САМОЛЕТ БОЛЬШОЙ ГРУЗОПОДЪЕМНОСТИ Российский патент 2008 года по МПК B64C1/00 

Область техники

Изобретение относится к авиации, более конкретно к конструктивным и аэродинамическим элементам летательных аппаратов тяжелее воздуха, и может быть использовано в конструкции тяжелых пассажирских, транспортных самолетов для повышения их эксплуатационных характеристик.

Уровень техники

Известен самолет большой грузоподъемности фирмы Боинг - «Самолет с экранным эффектом» (Патент US № 6,848,650 В2).

Самолет включает в себя:

фюзеляж, определяющий объем центрального грузового отсека; крыло с жестким нестреловидным соединением с фюзеляжем, крыло имеет среднее относительное удлинение 3,5-8, позволяющее самолету рационально производить полет с эффектом близости поверхности земли и высотный полет; несколько независимых и управляемых опор шасси, установленных на фюзеляже и равномерно распределяющих вес самолета.

Крыло состоит из центроплана и пары консолей крыла. Центроплан соединен с фюзеляжем, консоли крыла соединены с центропланом и могут складываться, при этом крыло спроектировано с плоской нижней аэродинамической поверхностью и с отогнутыми консолями крыла с отрицательным углом поперечного «V».

Фюзеляж включает в себя носовую часть с герметичной кабиной пилота и корпус фюзеляжа; носовая часть прикреплена шарнирно к корпусу фюзеляжа.

Фюзеляж несет на себе заднее Т-образное хвостовое оперение.

Самолет предназначен для трансконтинентальных грузовых перевозок, однако, выполненный по схеме с задним горизонтальным оперением и малым удлинением крыла он имеет низкое аэродинамическое качество, что приводит к снижению его транспортной эффективности.

Известен проект фирмы Боинг пассажирского самолета, выполненного по технологии «крыла, совмещенного с фюзеляжем» (BWB), рассчитанный на перевозку 800 пассажиров. Самолет выполнен по схеме «высокоплан» в виде крыла, состоящего из центроплана с увеличенной толщиной профиля, передняя кромка которого имеет большую прямую стреловидность, а задняя кромка имеет обратную стреловидность, стреловидных консолей крыла, установленных на переходных отсеках, примыкающих к центроплану. При этом верхние поверхности центроплана, консолей и переходного отсека образуют единую поверхность крыла, нижняя поверхность центроплана, выполняющего роль фюзеляжа с пассажирской кабиной, опущена вниз относительно поверхности консолей крыла и снабжена шасси.

Самолет, получивший обозначение BWB-450, имеет скорость захода на посадку 260 км/ч.

Самолет BWB-450 имеет крыло размахом 76 м (удлинение 7,55), на концах которого расположены вертикальные кили. Пассажирский салон расположен на верхней палубе в центроплане крыла и поделен вертикальными продольными перегородками на шесть сообщающихся между собой отсеков. Два центральных отсека отведены под салоны первого класса и бизнес-класса, а остальные - экономического класса.

Для эвакуации пассажиров при аварии служит большое число аварийных выходов, расположенных в носке центроплана и в его хвостовой части.

Силовая установка состоит из трех ТРДД тягой по 25-26 тс. Двигатели установлены над центропланом в его хвостовой части (см. «APT», ОНТИ ЦАГИ, №18 (2334) - 3 мая 2004 г.).

Технология «крыла, совмещенного с фюзеляжем» использована также в проекте пассажирского самолета ЦАГИ, выполненного в виде «летающего крыла» (ЛК). Самолет выполнен по схеме «высокоплан» в виде крыла, состоящего из центроплана с увеличенной толщиной профиля, передняя кромка которого имеет большую прямую стреловидность, а задняя кромка имеет обратную стреловидность и стреловидность консолей крыла.

Концепция самолета в схеме ЛК предполагает наличие профилированного центроплана крыла, в котором размещается пассажирский салон. Механизация крыла включает рули высоты, расположенные на задней кромке центроплана крыла, предкрылки, невыдвижные закрылки и элероны, секции которых на концах крыла конструктивно выполнены в виде расщепляющихся щитков.

