Двухфюзеляжный транспортный самолет Российский патент 2025 года по МПК B64C1/00 B64D27/02 

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и, в частности, к летательным аппаратам и может быть использовано при проектировании дозвуковых летательных аппаратов транспортной категории со стреловидным крылом, двигателями большой и сверхбольшой степени двухконтурности, обеспечивающих снижение эмиссии NO_X, расхода топлива и эмиссии СО₂, за счет применения альтернативных источников топлива, пониженным уровнем шума на местности и расширенным диапазоном условий базирования.

Необходима разработка концепции перспективных магистральных самолетов нетрадиционной схемы с крыльями, обеспечивающих снижение аварийности, шума, удельной стоимости разработки и увеличение жизненного цикла ЛА в соответствии с целевыми показателями гражданских самолётов 2025÷2030 годов.

Наряду с необходимостью обеспечения высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности при проектировании компоновок транспортных самолетов особое внимание уделяется акустическим характеристикам и безопасности полета.

Двухфюзеляжный транспортный самолет представляет собой 3х-двигательный перспективный самолет, предназначенный для перевозки широкой номенклатуры грузов. Данная конструкция обладает преимуществами с точки зрения аэродинамики и весовой отдачи, а также имеет уникальные экономические характеристики и эксплуатационные возможности в сравнении с однофюзеляжным самолетом традиционной схемы за счет возможности применения альтернативных источников топлива.

Известны различные летательные аппараты транспортной категории. Типичный летательный аппарат транспортной категории состоит из крыла, включающего в себя центроплан, консоли и необходимые функциональные системы, такие как пилоны, мотогондолы двигателя, фюзеляж, хвостовое оперение и другие элементы конструкции самолета, влияющие на его обтекание.

Известно несколько примеров транспортных самолетов.

Известен самолет Ил-76 (см. Самолет ИЛ-76МД, учебное пособие в четырех частях, часть первая сост. Бондаренко А.А., Рева Э.А., Сучков А.В, Павлык А.С. 164с., Ульяновск, 2014г.). Самолет предназначен для перевозки грузов с взлетной массой 152000 кг на расстояние до 2800км с максимальной скоростью 750-800км/ч. Компоновка самолета выполнена по схеме «высокоплан» с взлетно-посадочной механизацией, состоящей из предкрылка и трехщелевого закрылка.

К недостаткам этого самолета можно отнести высокий уровень шума, низкую величину аэродинамического качества. Наличие четырех двигателей.

Известен самолет Airbus CC-150 Polaris (Пассажирские самолеты мира, под редакцией Беляева В.В., Москва, АРГУС, 1997г., с.104-105). Самолет предназначен для перевозки грузов с взлетной массой 142000 кг на расстояние до 4000 км с максимальной скоростью 895 км/ч. Компоновка самолета выполнена по схеме «низкоплан».

К недостаткам этого самолета можно отнести высокий уровень шума, низкую величину аэродинамического качества.

Известен летательный аппарат и его механизированное крыло (патент RU №2815133, МПК В64С 39/04, 2024). Летательный аппарат содержит: два фюзеляжа с криогенными топливными баками, причем в одном фюзеляже бак расположен в носовой части фюзеляжа, в другом - в хвостовой части фюзеляжа; крыло с взлетно-посадочной механизацией; три двигателя, расположенные под крылом по одному на правой и левой консолях крыла, а третий между двумя фюзеляжами и выполненные с возможностью использования альтернативных источников топлива; Т-образное хвостовое оперение замкнутого типа.

К недостаткам этой компоновки можно отнести низкую степень проработки вариантов размещения топливных баков.

Общими недостатками для всех рассмотренных выше компоновок является использование двигателя с малой степенью двухконтурности работающих на традиционных видах топлива.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является разработка схемы транспортного самолета, позволяющего улучшить условия базирования, транспортную логистику, топливную эффективность, уменьшить выброс продуктов горения в атмосферу и увеличить безопасность полета.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что летательный аппарат содержащий два фюзеляжа, топливные баки, крыло, три двигателя, один из которых расположен под центропланом, хвостовое оперение, при этом фюзеляжи имеют разные диаметры, в меньшем в носовой, центральной и хвостовых частях расположены топливные баки, с зазорами между ними и обшивкой фюзеляжа, равными 0,01 хорды крыла, крыло выполнено с центропланом и консолями, с развитым наплывом в области стыка центроплана и консолей с фюзеляжами, в центроплане расположена перегородка, разделяющая два фюзеляжа друг от друга, два других двигателя расположены в хвостовой части над фюзеляжем, хвостовое оперение выполнено палубного типа.

