Самолет, скоростное стреловидное крыло и топливная система самолета

Самолет, скоростное стреловидное крыло и топливная система самолета

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Заявляемая группа изобретений относится к авиационной технике, а именно к пассажирским самолетам, и включает объединенные единым изобретательским замыслом технические решения, позволяющие решать вопросы выбора проектно-конструктивных решений пассажирского самолета, предназначенного для разработки на его базе семейства пассажирских самолетов - модельного ряда самолетов с различной пассажировместимостью и максимальной расчетной дальностью полета, а также аэродинамической схемы его скоростного стреловидного крыла и его топливной системы.

Анализ технических решений, связанных с выбором облика пассажирского самолета для создания на его основе семейства пассажирских самолетов, и динамики их развития (см., например, Проектирование пассажирских самолетов, под ред. Г.В.Новожилова, М.: Машиностроение, 1991 г., стр.244-249) позволяет выделить два подхода к разработке модельного ряда пассажирских самолетов.

Первый подход связан с последовательным в течение длительного времени созданием модельного ряда самолетов семейства, когда каждая последующая модель самолета создается на базе предыдущей. Примерами реализации этого подхода к созданию семейства пассажирских самолетов является процесс развития семейств пассажирских самолетов Ил-18, Ил-62, Боинг-707, Боинг-727, Боинг-737. Второй подход связан с изначальным проектированием самолета, предназначенного для разработки на его базе семейства самолетов, то есть с параллельным проектированием семейства самолетов, включающих самолеты различной пассажировместимости и/или назначения с максимальной степенью унификации. Примеры реализации этого подхода можно найти в решениях по патенту РФ 2148534, Германии 4323020, США 6575406, 6938854, ЕПВ 0857648, в которых самолеты семейства отличаются формой фюзеляжа, числом двигателей и их характеристиками, числом крыльев. Практическая реализация этих технических решений достаточно проблематична.

К примерам практической реализации второго подхода к выбору модельного ряда самолетов семейства могут быть отнесены семейства пассажирских самолетов L-1011, DC 10, А319-А321, которые основаны на проектировании самолета, служащего базой для всего модельного ряда самолетов семейства.

Самолет L-1011 (см. П.Н.Белянин. Производство широкофюзеляжных самолетов. М.: Машиностроение, 1979 г., стр.87-101) содержит фюзеляж, скоростное стреловидное крыло, вертикальное и горизонтальное оперение, двигатели и шасси.

Самолет L-1011 технологическими стыками разделен на носовую часть фюзеляжа (носовой отсек), среднюю часть фюзеляжа (передний отсек, центральный отсек), задний отсек, хвостовой отсек, отъемные консоли крыла, центроплан с дополнительными стенками, размещенными параллельно лонжеронам, вертикальное и горизонтальное оперение. Скоростное стреловидное крыло включает передний и задний лонжероны и силовой набор из стрингеров и нервюр.

Модельный ряд самолетов семейства L-1011 «Локхид Эйкрафт» (см. Беляев В.В. Пассажирские самолеты мира. М.: изд. Аспол, Аргус, 1997 г., стр.236-242) включает две группы самолетов, первая из которых рассчитана на перевозку до 400 пассажиров, вторая на перевозку до 330 пассажиров.

Первая группа самолетов содержит самолеты, рассчитанные на четыре уровня дальности полетов. Самолетом с наименьшим уровнем дальности этой группы является самолет L-1011-1: при перевозке 276 пассажиров с багажом дальность его полета 5350 км. Самолеты L-1011 - 100 и L-1011-200 являются моделями самолетов с промежуточными уровнями дальности полета, при аналогичной загрузке дальности полета этих самолетов составляют 6390 и 7600 км. Самолет L-1011-250 является самолетом с наибольшим уровнем дальности полета в этой группе, его дальность полета при перевозке 276 пассажиров с багажом составляет 8890 км.

Вторая по пассажировместимости группа самолетов этого семейства представлена одной моделью - L-1011-500, предназначенной для перевозки 246 пассажиров с багажом с дальностью полета 9700 км.

