задней кромке фюзеляжа установлены также отклоняемые аэродинамические поверхности, выполняющие, в частности, роль стабилизаторов.

Хотя указанная известная конструкция хвостовых поверхностей повышает их эффективность при маневрах самолета, все же описанные выше недостатки, в основном, присущи и этому известному проекту.

Задачей настоящего изобретения является создание самолета с несущим фюзеляжем, который обладает хорошей и понятной управляемостью при маневрах, не требующих серьезного увеличения эффективности, а следовательно, веса и габаритов органов управления креном и крыла, что позволяет сохранить все преимущества схемы самолета с несущим фюзеляжем.

Для решения указанной задачи заявляется самолет с несущим фюзеляжем, содержащий крыло, на консолях которого установлены двигатели, фюзеляж, у которого ширина значительно превышает его высоту, а передняя часть фюзеляжа в плане плавно переходит от более узкой носовой части в широкую основную часть, при этом хвостовое оперение имеет два разнесенных по ширине фюзеляжа в сторону от продольной вертикальной плоскости самолета и установленных под углом к ней стабилизатора с рулевыми поверхностями, каждый из которых снабжен цельноповоротным стреловидным рулем направления, ось вращения которого расположена в плоскости руля направления, установленного на конце стабилизатора с образованием Т-образного хвостового оперения, при этом строительные плоскости стабилизаторов пересекаются в плоскости симметрии самолета на главной продольной оси самолета или ниже ее.

Дополнительно, указанная ось вращения делит руль направления на две, приблизительно равные по площади части для уменьшения шарнирного момента и облегчения управляемости.

Кроме того, в одном из вариантов осуществления самолета угол у между плоскостью стабилизатора и горизонтальной плоскостью находится в диапазоне 10°-30°.

Краткое описание чертежей.

Настоящее изобретение станет более понятным при обращением к сопроводительным чертежам, где:

на фиг.1 - вид сбоку на самолет, соответствующий настоящему изобретению;

на фиг.2 - вид в плане на самолет по фиг.1;

на фиг.3 - вид спереди на указанный самолет.

Самолет 1 согласно настоящему изобретению содержит фюзеляж 2, ширина Д которого значительно превышает его высоту Н. В плане передняя часть фюзеляжа 2 плавно переходит от более узкой носовой части 3 к более широкой части, соответствующей основному габаритному размеру фюзеляжа. Фюзеляж такого типа создает подъемную силу дополнительно к подъемной силе крыла 4 и его можно называть несущим. Консоли 5 крыла 4 выполнены со сравнительно коротким размахом и на них установлены двигатели 6. Крыло 4 снабжено органами управления креном 7, выполняющими свои обычные функции при полете самолета. Хвостовое оперение самолета 1 включает в себя два разнесенных по ширине фюзеляжа 2 относительно вертикальной плоскости симметрии самолета, стабилизатора 8. Угол γ установки стабилизатора 8 относительно горизонтали выбирается в диапазоне 10°-30°. Строительные плоскости стабилизаторов пересекаются в плоскости симметрии самолета на главной продольной оси самолета или ниже ее. На конце каждого стабилизатора 8 установлен цельноповоротный стреловидный руль направления 10, образуя отдельное Т-образное хвостовое оперение. Ось 11 вращения расположена в плоскости руля направления 10 и делит его на две приблизительно равные по площади части/переднюю и заднюю. Угол стреловидности передней кромки β руля направления больше угла стреловидности крыла и выбирается из условия, что Мкрит. руля направления ≥ Мкрит. крыла. Руль направления 10 установлен таким образом, что он может поворачиваться около своего нейтрального положения, причем угол δ поворота находится в диапазоне ±25°÷30°. Ось 11 вращения размещена на конце стабилизатора 8. В хвостовой части фюзеляжа 2 выполнены аэродинамические поверхности 12. Поворот каждого руля направления 10 обеспечивается механизмом привода (не показан), размещенным в основном внутри стабилизатора 8. Этот механизм не является предметом настоящего изобретения и может быть выполнен исходя из известного уровня техники. Стабилизаторы 8 снабжены рулевыми поверхностями 13.