Изобретение иллюстрируется следующими фигурами:

фиг. 1 – общий вид двухфюзеляжного самолета;

фиг. 2 – вид сверху;

фиг. 3 – вид сбоку фюзеляжа для перевозки грузов;

фиг. 4 – вид сбоку фюзеляжа для перевозки топлива;

фиг. 5 – вид спереди;

фиг. 6 – схема расположения топливных баков для альтернативных видов топлива;

на фиг. 7 – характерная картина обтекания поверхности профиля.

Летательный аппарат 1 (Фиг. 1, 2) содержит два фюзеляжа разных диаметров, первый больший фюзеляж 2 для перевозки грузов, размер фюзеляжа обусловлен выполнением транспортной задачи (перевозку на необходимую дальность нужного груза) (Фиг.2, 3), во втором меньшем фюзеляже 3 (Фиг. 4) размещены три топливных бака 4 в носовой, центральной и хвостовой частях, зазоры 5 между топливными баками и обшивкой 6 фюзеляжа выполнены для обеспечения безопасности при использовании криогенного топлива и равны 0,01 хорды крыла. Для обеспечения безопасности установлена поперечная перегородка 7, разделяющая два фюзеляжа друг от друга. Крыло 8, выполнено с удлинением λ=11.5, сужением η=4.2 стреловидностью χ_пк=30°, в схеме «центроплан» с развитым наплывом 9 (фиг. 5) в области стыка крыла и фюзеляжа. Установлены три двигателя (фиг.5) большой степени двухконтурности N≥10 и более с возможностью работы на альтернативных видах топлива, один двигатель 10 расположен под центропланом между двумя фюзеляжами, два двигателя 11 расположены в хвостовой части над фюзеляжем. Использовано двухкилевое оперение 12 в палубном варианте исполнения.

Для работы двигателей на альтернативных видах топлива предлагается расположить топливные баки 4 (Фиг. 6) в носовой, центральной и хвостовой частях фюзеляжа так, чтобы повысить безопасностъ при использовании криогенного топлива.

Был выполнен ряд расчетных исследований. Картина обтекания типичного профиля и линии тока, полученные в результате расчетов, показаны на фиг. 7. Показан безотрывный характер обтекания, что свидетельствует о высоких несущих свойствах крыла предлагаемого изобретения.

Таким образом, удается создать летательный аппарат, обладающий следующими преимуществами:

- повышение безопасности при использовании альтернативных видов топлива;

- большее значение коэффициента подъемной силы С_у;

- высокая скорость разгрузочных работ;

- уменьшение выброса продуктов горения в атмосферу.

Использование альтернативных видов топлива позволит повысить топливную эффективность и снизить эмиссию СО₂. За счет оптимального расположения топливных баков повышается безопасность полета.

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике и, в частности, к летательным аппаратам и может быть использовано при проектировании дозвуковых транспортных самолетов различного назначения с двигателями большой степени двухконтурности, с возможностью работы на альтернативном виде топлива с пониженным уровнем шума на местности и расширенным диапазоном условий базирования. Летательный аппарат содержит два фюзеляжа, топливные баки, крыло, три двигателя, один из которых расположен под центропланом, хвостовое оперение. Фюзеляжи имеют разные диаметры, в меньшем в носовой, центральной и хвостовых частях расположены топливные баки, с зазорами между ними и обшивкой фюзеляжа, равными 0,01 хорды крыла, крыло выполнено с центропланом и консолями, с развитым наплывом в области стыка центроплана и консолей с фюзеляжами, в центроплане расположена перегородка, разделяющая два фюзеляжа друг от друга, два двигателя расположены в хвостовой части над фюзеляжем, хвостовое оперение выполнено палубного типа. Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является разработка схемы транспортного самолета, позволяющего улучшить условия базирования, транспортную логистику, топливную эффективность, уменьшить выброс продуктов горения в атмосферу и увеличить безопасность полета. 7 ил.

Летательный аппарат, содержащий два фюзеляжа, топливные баки, крыло, три двигателя, один из которых расположен под центропланом, хвостовое оперение, отличающийся тем, что фюзеляжи имеют разные диаметры, в меньшем в носовой, центральной и хвостовых частях расположены топливные баки, с зазорами между ними и обшивкой фюзеляжа, равными 0,01 хорды крыла, крыло выполнено с центропланом и консолями, с развитым наплывом в области стыка центроплана и консолей с фюзеляжами, в центроплане расположена перегородка, разделяющая два фюзеляжа друг от друга, два двигателя расположены в хвостовой части над фюзеляжем, хвостовое оперение выполнено палубного типа.