Переход от первой группы самолетов семейства ко второй осуществляется за счет уменьшения длины переднего и заднего отсеков, кроме того, при переходе от самолетов первой группы ко второй увеличивается размах крыла.

Во внутреннем объеме скоростного стреловидного крыла, разделенном технологическими стыками на центроплан и отъемные консоли крыла, размещены топливные баки. При этом переход внутри первой группы самолетов от самолета с наименьшей дальностью полета L-1011 - 1 к самолету с промежуточной дальностью полета L-1011 - 100 осуществляется за счет введения в конструкцию центроплана центрального топливного бака и соответствующего увеличения массы топлива. Переход к следующему уровню дальности полета (самолет L-1011 - 200) от самолета L-1011 - 100 осуществлен за счет использования более мощных двигателей, а переход к самолету с наибольшей дальностью полета L-1011 - 250 осуществлен за счет дальнейшего увеличения массы топлива в центральном топливном баке.

Другим примером технического решения самолета, предназначенного для разработки семейства пассажирских самолетов, является самолет DC-10 фирмы Mс Donnel Douglas.

Самолет рассматриваемого семейства (см. Белянин П.Н. Производство широкофюзеляжных самолетов, М.: Машиностроение, 1979 г., стр.72-87) состоит из фюзеляжа, разделенного технологическими стыками на носовой, передний, центральный, задний и хвостовой отсеки, скоростного стреловидного крыла, шасси.

Скоростное стреловидное крыло состоит из центроплана и отъемных консолей крыла, выполненных по двухлонжеронной схеме, и включает передний и задний лонжероны, обшивку с ее верхней и нижней частями, нервюры и силовой набор стрингеров. Крыло выполнено с переменной по полуразмаху крыла относительной толщиной профилей крыла, при этом относительная толщина крыла в корневой части ~ 12,2%, в концевой ~ 8,4%. Стреловидность крыла по линии четвертей хорд - 35 градусов.

Под консолями крыла размещены два двигателя в мотогондолах. Кроме того возможно размещение еще одного двигателя в хвостовой части фюзеляжа. Кроме того, в самолете могут быть использованы двигатели различных марок с различными характеристиками.

Топливная система включает крыльевые топливные баки и топливный бак в центроплане. На базе этого самолета может быть разработано семейство самолетов, включающих 2 группы самолетов с различной пассажировместимостью.

Первая группа, предназначенная для перевозки 236 пассажиров, включает один самолет (DC-10 Twin), рассчитанный на полет до 4050 км (см. Струков Ю.П. Современные самолеты США и Западной Европы, Итоги науки и техники, сер. Авиастроение, т.1, М., ВИНИТИ, 1973 г., стр.47).

В модельный ряд второй по пассажировместимости группы этого семейства, рассчитанного на перевозку до 380 пассажиров, включено 4 модели самолетов с различными уровнями дальности полета (см. Беляев В.В. Пассажирские самолеты мира. М.: изд. Аспол, Аргус, 1997 г., стр.262-269). В этой группе самолет DC-1010 имеет наименьшую дальность полета - 5370 км при перевозке 277 пассажиров с багажом, самолет DC-1015 является моделью с промежуточным уровнем дальности этой группы - 6940 км при перевозке этого же количества пассажиров. Самолеты DC-1030 и DC-1040 являются моделями с наибольшей дальностью полета в этой группе: при перевозке 277 пассажиров с багажом дальность полета самолета DC-1030 - 10460 км, самолета DC-1040 - 10280 км.

В рассматриваемом семействе самолетов переход от одной группы по пассажировместимости к другой группе осуществляется за счет изменения длины фюзеляжа и изменения числа двигателей на самолете: длина фюзеляжа самолета первой по пассажировместимости группы меньше длины фюзеляжа самолета второй по пассажировместимости группы, при этом самолет первой по пассажировместимости группы оснащен двумя двигателями, а второй по пассажировместимости группы - тремя.

