АДМИНИСТРАТИВНЫЙ РЕАКТИВНЫЙ САМОЛЕТ Российский патент 2010 года по МПК B64C1/00 

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано при разработке легких реактивных самолетов малой пассажировместимости.

Известны схемы легких административных реактивных самолетов, рассчитанных на перевозку 4-9 пассажиров (см. интернет-сайт www.business-jet.ru). Типичный административный самолет имеет цилиндрический фюзеляж, заднее расположение двигателей на пилонах и Т-образное хвостовое оперение.

Известен легкий административный самолет с подкрыльевым зализом Embraer Phenom 300 (см. интернет-сайты www.business-jet.ru, www.embraer.com, информация от 22.06.2008). Недостатком данной схемы является наличие подкрыльевого зализа, который создает существенное ограничение по крейсерской скорости полета (числу Маха).

Известен также легкий административный самолет без подкрыльевого зализа Cessna Citation Encore (см. интернет-сайты www.business-jet.ru, www.cessna.com, информация от 22.06.2008), недостатком которого является то, что крыло в схеме низкоплана занимает часть полезного объема фюзеляжа и уменьшает размеры пассажирского салона.

Общим для всех административных самолетов данного класса недостатком являются ограниченные поперечные размеры пассажирской кабины (высота - 1.3-1.55 м, ширина - 1.31-1.56 м).

Прототипом предлагаемого технического решения является региональный самолет (см. Патент РФ № 2244660, В64С 1/00, 2003 г.), состоящий из фюзеляжа, крыла, Т-образного хвостового оперения, силовой установки из двух двигателей в хвостовой части фюзеляжа за крылом и необходимых функциональных систем, выполняющий полеты в диапазоне эксплуатационных скоростей, соответствующих числам М_расч≈0.72. Самолет сформирован как единая пространственная система на базе прямого крыла с переменной профилировкой по размаху при нулевой стреловидности по заднему лонжерону и фюзеляжа переменного по длине сечения, у которого сечение передней части фюзеляжа до зоны крепления крыла выполнено в виде овала с горизонтальным расположением большой оси, а сечение задней части после зоны крепления крыла выполнено в виде круга, при этом количество пассажирских кресел в ряду изменяется по длине фюзеляжа, а в любом сечении площадь фюзеляжа отличается от площади тела вращения минимального сопротивления не более чем на 15%.

В качестве недостатка прототипа можно указать то, что упрощенная геометрия фюзеляжа, сформированная на базе двух сечений, не позволяет полностью реализовать потенциал применения фюзеляжа поперечного сечения для снижения волнового сопротивления летательного аппарата. Самолет имеет относительно низкие для современных компоновок максимальное крейсерское число Маха М_Мах=0.75 и расчетное крейсерское число Маха М_крейс=0.72.

Задачей настоящего изобретения является разработка компоновки легкого реактивного административного самолета повышенного комфорта с высокой крейсерской скоростью полета.

Технический результат состоит в обеспечении отсутствия волновых потерь на фюзеляже вплоть до М_крейс=0.85 и реализации максимального крейсерского числа Маха самолета М_Мах=0.8-0.82 на компоновке с прямым (по заднему лонжерону) крылом и максимальными поперечными размерами пассажирского салона (ширина и высота), составляющими 18-20% от длины фюзеляжа.

Задача и технический результат достигаются тем, что в легком реактивном самолете, состоящем из фюзеляжа переменного по длине сечения, крыла с нулевой стреловидностью по заднему лонжерону и переменной профилировкой по размаху, а также Т-образного хвостового оперения и силовой установки из двух двигателей в хвостовой части фюзеляжа за крылом, фюзеляж имеет каплевидную форму на базе круглых сечений переменного диаметра с максимальной толщиной 18-20% от длины фюзеляжа на 25% длины от начала фюзеляжа и резким уменьшением толщины до 10-12% от длины фюзеляжа на участке от 40 до 60% его длины, крыло расположено в месте сужения фюзеляжа от 40 до 60% его длины, двигатели расположены в узкой части фюзеляжа за крылом на участке от 60 до 80% длины фюзеляжа.

На Фиг.1 показан общий вид предлагаемого самолета, а на Фиг.2 - его проекции с компоновкой пассажирского салона. На Фиг.3 дано сравнение габаритных размеров предлагаемого самолета и административного самолета Embraer Phenom 300, имеющего аналогичное применение. На Фиг.4-7 представлены результаты расчетных исследований компоновки: картины распределения давления по поверхности летательного аппарата на различных режимах и зависимости сопротивления от числа Маха при различных значениях коэффициента подъемной силы Су.