Наилучшее размещение силовой установки выполнено по обычной схеме - под крылом, так как расположенные над крылом двигатели создают большой пикирующий момент, который нечем компенсировать.

Конструкция центроплана. Верхние и нижние панели в зоне центроплана, воспринимающие нагрузки от консолей крыла, могут одновременно воспринимать избыточное давление наддува.

Носовая и хвостовая части центроплана реализованы в виде конструкции, состоящей из плоских панелей, воспринимающих внешние нагрузки.

Самолет снабжен цифровой резервированной электродистанционной системой управления (ЭДСУ) и комплексной системой активного управления, снижающей ветровые, турбулентные и маневренные нагрузки.

Продольный канал ЭДСУ состоит из системы триммирования и балансировки, системы улучшения продольной устойчивости и управляемости и ограничителей предельных режимов.

Система триммирования и балансировки должна обеспечить триммирование усилий на рычаге управления и балансировку самолета рулями. На систему триммирования и балансировки возлагается также задача обеспечения устойчивости по скорости (см. Проблемы создания перспективной авиационно-космической техники. - М.: ФИЗМАТЛИТ, 2005. стр.262-273).

Известные самолеты, выполненные по схеме « летающее крыло», позволяют получить высокое аэродинамическое качество при большой пассажировместимости. По такой же схеме могут быть выполнены и транспортные самолеты. Однако схема «летающее крыло» характеризуется большими балансировочными потерями, в частности, на этапе взлета и посадки, что значительно снижает ее аэродинамическое качество на этих режимах. Кроме того, невозможна реализация эффективных средств повышения несущих свойств крыла при взлете и посадке (многощелевые закрылки, система обдува крыла струями двигателей и т.п.) из-за невозможности компенсировать возникающие значительные кабрирующие моменты. Поэтому недостатком такой схемы при реализации ее для самолетов большой грузоподъемности является невозможность эксплуатации с существующих аэродромов из-за значительной длины взлетно-посадочной полосы.

Более того, системы балансировки и системы улучшения продольной устойчивости и управляемости, выполненные на базе рулей, расположенных на задней кромке центроплана, имеют пониженную эффективность, вызванную малыми плечами рулей относительно центра тяжести и значительной инерционностью самолета.

Сущность изобретения

Задачей изобретения является разработка такой аэродинамической схемы самолета большой грузоподъемности, которая позволила бы получить высокие взлетно-посадочные характеристики, в том числе и за счет использования экранного эффекта земли, и обеспечить эксплуатацию самолета с существующих взлетно-посадочных полос при получении достаточно высокого аэродинамического качества на крейсерских режимах полета.

Кроме того, необходимо к минимуму свести балансировочные потери аэродинамического качества при обеспечении полной безопасности полета, в том числе за счет обеспечения его продольной устойчивости.

Более того, самолет такой схемы должен обладать меньшей массой конструкции.

Согласно изобретению поставленная задача достигается тем, что самолет большой грузоподъемности, включающий крыло, выполненное по технологии «крыла, совмещенного с фюзеляжем», состоящее из центроплана с увеличенной толщиной, снабженного помещениями для размещения пассажиров или груза, передние кромки которого имеют большую прямую стреловидность, стреловидных консолей крыла, установленных на переходных отсеках, примыкающих к центроплану, вертикальное оперение, шасси и силовую установку, выполнен по схеме «низкоплан», нижние поверхности центроплана, консолей и переходного отсека образуют единую нижнюю поверхность крыла, верхняя поверхность центроплана поднята вверх относительно поверхности консолей крыла, при этом вертикальное оперение выполнено в виде двух килей, установленных на верхней поверхности центроплана по его боковым нервюрам, кроме того, верхняя поверхность центроплана снабжена продольными аэродинамическими перегородками, простирающимися от носка центроплана к килям, находясь с ними в одной плоскости, при этом задняя кромка центроплана выполнена прямой, а стреловидные консоли крыла выполнены V-образными с положительным углом при виде спереди.

Кроме того, самолет снабжен фюзеляжем, установленным в передней части центроплана крыла по его оси и несущим переднее горизонтальное оперение, снабженное рулевым приводом, обеспечивающим его автоматическую установку на заданный угол атаки и выполненным с системой улучшения продольной устойчивости самолета, а крыло по своим концам снабжено цилиндрическими законцовками, вырабатывающими из набегающего потока вихревые потоки, противоположные по направлению вращения возникающим концевым крыльевым вихрям.