Внутри второй по пассажировместимости группы переход от самолета с наименьшей расчетной максимальной дальностью полета (DC-1010) к самолетам с промежуточной (DC-1015) и наибольшей расчетной максимальной дальностью полета (DC-1030, DC-1040) осуществлен за счет следующих изменений в конструкции самолета с наименьшей расчетной максимальной дальностью полета:

изменением крыла самолета (размах крыла самолета увеличен на 3,05 м);

изменением топливной системы самолета (увеличен объем топливных баков за счет введения центрального топливного бака в центроплане);

изменением шасси самолета (самолеты промежуточной и максимальной расчетной дальностью полета снабжаются дополнительной (третьей) главной опорой шасси, размещаемой под фюзеляжем между двумя основными опорами);

изменением двигателей самолета с различными тяговыми характеристиками и показателями экономичности расхода топлива.

Приведенные технические решения самолетов подходят для разработки семейств широкофюзеляжных самолетов, рассчитанных на перевозку от 200 до 400 пассажиров с диапазоном дальностей полета, включающих межконтинентальные перелеты. Кроме того, модельный ряд рассмотренных семейств самолетов, представленный двумя группами самолетов с различной пассажировместимостью, в одну из которых включена лишь одна модель самолета с одним уровнем максимальной расчетной дальности полета, не может в современных условиях обеспечить гибкого реагирования на изменение требований авиакомпаний к пассажирским самолетам с различной пассажировместимостью и дальностью полета. Особенно это актуально для сегмента региональных пассажирских самолетов, рассчитанных на перевозку от 60 до 100 пассажиров.

Рассмотренные технические решения модельных рядов семейств самолетов характеризуются невысокой степенью унификации самолетов: в самолетах могут использоваться различные двигатели, например двигатели различных производителей, может изменяться конструкция крупных узлов планера самолета (крыльев, шасси, структуры баков топливной системы и т.д.).

Решение задачи проектирования семейства самолетов с высокой степенью унификации, включающих различные по пассажировместимости группы, а следовательно, и различные продольные габариты фюзеляжа, требует решения задачи оснащения самолетов семейства скоростным стреловидным крылом одной геометрии.

Известно техническое решение скоростного стреловидного крыла (см. патент РФ 1775972, МПК В64С 3/10, опубл. 30.09.1994). В соответствии с этим техническим решением каждая из консолей крыла составлена из двух частей, разграниченных друг от друга базовыми сечениями, параллельными плоскости симметрии самолета, размещенными последовательно вдоль размаха консолей крыла, плавно сопряженными друг с другом и сформированными как единая пространственная система. В этом решении первая часть каждой из консолей крыла ограничена бортовым сечением и сечением в срединной части консоли крыла при z=0,3, вторая часть каждой из консолей крыла ограничена отмеченным сечением в срединной части консоли крыла и концевым сечением.

Консоли крыла выполнены как единая пространственная система на базе неплоской срединной поверхности с уменьшающейся вдоль полуразмаха крыла относительной толщиной профиля и уменьшающимся при переходе от бортового к концевому сечению углом геометрической крутки сечений крыла.

При переходе от бортового к концевому сечению крыла профили сечений выполнены с монотонным уменьшением максимальной относительной толщины профиля от 16…17% в бортовом сечении до 15,6…16% на границе первой и второй частей и до 13% в концевом сечении.

Кроме того, в этом техническом решении крыло выполнено с отрицательным углом геометрической крутки сечений, уменьшающимся по размаху крыла: при переходе от бортового сечения к границе между первой и второй частями консолей крыла угол установки сечений изменяется от до и далее при переходе к концевому сечению до .

Кроме того, в этом техническом решении профили первой и второй частей консолей крыла выполнены с расположением средней линии профилей выше хорды. В данном техническом решении, а также в рассматриваемом ниже техническом решении по патенту РФ 2228282 в качестве одного из признаков рассматривается положение средней линии профиля относительно хорды. Здесь и далее в случае расположения средней линии профиля выше хорды будем использовать термин положительной вогнутости профиля, а при обозначении максимальной относительной положительной вогнутости (отношение максимального отклонения средней линии от хорды к длине хорды) использовать положительные величины. В случае расположения средней линии профиля ниже хорды будем использовать термин отрицательной вогнутости, а для обозначения максимальной отрицательной вогнутости использовать отрицательные величины. Максимальная относительная положительная вогнутость профилей на первой и второй частях консолей в этом решении стреловидного крыла размещена при , а при переходе от бортового сечения к границе между первой и второй частями консолей крыла максимальная относительная вогнутость профилей возрастает от до и при дальнейшем переходе по второй части аэродинамической несущей поверхности практически не меняется.