На самолете 1 (Фиг.1) имеется крыло 2, фюзеляж 3 каплевидной формы, силовая установка 4 из двух двигателей за крылом в хвостовой части фюзеляжа, Т-образное хвостовое оперение 5. Другие функциональные системы условно не показаны.

Крыло самолета 2 с нулевой стреловидностью по заднему лонжерону имеет переменную профилировку по размаху (относительная толщина бортового профиля с=14-16%, относительная толщина концевого профиля с=9-10%). Применение прямого крыла с профилями достаточно большой толщины значительно упрощает процесс изготовления крыла, позволяет снизить вес летательного аппарата, а также отказаться от механизации передней кромки и использовать простую механизацию задней кромки в виде щелевого закрылка. При соответствующем качестве отделки поверхности на прямом крыле возможно достижение протяженных ламинарных участков обтекания в крейсерском полете.

Фюзеляж 3 имеет каплевидную форму на базе круглых сечений переменного диаметра с максимальной толщиной 18-20% от длины фюзеляжа на 25% его длины и резким уменьшением толщины до 10-12% от длины фюзеляжа на участке от 40 до 60% его длины. Форма фюзеляжа получена в результате процедуры численной оптимизации и обеспечивает отсутствие волновых потерь вплоть до М_крейс=0.85 при заданных максимальных поперечных размерах фюзеляжа, соответствующих высоте 1.9 м и ширине 2.0 м пассажирского салона 6. Картина распределения давления, иллюстрирующая отсутствие скачков уплотнения на поверхности фюзеляжа до М=0.86 приведена на Фиг.4. В сужающейся части фюзеляжа (от 40 до 60% его длины) образуется область заторможенного потока, благодаря чему обеспечивается бесскачковое обтекание корневой части расположенного там прямого крыла. Мотогондолы двигателей 4 расположены на участке от 60 до 80% длины фюзеляжа и обеспечивают дополнительное торможение потока в области крыла. Распределение давления в сечениях крыла на режимах М=0.77, Су=0.475 и М=0.82, Су=0.3 приведены на Фиг.5. Суммарно фюзеляж и мотогондолы обеспечивают благоприятное для трансзвуковых скоростей распределение площадей поперечных сечений, известное как «правило площадей». Картина распределения давления по поверхности всего летательного аппарата на режиме М=0.82, Су=0.3 показана на Фиг.6. Зависимости сопротивления от числа Маха для значений коэффициента подъемной силы Су=0.3 и 0.45 показаны на Фиг.7. Как видно из фиг.7, волновой кризис при Су=0.3 наступает при числе Маха, большем М=0.82.

В фюзеляже 3 (Фиг.2) расположена кабина экипажа 7, рассчитанная на двух членов экипажа, и пассажирский салон 6, рассчитанный на размещение 4-8 человек.

Таким образом удается создать легкий реактивный самолет, обладающий следующими преимуществами:

- существенное увеличение поперечных размеров пассажирского салона - 18÷20% от длины фюзеляжа;

- обеспечение крейсерского числа Маха М_крейс=О.75-0.82;

- применение прямого крыла, имеющего ряд преимуществ, таких как уменьшенный вес конструкции, возможность применения простой механизации и др.

Изобретение относится к авиационной технике. Легкий реактивный самолет состоит из фюзеляжа переменного по длине сечения, крыла с нулевой стреловидностью по заднему лонжерону и переменной профилировкой по размаху, а также Т-образного хвостового оперения и силовой установки из двух двигателей в хвостовой части фюзеляжа за крылом. Фюзеляж имеет каплевидную форму на базе круглых сечений переменного диаметра с максимальной толщиной 18-20% от длины фюзеляжа на 25% длины от начала фюзеляжа и уменьшением толщины до 10-12% от длины фюзеляжа на участке от 40 до 60% его длины. Крыло расположено в месте сужения фюзеляжа от 40 до 60% его длины. Двигатели расположены в узкой части фюзеляжа за крылом на участке от 60 до 80% длины фюзеляжа. Изобретение направлено на снижение волновых потерь на фюзеляже. 7 ил.

Легкий реактивный самолет, состоящий из фюзеляжа переменного по длине сечения, крыла с нулевой стреловидностью по заднему лонжерону и переменной профилировкой по размаху, а также Т-образного хвостового оперения и силовой установки из двух двигателей в хвостовой части фюзеляжа за крылом, отличающийся тем, что фюзеляж имеет каплевидную форму на базе круглых сечений переменного диаметра с максимальной толщиной 18-20% от длины фюзеляжа на 25% длины от начала фюзеляжа и резким уменьшением толщины до 10-12% от длины фюзеляжа на участке от 40 до 60% его длины; крыло расположено в месте сужения фюзеляжа от 40 до 60% его длины; двигатели расположены в узкой части фюзеляжа за крылом на участке от 60 до 80% длины фюзеляжа.