Более того, в самолете фюзеляж выполнен герметичным с пассажирским салоном и грузовым помещением, а отсек центроплана выполнен негерметичным и разделен на продольные секции для размещения перевозимых грузов и техники.

Выполненный в соответствии с изобретением самолет грузоподъемностью 400-600 т может эксплуатироваться с существующих аэродромов благодаря повышению взлетно-посадочных характеристик за счет использования экранного эффекта, мощной механизации крыла и обдува верхней поверхности центроплана струями маршевых двигателей. При этом самолет обладает достаточно высокими аэродинамическими данными за счет сведения к минимуму балансировочных потерь и уменьшения потерь, вызванных концевыми вихрями крыла.

Перечень фигур на чертежах

Изобретение поясняется чертежами, на которых:

Фиг.1 показывает общий вид самолета, выполненного в соответствии с изобретением, при виде сбоку.

Фиг.2 показывает общий вид самолета при виде сверху (в плане).

Фиг.3 показывает общий вид самолета при виде спереди.

Фиг.4 показывает разрез А-А фиг.2.

Фиг.5 показывает разрез Б-Б фиг.2 (вид самолета с разрезом по оси симметрии с частичным вырывом по фюзеляжу).

Осуществление изобретения

Самолет, выполненный в соответствии с изобретением, включает в себя (см. фиг.1) крыло 1, фюзеляж 2, переднее горизонтальное оперение (ПГО) 3, вертикальное хвостовое оперение 4, силовую установку 5, шасси, состоящее из передней стойки 6 и задних основных стоек 7.

Самолет выполнен по схеме «низкоплан» и содержит другие известные системы и оборудования, необходимые для выполнения безопасного полета.

Крыло 1 (см. фиг.2) выполнено состоящим из центроплана 8, правой и левой стреловидных консолей крыла 9, 10, связанных с центропланом 8 левым и правым переходными отсеками 11, 12. Вертикальное хвостовое оперение 4 выполнено в виде двух, правого и левого, килей 13, 14, установленных по боковым нервюрам 33, 34 (см. фиг.3) центроплана 8. Кроме того, центроплан 8 снабжен правой и левой продольными аэродинамическими перегородками 15, 16, установленными по его боковым нервюрам на верхней поверхности и простирающимися от носка центроплана к килям, находясь с ними в одной плоскости.

Правая и левая консоли крыла 9, 10 снабжены элеронами 21, 22 и закрылками 19, 20. Элероны могут быть выполнены «зависающими», выполняющими роль закрылков на этапе взлета и посадки.

Центроплан 8 выполнен с большой стреловидностью по своей передней кромке и относительно большой толщиной своего аэродинамического профиля, позволяющей разместить в нем пассажирскую кабину или грузовые помещения. Задняя кромка центроплана выполнена прямой, при этом верхняя поверхность центроплана 29 (см. фиг.3) поднята вверх относительно поверхности консолей крыла, выполненных с умеренной толщиной своего аэродинамического профиля. Переходные отсеки 11, 12 выполнены с переменным по толщине аэродинамическим профилем и предназначены для обеспечения плавного перехода поверхностей между центропланом 8 и консолями крыла 9, 10.

Для обеспечения максимального использования «эффекта экрана» при взлете и посадке самолет может быть выполнен с удлинением 3,5-6.

При этом нижние поверхности центроплана, консолей и переходного отсека образуют единую нижнюю поверхность 44 крыла, а стреловидные консоли крыла выполнены V-образными с положительным углом 30 таким образом, чтобы задняя кромка крыла была удалена от поверхности земли по всему своему размаху на расстояние, обеспечивающее равноудаленность нижних кромок агрегатов механизации консолей крыла и центроплана от земли на этапах взлета и посадки.

Центроплан 8 выполнен по технологии « крыла, совмещенного с фюзеляжем» и снабжен грузовым отсеком 17. Центроплан на своей задней кромке несет щитки 25, 26 на верхней поверхности и отклоняющиеся закрылки на нижней поверхности.