В соответствии с этим техническим решением скоростное стреловидное крыло используется для крыла дозвукового самолета с удлинением λ=11…12, сужением , постоянной стреловидностью по передней и задней кромкам со стреловидностью по 1/4 ј хорд χ_1/4=3°, при этом стреловидность по линии заднего лонжерона χ_зл=0°.

Данное техническое решение скоростного стреловидного крыла эффективно при крейсерских скоростях полета с числом Маха до 0,64…0,66 и не обеспечивает оптимальные аэродинамические характеристики при полете с крейсерской скоростью до 0,82 М. Кроме того, это техническое решение не решает задачу размещения под консолями крыла самолета турбореактивных двигателей большой степени двухконтурности, отличающихся большими габаритами.

Разработка самолета для создания на его базе унифицированного модельного ряда семейства пассажирских самолетов ставит и определенные проблемы в разработке топливной системы самолета семейства. При этом к традиционным техническим задачам, решаемым при разработке топливных систем самолетов, например увеличению массы заправляемого топлива, снижению сухой массы топливных систем, уменьшению невырабатываемых остатков топлива, оптимизации выработки топлива из многобаковых топливных систем самолетов, добавляются задачи по разработке топливной системы, оптимизированной для использования в самолетах, рассчитанных на различную пассажировместимость и различную максимальную расчетную дальность полета.

Примером известного технического решения топливной системы самолета является техническое решение топливной системы самолета ТУ-134А (см. В.А.Бороденко. «Самолет ТУ-134А», изд. «Машиностроение», 1975 г., стр.44-51, 305-308, 319). Эта топливная система содержит топливные баки, размещенные в центроплане и консолях крыла. В этом техническом решении крыло содержит продольный силовой набор, включающий передний и задний лонжероны, поперечный силовой набор с нервюрами и обшивку с ее верхней и нижней частями. Центроплан, выполненный в виде кессона, ограничен передним и задним лонжеронами, бортовыми нервюрами, верхней и нижней панелями обшивки и разделен нервюрами на четыре отсека. Каждая из консолей крыла выполнена в виде кессона, ограниченного передним и задним лонжеронами, нижней и верхней обшивками и снабжена нервюрами, часть из которых выполнена герметичными, и продольным силовым набором. Крыло в этом техническом решении выполнено с отрицательным углом поперечного V крыла.

Топливная система этого технического решения содержит две группы топливных баков, размещенных в правой и левой консолях крыла самолета, каждая из которых включает первый топливный бак (в терминологии источника - бак №1), прилегающий к центроплану самолета, второй топливный бак (в терминологии источника - бак №3), размещенный на периферии размаха крыла, и третий топливный бак (в терминологии источника - бак №2), размещенный между первым и вторым баком, и расходный отсек, размещенный во внутреннем объеме одного из топливных баков, магистраль подачи топлива в двигатель, вход которой соединен с расходным отсеком. Кроме того, топливная система снабжена магистралями перекачки топлива с насосами перекачки, входы которых соединены с внутренними полостями крыльевых баков, а выходы - с расходными отсеками групп баков.

В этом техническом решении топливной системы расходные отсеки размещены во внутренних объемах первых топливных баков, при этом одна из стенок расходных отсеков совмещена с передним лонжероном, а две другие - с нервюрами, размещенными внутри первых баков топливной системы. Кроме того, в двух центральных отсеках центроплана размещены два дополнительных топливных бака небольшого объема (в терминологии источника баки №1А), один из которых структурно включен в одну, а другой - в другую группу топливных баков.

При выработке топлива в полете сначала опорожняются вторые топливные баки, размещенные на периферии консолей крыла, затем примерно половина топлива из первых топливных баков, прилегающих к фюзеляжу самолета, потом третьи топливные баки, после чего вырабатывается вторая половина топлива из первых топливных баков и в последнюю очередь вырабатывается топливо из расходных отсеков. Для управления процессами выработки топлива система предусматривает наличие сложных систем управления выработкой топлива.

