Самолет

Самолет

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Предлагаемое изобретение относится к области авиации, в частности к многокорпусным летательным аппаратам. Самолет может быть использован в качестве пассажирского, грузового, грузопассажирского, пожарного и спасательного, способного садиться как на водную поверхность, так и на сушу. Известен принятый за аналог самолет-амфибия конструкции Р.Л.Бартини /1/, содержащий фюзеляж, соединенный центропланом с двумя бортотсеками-поплавками, крыло, оперение и силовую установку.

Однако существенным недостатком указанного самолета-амфибии является расположение фюзеляжа и бортотсеков-поплавков на одной горизонтальной линии, что приводит к работе центроплана на изгиб и, следовательно, к увеличению его относительной толщины, увеличению веса и аэродинамического сопротивления.

Существует группа многокорпусных самолетов /2, 3, 4, 5, 6/, содержащих межфюзеляжные несущие аэродинамические поверхности, например горизонтальное оперение, установленное в носовой части самолета и выполненное поворотным, основное крыло, установленное на пилонах и закрепленное на них шарнирно. Однако совокупность известных признаков в перечисленных патентах не совпадает с совокупностью заявленных признаков.

Из известных технических решений наиболее близким, выбранным в качестве прототипа, является самолет /7/, содержащий фюзеляж, поверхности управления по тангажу и курсу, вертикальную поверхность с рулями направления и закрепленную на ней горизонтальную несущую поверхность с рулями высоты, силовую установку и парашютные системы, причем фюзеляж и, по крайней мере, два дополнительных фюзеляжа, разнесены друг относительно друга по высоте и горизонту, соединены между собой быстроразъемными несущими плоскостями по схеме силового многоугольника.

Недостатками указанного самолета являются:

- бипланное расположение крыльев почти вдвое уменьшает их размах, что затрудняет управление по курсу;

- установка вертикальной поверхности с рулями направления и закрепленной на ней горизонтальной несущей поверхностью с рулями высоты создает дополнительную нагрузку на носовую часть одного из фюзеляжей, что вызывает необходимость в ее усилении и, следовательно, увеличение веса;

- крепление крыльев непосредственно к фюзеляжам увеличивает интерференцию, что снижает качество самолета;

- так как фюзеляжи разнесены друг относительно друга, то это приводит к увеличению потребных площадей поверхностей управления.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение веса самолета при повышении аэродинамического качества, улучшении мореходности и маневренности на плаву.

Поставленная задача достигается тем, что в самолете, содержащем фюзеляж, две лодки, силовую установку, среднее крыло малого удлинения с поверхностями управления и основное крыло на пилонах, соединяющие фюзеляж и лодки так, что соединительные элементы работают на сжатие, горизонтальное оперение, установленное в носовой части самолета, быстроразъемные узлы стыковки и парашютные системы, лодки и фюзеляж снабжены пилонами, основное крыло снабжено трехщелевыми закрылками, размах которых не менее 90% его размаха, и системами двухрежимных струйных рулей, установленных на концевых частях его консолей, причем основное крыло шарнирно установлено на упомянутых пилонах, а горизонтальное оперение установлено в носовой части между фюзеляжем и лодками с возможностью изменения угла атаки в любой стадии полета, основное крыло и среднее крыло выполнены малого удлинения и разнесены друг относительно друга вдоль оси самолета так, что центр масс самолета при этом расположен между центрами давления основного и среднего крыльев.

Предлагаемое изобретение поясняется прилагаемыми чертежами, где:

на фиг.1 показан общий вид самолета спереди;

на фиг.2 - общий вид самолета сбоку;

на фиг.3 - общий вид самолета сверху.

Самолет содержит фюзеляж 1, в котором размещены экипаж, пассажиры, оборудование и системы, обеспечивающие полет, в носовой части фюзеляжа 1 расположено переднее управляемое шасси и устройства управления им. Фюзеляж 1 может быть как от эксплуатируемых в данный период самолетов с использованием их серийной оснастки и оборудования, самолетов, уже снятых с производства, так и специально разработанных в зависимости от ТТТ на самолет.

В лодках 2 в зависимости от варианта выполнения самолета размещаются:

- в пассажирском варианте пассажиры, оборудование, обеспечивающее им нормальные условия полета, стюардессы с необходимым оборудованием, системы энергообеспечения и связи, в носовых и хвостовых частях, а также в районе центра тяжести лодки размещены парашютные системы для спасения пассажиров при разделении самолета в аварийной ситуации, основные шасси и системы управления ими;

- в грузовом варианте длинномерные и обычные грузы, почта, сопровождающие груз люди, в хвостовых частях лодок оборудованы грузолюки;

- в пожарном варианте в килевой части лодок от носа до кормы размещаются баки с пеногасящей жидкостью, внутри лодок размещаются пожарные со своим оборудованием, водозаборные устройства;

- в спасательном варианте внутри лодок размещаются операционные блоки, носилки для тяжелопострадавших, кресла для пострадавших, медперсонала и спасателей, контейнеры с медикаментами и медицинским оборудованием, переносные реанимационные барокамеры, средства розыска и спасения на воде - надувные катера.

Лодки 2 могут быть как от серийно выпускаемых гидросамолетов, так и специально разработанные.

Основное крыло 3 установлено шарнирно с возможностью изменения угла атаки на всех стадиях полета на пилонах 4, которые размещены: боковые на лодках 2, центральный - на фюзеляже 1. В основном крыле 3 проходят трассы управления предкрылками и закрылками, размещены кессон-баки с запасом топлива. В пилонах 4 проходят трассы управления основным крылом 3, кессон-баки с аварийным запасом топлива, а также узлы шарнирного крепления основного крыла 3, а в центральном пилоне установлен механизм управления изменением угла атаки основного крыла 3, а также быстроразъемные узлы расстыковки с лодками 2 в аварийной ситуации.