Процесс полета самолета 1 данного типа и преимущества использованной в нем схемы достаточно полно описаны в указанных выше описании и документах известного уровня техники. В этих документах показано, что применение широкого несущего фюзеляжа улучшает массо-габаритные характеристики самолета, расширяет его компоновочные возможности. Однако, как говорилось при характеристике известных документов, возникает проблема в управляемости самолета при различных маневрах. Особенно наглядно и определенно этот недостаток проявляется при развороте самолета.

Настоящее изобретение эффективно решает эту проблемную задачу и обеспечивает понятную и надежную управляемость при маневрах самолета, в частности при его развороте.

Это осуществляется следующим образом.

При необходимости разворота самолета 1, например влево от направления полета, цельноповоротные рули направления 10 как на левом, так и на правом стабилизаторе отклоняются также влево (их задние кромки уходят влево). В самолете 1 согласно настоящему изобретению строительные плоскости стабилизаторов 8 пересекаются в плоскости симметрии самолета или на главной продольной оси самолета 9 или ниже ее. Поэтому возникающая на отклоненных рулях направления 10 аэродинамическая сила либо не создает момента вокруг продольной оси самолета X, либо создает на небольшом плече момент вокруг оси X, ведущий к кренению самолета в сторону поворота, т.е. поднимающий правую консоль 5 крыла 4. Рулевые поверхности 13 левого и правого стабилизаторов также могут участвовать в управлении креном, отклоняясь дифференциально. В результате, органы управления креном на крыле могут быть существенно уменьшены.

Таким образом, создается понятный, а значит, и эффективный способ управления самолетом при маневрах в полете, оставляя без изменения схему и габариты основных элементов самолета и, следовательно, не уменьшая все преимущества данной схемы самолета с несущим фюзеляжем.

Рули направления 10 согласно настоящему изобретению выполняются стреловидными для уменьшения сопротивления при полетах на числах М˜0,8, они представляют собой аэродинамически плоскую поверхность. Расположение оси их поворота, обеспечивающее деление руля на две приблизительно равные по площади части, уменьшает шарнирный момент, требующийся для его поворота, и облегчает управляемость рулем. Создание такой конструкции не представляет сложности при современном развитии авиационной техники.

Изобретение относится к авиации. Самолет с несущим фюзеляжем содержит крыло, на консолях которого установлены двигатели, фюзеляж, у которого ширина значительно превышает его высоту, а передняя часть фюзеляжа в плане плавно переходит от более узкой носовой части в широкую основную часть. Хвостовое оперение имеет два разнесенных по ширине фюзеляжа в сторону от продольной вертикальной плоскости симметрии самолета и установленных под углом к ней стабилизатора с рулевыми поверхностями. На каждом стабилизаторе с образованием Т-образного хвостового оперения установлен цельноповоротный стреловидный руль направления. Техническим результатом изобретения является улучшение конструкции фюзеляжа и хвостового оперения самолета. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Самолет с несущим фюзеляжем, содержащий крыло, на консолях которого установлены двигатели, фюзеляж, у которого ширина значительно превышает его высоту, а передняя часть фюзеляжа в плане плавно переходит от более узкой носовой части в широкую основную часть, при этом хвостовое оперение имеет два разнесенных по ширине фюзеляжа в сторону от продольной вертикальной плоскости симметрии самолета и установленных под углом к ней стабилизатора с рулевыми поверхностями, на каждом из которых с образованием Т-образного хвостового оперения установлен цельноповоротный стреловидный руль направления, ось вращения которого расположена на стабилизаторе в плоскости руля направления, а строительные плоскости стабилизаторов пересекаются в плоскости симметрии самолета на главной продольной оси самолета либо ниже ее.2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что указанная ось вращения делит руль направления на две приблизительно равные по площади части для уменьшения шарнирного момента и облегчения управляемости.3. Самолет по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что указанная ось вращения руля направления размещена на конце стабилизатора.4. Самолет по п.1, отличающийся тем, что угол γ между осью стабилизатора и горизонтальной плоскостью находится в диапазоне 10-30°.