Топливная система этого технического решения не обеспечивает эффективное ее использование в самолете, предназначенном для использования в модельном ряде самолетов с различной пассажировместимостью и различной максимальной расчетной дальностью полета, отличающихся различной величиной максимальной заправки топливом. Велика и масса топливной системы, в ходе полета значительно изменяется и положение центра тяжести самолета.

Ближайшим аналогом заявляемому техническому решению «Самолет» является техническое решение самолета, которое используется в семействе пассажирских самолетов А319-А320-А321.

Самолет этого семейства (см. Пассажирский самолет Эрбас Индастри А320, сост. Зайцева Н.Н., ЦАГИ, 1993 г., стр.13-48, стр.51-58) снабжен фюзеляжем, разделенным технологическими стыками на последовательно размещенные носовой, передний, центральный, задний и хвостовой отсеки. Носовой, центральный и хвостовой отсеки фюзеляжа самолета выполнены идентичными для всех самолетов семейства, а передний и задний отсеки выполнены с длиной, обеспечивающей возможность размещения на борту самолета числа пассажиров, соответствующего группе самолета по пассажировместимости. За счет этого меняется длина самолетов и осуществляется переход от одной группы по пассажировместимости к другой: так, длина самолетов первой группы - 33,84 м, второй - 37,57 м, третьей - 44,51 м.

Все модели самолетов этого семейства снабжаются идентичным для всех самолетов семейства скоростным стреловидным крылом одной геометрии и одного конструктивного исполнения. При этом крыло выполнено с углом стреловидности 25°, удлинением λ=9,42 с постоянным положительным углом поперечного V крыла, близким значению 5°6'36''. При переходе от бортового к концевому сечению относительная толщина профиля уменьшается от 15,3% до 10,8%. При этом на половине полуразмаха консоли крыла, прилегающей к бортовой нервюре, консоль крыла снабжена участком с локальным минимумом относительной толщины профилей (см. Пассажирский самолет Эрбас Индастри А320. ЦАГИ, М., 1993 г., стр.22, рис.26): от бортовой нервюры до относительной координаты по полуразмаху крыла относительная толщина профилей уменьшается, достигая локального минимума при , а от до увеличивается, после чего при относительная толщина профилей продолжает уменьшаться.

Скоростное стреловидное крыло самолетов семейства состоит из центроплана и консолей крыла. Оно включает продольный и поперечный силовой набор, при этом в продольный силовой набор включены передний и задний лонжероны и стрингеры, а в поперечный силовой набор - нервюры, часть из которых выполнена герметичными, и обшивку крыла с ее верхней и нижней частями.

В каждой из консолей крыла размещено по сухому отсеку, при этом одна из стенок сухих отсеков совмещена с передним лонжероном. В рассматриваемом техническом решении две другие стенки сухого отсека совмещены с нервюрами крыла, а четвертая стенка отделяет сухой отсек от внутреннего объема консоли крыла.

Кроме того, самолеты семейства снабжены силовой установкой, содержащей два турбовентиляторных воздушно-реактивных двигателя, размещенные под консолями крыла симметрично относительно плоскости симметрии самолета. Рассматриваемое техническое решение самолета предусматривает использование различных двигателей в самолетах различных групп по пассажировместимости и дальности полета.

Рассматриваемое решение самолета предполагает соединение реактивных двигателей магистралями подачи топлива с топливной системой, снабженной двумя группами топливных баков, каждая из которых включает первый и второй топливные баки, размещенные в консолях крыла, при этом первые баки групп размещены в корневой части консолей крыла, а вторые баки - на их периферии. Топливные баки консолей крыла отделены друг от друга герметичными нервюрами.

Рассматриваемое техническое решение самолета предусматривает, кроме того, возможность размещения дополнительного запаса топлива в центральном топливном баке, размещенном в центроплане, боковые стенки которого образованы передним и задним лонжеронами центроплана и бортовыми нервюрами.

Кроме того, самолеты семейства снабжены шасси, включающими две основные опоры и носовую опору.