Силовая установка 5 установлена на верхней части основного крыла 3 против пилонов 4 и содержит органы управления и трубопроводы подачи топлива.

Струйные рули 6 установлены на концевых частях консолей основного крыла 3, питаются от компрессоров маршевых двигателей и содержат трубопроводы подвода сжатого воздуха, регулирующие заслонки, органы управления, поворотные сопла, перекрываемые заслонками, камеру "дожигания" сжатого воздуха, включаемую для увеличения тяги струйных рулей 6 и создания при необходимости дополнительных моментов по курсу и крену.

Среднее крыло малого удлинения 7 установлено между фюзеляжем 1 и лодками 2, соединяя их. В нем проходят трассы управления и энергоснабжения от фюзеляжа 1 к лодкам 2, основному крылу 3, силовой установке 5 и струйным рулям 6, трассы управления предкрылками и двухщелевыми закрылками.

В вертикальном оперении 8, устанавливаемом при необходимости в дополнение к струйным рулям 6, размещены системы управления рулями направления.

Горизонтальное оперение 9 шарнирно закреплено между фюзеляжем 1 и лодками 2 и может изменять свой угол атаки на всех стадиях полета. В нем размещаются трассы управления и энергоснабжения, проходящие из фюзеляжа 1 в лодки 2. Горизонтальное оперение 9 оснащено предкрылками, двухщелевыми закрылками и рулями высоты.

Основное крыло 3 и среднее крыло малого удлинения 7 разнесены друг относительно друга вдоль продольной оси самолета так, чтобы центр масс 10 самолета располагался между центрами давления 11 и 12 этих крыльев.

Благодаря такому расположению улучшается балансировка самолета, управление по тангажу, снижается балансировочное сопротивление, самолет становится менее чувствительным к изменениям центровки, более равномерно распределяются нагрузки на фюзеляж 1 и лодки 2, облегчая их.

Основное крыло 3 с пилонами 4, установленными на лодках и на фюзеляже, среднее крыло малого удлинения 7 вместе завязаны в прочную и жесткую конструкцию по схеме "силового многоугольника", которая воспринимает все действующие нагрузки и при которой все соединительные элементы, как "рамная конструкция", работают в основном на сжатие-растяжение, а не на изгиб, что позволяет значительно уменьшить относительные толщины крыльев при сохранении требуемой прочности и жесткости, а это снижает аэродинамическое сопротивление самолета и его вес.

На концевых частях консолей основного крыла 3 установлены системы "двухрежимных" струйных рулей по авторским свидетельствам СССР №343543 и №1338508 с отбором сжатого воздуха от компрессоров маршевых двигателей, способных при необходимости "дожигать" отбираемый воздух, повышая тягу струйных рулей 6. Так как струйные рули 6 разнесены на большое расстояние друг от друга и могут создавать пары сил при управлении по курсу и крену, то потребные тяги будут небольшими, а вес системы незначительным при достаточной надежности. Кроме того, использование струйного управления позволит уменьшить площадь вертикального оперения, уменьшить нагрузки на хвостовые части лодок 2, что снизит их вес.

Основное крыло 3 снабжено трехщелевыми закрылками с размахом не менее 90% размаха крыла. Это стало возможно благодаря установке основного крыла 3 на пилонах 4 над фюзеляжем 1 и лодками 2 и, следовательно, над водной поверхностью, что увеличило подъемную силу крыла и значительно повысило мореходность самолета, а также позволило отказаться от элеронов, заменив их струйными рулями.

Предложенная конструкция самолета за счет разнесения основного крыла 3 и среднего крыла малого удлинения 7 по разные стороны центра масс 10 самолета, установки на концевых частях консолей основного крыла 3 системы двухрежимных струйных рулей 6, снабжения основного крыла 3 трехщелевыми закрылками позволяет:

- создать пространственную силовую схему, обеспечивающую надежное восприятие действующих нагрузок;

- значительно улучшить взлетно-посадочные характеристики;

- обеспечить повышенную мореходность и маневренность на плаву вплоть до разворота на месте;

- снизить вредные сопротивления и уменьшить балансировочное сопротивление;

- уменьшить вес конструкции самолета;

- увеличить число перевозимых пассажиров и грузов;

- упростить центровку, увеличив диапазон допускаемых значений, улучшить устойчивость и управляемость самолета.

Источники информации

1."Изделие 14М1П." Техническое описание, кн.1, Летно-технические характеристики". Изд. ТАНТК им. Бериева. г.Таганрог.

2. Патент РФ №2101211.

3. Патент РФ №2099248.

4. Патент РФ №2065376.

5. Патент РФ №2151716.

6. Патент СА №1314035.

7. Патент СССР №1804416 - прототип.

Самолет, содержащий фюзеляж, две лодки, силовую установку, среднее крыло малого удлинения с поверхностями управления и основное крыло на пилонах, соединяющие фюзеляж и лодки так, что соединительные элементы работают на сжатие, горизонтальное оперение, установленное в носовой части самолета, быстроразъемные узлы стыковки и парашютные системы, отличающийся тем, что лодки и фюзеляж снабжены пилонами, основное крыло снабжено трехщелевыми закрылками, размах которых не менее 90% его размаха, и системами двухрежимных струйных рулей, установленных на концевых частях его консолей, причем основное крыло шарнирно установлено на упомянутых пилонах, а горизонтальное оперение установлено в носовой части между фюзеляжем и лодками с возможностью изменения угла атаки в любой стадии полета, основное крыло и среднее крыло выполнены малого удлинения и разнесены относительно друг друга вдоль оси самолета так, что центр масс самолета расположен между центрами давления основного и среднего крыльев.