ПГО 3 выполнено в виде двух цельноповоротных правой и левой поверхностей 27, 28, установленных в передней части фюзеляжа 2, закрепленного в носовой части центроплана по его оси симметрии. Поверхности 27, 28 ПГО выполнены с единым многоканальным рулевым приводом, обеспечивающим автоматическую установку ПГО на заданный угол атаки и выполненным с системой улучшения продольной устойчивости самолета. Такой рулевой привод может быть выполнен электрогидравлическим и снабженным автоматом балансировки и устойчивости.

Силовая установка 5 выполнена в виде четырех турбореактивных двигателей, установленных на пилонах на верхней поверхности центроплана.

Крыло 1 по своим концам снабжено правой и левой цилиндрическими законцовками 23, 24, установленными на консолях 9, 10 и вырабатывающими из набегающего потока вихревые потоки, противоположные по направлению вращения возникающим концевым крыльевым вихрям. Цилиндрические законцовки 23, 24 выполнены в виде пустотелых гондол и совмещенных с ними кожухов, простирающихся вдоль концевой части крыла. Гондола включает воздухозаборник, диффузор с направляющими лопатками на своей поверхности, отклоняющими воздушный поток по его периферии у поверхности диффузора в одном направлении, вызывая закручивание потока и превращение его в вихревой. Направление отклонения направляющих лопаток в правой и левой законцовках выбрано таким, чтобы направление вращения вихревого потока было бы противоположным направлению вращения возникающих на концах крыла концевых вихрей у каждой законцовки. На выходе вихревой поток взаимодействует с возникающим концевым вихрем крыла, ослабляя его и улучшая обтекание концевых частей крыла и повышая аэродинамическое качество крыла и самолета в целом.

Грузовой отсек 17 (см. фиг.4), выполненный в центроплане 8, образован верхним силовым набором 35, нижним силовым набором 36 центроплана и по бокам ограничен боковыми нервюрами 33, 34 центроплана. Грузовой отсек выполнен негерметичным и разделен на продольные секции при помощи силовых вертикальных перегородок 37. Силовые наборы 35, 36 центроплана выполнены из силовых балок и внешних панелей, образующих совместно с перегородками 37 единую конструкцию, воспринимающую все нагрузки, действующие на консоли крыла и центроплан. Нижний силовой набор 36 несет грузовой пол 38, предназначенный для размещения перевозимых грузов и техники.

Грузовой отсек 17 (см. фиг.5) снабжен крышками люков 39, выполняющих в открытом положении 39а роль погрузочной рампы.

Грузовой отсек может быть выполнен с герметичными секциями. Однако это потребует значительного усиления конструкции и увеличения массы центроплана. Грузовой отсек также может быть выполнен с грузовыми люками, расположенными и в носовой части центроплана.

Фюзеляж 2 (см. фиг.5) выполнен герметичным и снабжен кабиной пилотов, пассажирским салоном 40 на верхней палубе и грузовым помещением 41 на нижней палубе. Фюзеляж состыкован с силовым каркасом центроплана, заканчивается герметичным шпангоутом 42 и снабжен герметичными выходами для посадки-высадки пассажиров (не показано). В передней своей части фюзеляж 2 снабжен отсеком 43 для размещения конструкции крепления ПГО и передней стойки шасси.

Самолет функционирует следующим образом.

При взлете механизация крыла (закрылки, элероны на консолях крыла и закрылки на центроплане) устанавливается во взлетное положение, и самолет производит разбег, отрыв и разгон на малой высоте до достижения необходимой скорости полета, после чего производится набор высоты.

Посадка производится следующим образом: самолет производит последовательно снижение, выравнивание и выдерживание, уменьшая скорость, после чего происходит приземление и пробег по ВПП до полной остановки. Снижение, выравнивание и выдерживание производятся с механизацией, выпущенной в посадочное положение. При пробеге выпускаются щитки на верхней поверхности центроплана, включается реверс двигателей для уменьшения дистанции пробега.

