ДВУХПАЛУБНЫЙ САМОЛЕТ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ С ПОВОРОТНЫМИ КРЫЛЬЯМИ Российский патент 2006 года по МПК B64C39/08 B64C3/42 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования и производства пассажирских и транспортных самолетов и направлено на снижение массы конструкции самолета.

Известны летательные аппараты горизонтального взлета и посадки с поворотным крылом с автоматически устойчивым профилем, расположенным впереди и выше центра тяжести экраноплана в сочетании с одним или несколькими спойлерами специального аэродинамического профиля, установленными с возможностью изменения угла установки несущей поверхности, содержащей фюзеляж, оси поворота шарниров крыльев, предназначенные для обеспечения заданного угла атаки при осуществлении продольного управления летательным аппаратом путем изменения угла несущей поверхности (Патент США №6164591, В 64 С 3/38, 2000).

Известен летательный аппарат горизонтального взлета и посадки с крыльями, установленными с возможностью изменения угла установки несущей поверхности, содержащий фюзеляж, два крыла, расположенных в носовой и хвостовой частях фюзеляжа на шарнирах, оси поворота которых предназначены для обеспечения заданного угла атаки установки несущей поверхности крыльев, снабжен автоматической системой стабилизации, оба крыла снабжены интерцепторами или рулями высоты и выполнены одинаковой геометрической формы и с одинаковыми размерами, при этом автоматическая система стабилизации выполнена с возможностью отключения в момент продольного управления самолетом (Патент РФ №2244662 В 64 С 39/08, 3/42, 2005).

Недостатком такого летательного аппарата является то, что разнесение крыльев по длине фюзеляжа должно быть значительным для устранения аэродинамического влияния переднего крыла на заднее, что не позволяет подобрать рациональное положение крыльев на фюзеляже с точки зрения снижения нагрузки на фюзеляж и, следовательно, возможности дополнительного снижения его массы и массы самолета в целом.

Наиболее близким по технической сущности является магистральный самолет А-380 с двумя палубами по всей длине фюзеляжа, способный перевезти 555 пассажиров на дальность до 15000 км без посадки, состоящий из двухпалубного по всей длине фюзеляжа, крыльев, жестко закрепленных с фюзеляжем, горизонтального оперения с изменяемым углом установки для балансировки самолета на разных режимах полета и киля (www.airlines.net, ″Российская газета от 20.01.05 г.″).

Недостатком двухпалубного самолета по всей длине фюзеляжа является то, что строительная высота его поперечного сечения практически одинакова по всей длине фюзеляжа, что не является рациональным решением с точки зрения обеспечения необходимой жесткости и прочности при минимальной массе силовой конструкции фюзеляжа.

Предлагаемое изобретение решает задачу снижения массы летательного аппарата за счет рациональной формы фюзеляжа, позволяющей разнести поворотные крылья не только по длине фюзеляжа, но и по высоте, устранив тем самым аэродинамическое влияние переднего крыла на заднее и одновременно обеспечивая рациональное изменение момента инерции поперечных сечений фюзеляжа в соответствии с изменением эпюры изгибающих моментов, разгружая тем самым его силовые элементы и давая возможность уменьшить их массу. (Как известно, рациональное изменение момента инерции по длине балки такое, которое повторяет изменение эпюры изгибающего момента.)

Решаемой задачей предлагаемого изобретения является создание эффективного самолета, технический результат от использования которого заключается в снижении веса самолета и улучшении аэродимического качества за счет:

- существенного снижения аэродинамического влияния переднего крыла на заднее путем разнесения их не только по длине, но и по высоте фюзеляжа;

- обеспечения максимальной строительной высоты фюзеляжа при (двухпалубной схеме) в месте максимальных значений изгибающего момента от действующих на фюзеляж нагрузок.

В предлагаемом изобретении фюзеляж самолета представляет собой двухпалубную конструкцию, причем конструкция верхней палубы сдвинута относительно нижней на определенное расстояние, позволяющее установить узлы крепления (поворота) переднего крыла на верхней поверхности нижней палубы, а узлы крепления (поворота) заднего крыла - на верхней поверхности верхней палубы и таким образом разнести поворотные крылья и по длине фюзеляжа и по высоте, добиваясь устранения аэродинамического влияния переднего крыла на заднее.

Технический результат достигается тем, что в схему двухпалубного самолета горизонтального взлета и посадки с поворотными крыльями, содержащего фюзеляж, состоящий из верхней и нижней палубы, переднего крыла, расположенного в носовой части фюзеляжа, с изменяемым углом установки несущих поверхностей, снабженного автоматической системой продольной стабилизации с помощью интерцепторов или рулей, введено заднее крыло, которое расположено на верхней поверхности верхней палубы фюзеляжа, при этом верхняя палуба фюзеляжа смещена относительно нижней по длине и расположена на расстоянии, определяемом областью рациональной строительной высоты и максимального изгибающего момента и позволяющем установление узла крепления (поворота) переднего крыла, а крылья выполнены поворотными с осями поворота на шарнирах и с возможностью обеспечения заданного угла атаки при продольном управлении самолетом, а также разнесены по длине и высоте фюзеляжа для устранения аэродинамического влияния переднего крыла на заднее, причем переднее крыло, установленное в носовой части, расположено на верхней поверхности нижней палубы фюзеляжа.