На базе рассмотренного технического решения самолета возможна разработка семейства пассажирских самолетов, модельный ряд которого состоит из трех групп самолетов различной пассажировместимости (см. Беляев В.В. Пассажирские самолеты мира. М.: изд. АСПОЛ, Аргус, 1997, стр.108-121): первая группа включает самолеты, рассчитанные на перевозку 124…148 пассажиров (самолеты A319-110, A319-130), вторая группа самолетов включает самолеты, рассчитанные на перевозку 164…179 пассажиров (А320-110, А320-210, А320-230), третья группа включает самолеты, рассчитанные на перевозку 200…220 пассажиров (А321-100, А321-200).

При этом вторая группа содержит три самолета, рассчитанные на различные дальности полета: А320-110 - наименьшую - 4900 км, А320-210 - промежуточную - 5185 км и А320-230 - наибольшую - 5370 км при перевозке 150 пассажиров с багажом. Третья группа включает три самолета, рассчитанные на различные дальности полета: A321-100 - наименьшую - 4170 км и промежуточную - 4350 км, А321-200 - наибольшую - 5000 км при перевозке 185 пассажиров с багажом.

Рассмотренное техническое решение семейства пассажирских самолетов подходит для самолетов, рассчитанных на пассажировместимость от 148 до 220 пассажиров, однако при переходе к самолетам меньшей размерности технико-экономические показатели семейства являются неудовлетворительными. Во-первых, недостаточна степень унификации самолетов модельного ряда. По сравнению с рассмотренными выше аналогами (семейства самолетов L-1011 и DC-10) все модели самолетов семейства используют стреловидное крыло одной геометрии, однако модельный ряд самолетов семейства включает самолеты с различными двигателями, отличается структура и расположение баков топливных систем самолетов различных групп и максимальной расчетной дальности полета.

Во-вторых, технические характеристики скоростного стреловидного крыла и топливной системы не дают возможности их использования в составе модельного ряда региональных пассажирских самолетов меньшей пассажировместимости, а следовательно, и меньших габаритов. Так, характеристики крыла не оптимальны для использования их при размещении под консолями крыла современных турбовентиляторных реактивных двигателей со значительными габаритами вблизи фюзеляжа, масса топливной системы велика, не обеспечивается ее устойчивая работа и надежная управляемость самолета.

Ближайшим аналогом заявляемому техническому решению скоростного стреловидного крыла является крыло (см. патент РФ 2228282, МПК В64С 3/14, опубл. 10.05.10.2004), каждая из консолей которого составлена из шести частей, разграниченных друг от друга базовыми сечениями, параллельными плоскости симметрии самолета.

В этом техническом решении каждая из консолей крыла составлена из шести последовательно размещенных вдоль каждой консоли частей: первая часть от бортового сечения до сечения G-G (см. фиг.1 описания к указанному патенту), вторая - от сечения G-G до сечения F-F, третья от сечения F-F до сечения D-D, четвертая от сечения D-D до сечения С-С, пятая от сечения С-С до В-В, шестая от сечения В-В до сечения А-А. Части консолей крыла плавно сопряжены друг с другом, при этом крыло сформировано как единая пространственная система на базе неплоской срединной поверхности. Профили сечений консолей крыла выполнены с изменением положения средней линии профилей относительно хорд: положение средней линии профилей относительно хорды плавно меняется как по сечению крыла, так и по размаху консоли. Плавно меняются по размаху консоли угол геометрической крутки сечений и относительная толщина профилей сечений.

Профили сечений частей консолей крыла этого технического решения, прилегающие к бортовому сечению, начиная с первой от бортового сечения, выполнены с участками с S-образной формой средних линий профилей, составленной из двух полуволн. Одна из полуволн выполнена с отрицательной вогнутостью: средняя линия профиля расположена ниже хорды. Другая полуволна выполнена с положительной вогнутостью: средняя линия профиля расположена выше хорды. Профили сечений на периферии крыла, прилегающие к его законцовке, выполнены с положительной вогнутостью: средние линии профилей вдоль всей хорды расположены выше хорды.

В рассматриваемом техническом решении полуволна S-образной формы срединной поверхности с положительной вогнутостью предшествует полуволне с отрицательной вогнутостью при переходе от носка крыла к его задней части.