Самолет выполнен с невысоким удлинением, средняя аэродинамическая хорда (САХ) крыла имеет значительный размер, а относительная высота самолета (отношение высоты полета к САХ) на пробеге и разгоне составляет 0,1-0,2. Кроме того, нижняя поверхность крыла выполнена в виде единой поверхности, равноудаленной своей задней кромкой от земли. Такое выполнение самолета создает благоприятные условия для экранного эффекта земли. Благодаря этому на этих режимах аэродинамическое качество самолета возрастает в 1,4-1,6 раз. Кроме того, на малых скоростях полета на режиме взлета-посадки несущие свойства крыла существенно увеличиваются и за счет обдувки верхней поверхности центроплана выхлопной струей маршевых двигателей. Более того, цилиндрические законцовки также компенсируют потери качества от невысокого удлинения крыла за счет ослабления концевых вихрей. При посадке также используется эффект экрана земли, позволяющий уменьшить посадочную дистанцию.

Свой вклад в повышение аэродинамического качества вносит и ПГО, создавая необходимую подъемную силу, обусловленную балансировкой. При этом устраняются балансировочные потери на взлете-посадке. Кроме того, обеспечивается продольная устойчивость самолета и повышение безопасности в течение всего полета.

Благодаря такому выполнению обеспечиваются хорошие взлетно-посадочные характеристики заявляемого самолета при высоком аэродинамическом качестве и достигается возможность эксплуатации самолета с грузоподъемностью 400-600 т с существующих аэродромов.

Изобретение относится к авиации, более конкретно - к конструктивным и аэродинамическим элементам летательных аппаратов тяжелее воздуха. Самолет большой грузоподъемности включает крыло, выполненное по технологии «крыла, совмещенного с фюзеляжем», состоящее из центроплана с увеличенной толщиной, снабженного помещениями для размещения пассажиров или груза, передние кромки которого имеют большую прямую стреловидность, стреловидных консолей крыла, установленных на переходных отсеках, примыкающих к центроплану. Нижние поверхности центроплана, консолей и переходного отсека образуют единую нижнюю поверхность крыла. Верхняя поверхность центроплана поднята вверх относительно поверхности консолей крыла. Вертикальное оперение выполнено в виде двух килей. Верхняя поверхность центроплана снабжена продольными аэродинамическими перегородками, простирающимися от носка центроплана к килям, находясь с ними в одной плоскости. Задняя кромка центроплана выполнена прямой. Консоли крыла выполнены V-образными с положительным углом при виде спереди. Данное техническое решение позволяет улучшить взлетно-посадочные характеристики самолета. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Самолет большой грузоподъемности, включающий крыло, выполненное по технологии «крыла, совмещенного с фюзеляжем», состоящее из центроплана с увеличенной толщиной, снабженного помещениями для размещения пассажиров или груза, передние кромки которого имеют большую прямую стреловидность, стреловидных консолей крыла, установленных на переходных отсеках, примыкающих к центроплану, вертикальное оперение, шасси и силовую установку, отличающийся тем, что он выполнен по схеме «низкоплан», нижние поверхности центроплана, консолей и переходного отсека образуют единую нижнюю поверхность крыла, верхняя поверхность центроплана поднята вверх относительно поверхности консолей крыла, при этом вертикальное оперение выполнено в виде двух килей, установленных на верхней поверхности центроплана по его боковым нервюрам, кроме того, верхняя поверхность центроплана снабжена продольными аэродинамическими перегородками, простирающимися от носка центроплана к килям, находясь с ними в одной плоскости, при этом задняя кромка центроплана выполнена прямой, а стреловидные консоли крыла выполнены V-образными с положительным углом.2. Самолет большой грузоподъемности по п.1, отличающийся тем, что он снабжен фюзеляжем, установленным в передней части центроплана крыла по его оси и несущим переднее горизонтальное оперение, снабженное рулевым приводом, обеспечивающим его автоматическую установку на заданный угол атаки и выполненным с системой улучшения продольной устойчивости самолета.3. Самолет большой грузоподъемности по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что крыло по своим концам снабжено цилиндрическими законцовками, вырабатывающими из набегающего потока вихревые потоки, противоположные по направлению вращения возникающим концевым крыльевым вихрям.4. Самолет большой грузоподъемности по п.3, отличающийся тем, что фюзеляж выполнен герметичным с пассажирским салоном и грузовым помещением, а центроплан снабжен грузовым отсеком, выполненным негерметичным и разделенным на продольные секции для размещения перевозимых грузов и техники.