Для пояснения технической сущности:

На Фиг.1 представлен общий вид двухпалубного самолета самолета.

На Фиг. 2 представлено изменение углов установки крыльев в зависимости от режимов полета.

На Фиг.3 показаны силовые шпангоуты крепления узлов поворота.

На фиг.4-6 показано изменение коэффициента давления по крыльям при разных положениях заднего крыла относительно переднего.

На фиг.4 - заднее крыло отстоит от переднего на 1-2 хорды крыла. Аэродинамическое влияние переднего крыла на заднее существенное.

На фиг.5 - заднее крыло отстоит от переднего на 12 средних аэродинамических хорд (САХ) и по высоте на 1/2 диаметра фюзеляжа. Распределение коэффициента давления по переднему и заднему крылу практически одинаково, т.е. разнос крыльев по длине и высоте фюзеляжа позволяет устранить аэродинамическое влияние переднего крыла на заднее.

На фиг.6 - распределение коэффициента давления для разнесенных крыльев по длине и высоте фюзеляжа показано на виде в плане.

На чертежах представлено: 1 - нижняя палуба фюзеляжа, 2 - верхняя палуба фюзеляжа, смещенная по длине фюзеляжа относительно нижней палубы на расстояние, позволяющее установить переднее поворотное крыло 3 ниже заднего поворотного крыла 4; 5 - шпангоуты фюзеляжа, 6 - шарниры поворотных крыльев 3 и 4, 7 - винтовой механизм поворота крыла, 8 - кессон центроплана поворотного крыла.

Двухпалубный самолет горизонтального взлета и посадки с поворотными крыльями работает следующим образом.

Винтовой механизм (7) поворачивает крылья (3) и (4) относительно шарниров (6) и устанавливают углы атаки переднего и заднего крыла для создания требуемой подъемной силы для взлета-посадки и полета и обеспечения горизонтального положения фюзеляжа (фиг.2). Автоматическая система стабилизации с помощью интерцепторов или рулей обеспечивает продольную стабилизацию самолета. При этом размещение крыльев на разной высоте позволяет устранить аэродинамическое влияние переднего крыла на заднее, а форма фюзеляжа со смещенной по длине второй палубой обеспечивает максимальную строительную высоту в зоне действия максимальных значений изгибающего момента.

Преимущества предлагаемого изобретения по сравнению с известными мировыми аналогами традиционной схемы:

1. В самолете с крыльями, изменяющими угол установки, обеспечивается взлет, посадка и полет самолета, при которых фюзеляж самолета всегда сохраняет горизонтальное (или близкое к горизонтальному) положение. Уменьшается потребная высота шасси, следовательно, его вес.

2. Два равноценных несущих крыла значительно разгружают фюзеляж, снижая массу фюзеляжа и конструкции самолета в целом.

3. Две равноценные несущие поверхности, суммарной площадью равные одной несущей поверхности, имеют суммарно меньшую массу при одинаковых относительных параметрах.

4. Двухпалубная схема фюзеляжа со сдвигом верхней палубы относительно нижней определяет рациональную строительную высоту фюзеляжа в месте максимального изгибающего момента, что способствует разгрузке силовых элементов, а следовательно, и массы фюзеляжа.

5. Двухпалубная схема фюзеляжа со сдвигом верхней палубы относительно нижней позволяет разнести крылья не только по длине фюзеляжа, но и по высоте, способствуя устранению аэродинамического влияния переднего крыла на заднее, следовательно, улучшению аэродинамических характеристик всего самолета

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет содержит фюзеляж, имеющий верхнюю и нижнюю палубы, переднее крыло 3, расположенное в носовой части фюзеляжа, с изменяемым углом установки несущих поверхностей, и автоматическую систему продольной стабилизации с помощью интерцепторов или рулей. Дополнительно введено заднее крыло 4, которое расположено на верхней поверхности верхней палубы фюзеляжа, которая смещена относительно нижней палубы. Предусмотрен узел крепления и поворота переднего крыла. Крылья выполнены поворотными с осями поворота на шарнирах и с возможностью обеспечения заданного угла атаки при продольном управлении самолетом и разнесены по длине и высоте фюзеляжа для устранения аэродинамического влияния переднего крыла на заднее крыло. Переднее крыло установлено в носовой части и расположено на верхней поверхности нижней палубы фюзеляжа. Технический результат - снижение массы конструкции. 6 ил.

Двухпалубный самолет горизонтального взлета и посадки с поворотными крыльями, содержащий фюзеляж, состоящий из верхней и нижней палуб, переднего крыла, расположенного в носовой части фюзеляжа, с изменяемым углом установки несущих поверхностей, и снабженный автоматической системой продольной стабилизации с помощью интерцепторов или рулей, отличающийся тем, что введено заднее крыло, которое расположено на верхней поверхности верхней палубы фюзеляжа, которая смещена относительно нижней палубы по длине на расстояние, определяемое областью рациональной строительной высоты и максимального изгибающего момента и позволяющее установить узел крепления и поворота переднего крыла, а крылья выполнены поворотными с осями поворота на шарнирах и с возможностью обеспечения заданного угла атаки при продольном управлении самолетом и разнесены по длине и высоте фюзеляжа для устранения аэродинамического влияния переднего крыла на заднее крыло, причем переднее крыло, установленное в носовой части, расположено на верхней поверхности нижней палубы фюзеляжа.