Кроме того, при переходе от бортового к концевому сечению крыла профили сечений выполнены с монотонным уменьшением угла геометрической крутки сечений по нелинейному закону от положительных значений до отрицательных значений и уменьшением максимальной относительной толщины профилей до значения 9…10%. В этом техническом решении угол геометрической крутки бортового сечения близок к 2 градусам, в концевых сечениях угол геометрической крутки сечений выбран из диапазона от минус 2 до минус 2.5 градусов, а переход от положительного значения угла геометрической крутки к отрицательным значениям выполнен в сечении с относительной координатой по полуразмаху крыла, близкой 30%. В этом техническом решении максимальная относительная толщина сечения в бортовом сечении немного превышает 11%, а по размаху крыла уменьшается по закону, близкому к линейному.

Кроме того, в рассматриваемом техническом решении скоростного стреловидного крыла в бортовом сечении переход от полуволны S-образной формы средних линий с положительной вогнутостью к полуволне с отрицательной вогнутостью выполнен при относительной координате . В бортовом сечении значение максимальной положительной вогнутости выбрано из диапазона и размещено по бортовому сечению по координате . При переходе от бортового сечения к законцовке крыла положение максимального значения положительной вогнутости смещается к хвостику профиля до значения . Максимальные относительные толщины профилей располагаются при .

В соответствии с этим техническим решением рассмотренное скоростное стреловидное крыло используется для крыла дозвукового самолета с удлинением λ=9…11, сужением , стреловидностью по передней кромке на первых, вторых и третьих частях консолей χ=25…35° и стреловидностью по передней кромке на четвертых, пятых и шестых частях консолей χ=0…30°.

Приведенное техническое решение скоростного стреловидного крыла не позволяет обеспечить высокие аэродинамические характеристики на крейсерских режимах полета при М=0,75…0,82 с использованием современных двигателей с высокой степенью двухконтурности и в широком диапазоне изменения коэффициента подъемной силы С_у, что характерно при использовании крыла в составе самолета с различной пассажировместимостью и с различной дальностью полета. Кроме того, в техническом решении не решен вопрос, связанный с размещением двигателей большой степени двухконтурности под крылом из-за небольшого расстояния между контуром гондолы двигателя и поверхностью Земли.

Наиболее близким аналогом топливной системы самолетов семейства является техническое решение топливной системы (см. «ИЛ-86», Внуковское производственное объединение, М., 1988 г., часть 1, стр.99-104, часть 2, стр.45-62), реализованное в самолете Ил-86.

В этом техническом решении крыло содержит поперечный силовой набор, выполненный из нервюр, продольный силовой набор, включающий передний и задний лонжероны и стрингеры, и обшивку, включающую верхнюю и нижнюю ее части. Центроплан, выполненный в виде кессона, ограничен передним и задним лонжеронами, бортовыми нервюрами, верхней и нижней панелями и снабжен продольными стенками, размещенными параллельно лонжеронам. В стенках центроплана выполнены вырезы.

Каждая из консолей крыла выполнена в виде кессона, ограниченного передним и задним лонжеронами, нижней и верхней частями обшивки и снабженного нервюрами, часть из которых выполнена герметичными, и продольным силовым набором. Крыло в этом техническом решении выполнено с положительным углом поперечного V.

Топливная система содержит центральный топливный бак и две группы топливных баков. Центральный топливный бак размещен в центроплане, он выполнен в виде кессона, ограничен передним и задним лонжеронами и бортовыми нервюрами и разделен стенками центроплана на отсеки. За счет вырезов в стенках центроплана отсеки центрального топливного бака этого технического решения выполнены сообщающимися между собой.

Две группы топливных баков размещены в консолях крыла, ограничены передним и задним лонжеронами, нижней и верхней частями обшивки консолей крыла и отделены друг от друга герметичными нервюрами. В каждую группу баков включены первый топливный бак (в терминологии источника баки №2 и №3), прилегающий к фюзеляжу и отделенный от центрального топливного бака бортовой нервюрой, второй топливный бак (в терминологии источника баки №1А и №4А), размещенный на периферии консолей крыла, третий топливный бак (в терминологии источника баки №1 и 4), размещенный между первым и вторым топливными баками. Кроме того, во внутренних объемах третьих топливных баках каждой консоли размещены расходные и основные отсеки (в терминологии источника - основные части третьих баков). Одна из стенок расходного отсека совмещена с нервюрой, отделяющей третий топливный бак от первого топливного бака.

Рассматриваемое техническое решение предполагает наличие в каждой группе баков двух расходных отсеков, соединенных магистралями подачи топлива с двигателями. При этом расходные отсеки рассматриваемого решения размещены во внутренних объемах предрасходных отсеков, размещенных во внутренних объемах первых баков групп (в терминологии источника баков №2 и №3) и во внутренних объемах третьих баков групп (в терминологии источника баков №1 и №4). Расходные отсеки в этом техническом решении размещены во внутренних объемах третьих топливных баков вблизи оси консолей крыла.

Кроме того, топливная система снабжена магистралями перекачки топлива с насосами перекачки, входы которых соединены с внутренними полостями первого бака и основного отсека третьего бака каждой группы, а внутренняя полость центрального бака соединена со входами двух магистралей перекачки топлива, причем выход одной из них соединен с первой, а выход другой - со второй группой баков.

В рассматриваемом техническом решении выходы магистралей перекачки топлива из первых баков размещены в предрасходных отсеках, которые соединены с расходными отсеками дополнительными магистралями перекачки топлива.

Кроме того, топливная система рассматриваемого технического решения выполнена с обеспечением возможности перелива топлива из вторых топливных баков в основные отсеки третьих топливных баков. Это обеспечивается за счет наличия трубопровода между вторыми баками и основными отсеками третьих баков, снабженного электроуправляемым клапаном и обратным клапанами, обеспечивающими перемещение топлива самотеком из вторых баков.

Рассматриваемое техническое решение используется в крыле с положительным углом поперечного V.

В процессе выработки топлива сначала опорожняется центральный топливный бак, затем начинают одновременно опорожняться первые баки топливной системы и третьи баки. По опорожнению третьих баков, продолжая выработку топлива из первых баков топливной системы, начинается опорожнение вторых баков системы. После опорожнения первых и вторых баков в последнюю очередь вырабатывается топливо из расходных отсеков.

Рассматриваемое техническое решение топливной системы в основном может быть использовано для широкофюзеляжных самолетов большой пассажировместимости и дальности полета. Использование этого решения для самолетов меньшей пассажировместимости и дальности полета, а следовательно, и рассчитанных на меньшие объемы заправляемого топлива имеет ряд недостатков.

Относительная масса топливной системы в соответствии с этим техническим решением велика из-за сложной структуры топливной системы, включающей предрасходные отсеки и дополнительные магистрали перекачки топлива. Велики и невырабатываемые остатки топлива в топливной системе. Недостатком этой системы является и сложность управления выработкой топлива из баков системы, что требует наличия в топливной системе специальных систем по контролю выработки топлива.

Кроме того, эта топливная система не обеспечивает возможности ее использования для семейства пассажирских самолетов, состоящего из групп самолетов различной пассажировместимости, в каждый из которых включены самолеты с различной дальностью полета. Самолеты различной пассажировместимости и дальности полета отличаются продольными габаритами фюзеляжа и различной массой заправляемого топлива для самолетов различной дальности полета. При использовании указанного технического решения топливной системы для семейства самолетов изменяется продольная центровка самолета, что значительно усложняет процесс управления самолетом.

Технической задачей, решаемой заявляемым решением самолета, является разработка самолета с высокими технико-экономическими и технико-эксплуатационными показателями, включающими высокую степень унификации, массовым совершенством, надежной управляемостью, высокой безопасностью, в сочетании с возможностью создания на его базе модельного ряда самолетов с различной пассажировместимостью и дальностью полета.

Технической задачей, решаемой заявляемым решением скоростного стреловидного крыла, является разработка крыла с высокими аэродинамическими характеристиками, обеспечивающего возможность его использования без изменения геометрических параметров в самолете, предназначенном для использования в семействе пассажирских самолетов различной пассажировместимости и дальности полета в с