Самолет и его стреловидное крыло

Самолет и его стреловидное крыло

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Заявляемая группа изобретений относится к авиационной технике, а именно к техническим решениям самолетов, предназначенных преимущественно для обслуживания региональных авиаперевозок, и стреловидных крыльев для этого типа самолетов.

Известны технические решения самолетов (см., например, патенты на полезные модели РФ №13647 и 19814), которые включают фюзеляж, крыло, вертикальное и горизонтальное оперение. Фюзеляж самолетов в соответствии с этими техническими решениями составлен из последовательно размещенных носового и хвостового отсеков. Крыло в этих решениях соединено с носовым отсеком, а вертикальное и горизонтальное оперение - с хвостовым отсеком. Технической задачей, решаемой этими полезными моделями, является повышение аэродинамических показателей самолетов при сохранении оптимальных габаритов для размещения в носовом отсеке 2…4 мест для экипажа и пассажиров. Эта техническая задача решается в этих полезных моделях путем оптимального выбора геометрии наружной поверхности обшивки фюзеляжей самолетов, которая задается координатами совокупности ее точек. Точки поверхности фюзеляжа выбраны из контуров, образованных сечениями фюзеляжа поперечными плоскостями, при этом каждый контур задан тремя точками: в качестве первой и второй точек взяты точки пересечения контура с плоскостью симметрии самолета, а в качестве третьей точки взята точка контура, максимально удаленная от плоскости симметрии самолета.

Техническая задача в этих полезных моделях решается применительно к небольшим легким самолетам, например самолетам сельскохозяйственного назначения или самолетам местных авиалиний. Эти решения не могут быть использованы для разработки региональных самолетов большей размерности и для разработки модельного ряда региональных самолетов различной пассажировместимости.

Известно техническое решение пассажирского самолета Ту-134 (см., например, В.А.Бороденко, Самолет Ту-134, изд. «Транспорт», М., 1972 г.), диаметр поперечного сечения которого 2,9 м, а длина 37,1 м, при этом удлинение фюзеляжа (отношение длины фюзеляжа к диаметру) составляет λ=12,8. Конфигурация поперечного сечения фюзеляжа позволяет разместить в пассажирском салоне самолета 76 пассажиров, при этом по каждому борту самолета размещаются по два ряда кресел. Использованное в этом техническом решении поперечное сечение фюзеляжа не дает возможности разработки модельного ряда пассажирских самолетов, которое включает самолеты различной пассажировместимости: дополнение самолета, рассчитанного на перевозку 76 пассажиров, самолетами, рассчитанными на перевозку, например, 60 и 95 пассажиров с высокой степенью унификации, предусматривающей использование единого для всех самолетов решения поперечного сечения фюзеляжа и крыла одинаковой геометрии, приводит к ухудшению аэродинамических характеристик самолета и значительным весовым затратам. Кроме того, вследствие небольшого (менее 3 м) поперечного диаметра фюзеляжа уровень комфорта пассажиров не соответствует современным требованиям. Не соответствуют современным требованиям и некоторые характеристики багажно-грузового отделения.

Известны технические решения стреловидных крыльев магистральных самолетов с крейсерскими скоростями полета 800-850 км/ч, например, техническое решение крыла пассажирского самолета Эрбас Индастри А-320 (см. Пассажирский самолет Эрбас Индастри А-320, сост. Зайцева Н.Н., стр.21-23, ЦАГИ, 1993 г.), технические решения стреловидного крыла, описанные в патентах РФ 1827975 (RU 1827975, В64С 3/00, 1995) и 2228282 (RU 2228282, В64С 3/14, 2002).

Так стреловидное крыло в соответствии с патентом РФ 1827975 выполнено с удлинением λ>7, стреловидностью χ°=20-35° и имеет на скользящей части, начиная с 20% полуразмаха, профили с относительной малой толщиной С=7…13% и срединными линиями положительной кривизны с отношением максимальной кривизны к ее среднему значению f/f_cp=1,4…1,5, причем срединные линии профилей скользящей части крыла выполнены таким образом, что произведение квадрата положения максимальной кривизны на среднее значение кривизны имеет соотношение X_f ²*f_cp=4000…5000, а угол между хордой сечения и касательной к срединной линии в концевой точке профиля составляет величину менее 6°.

Стреловидное крыло в соответствии с патентом РФ 2228282 включает аэродинамическую несущую поверхность, сформированную на базе неплоской срединной поверхности, плавно изменяющейся по размаху крыла. При этом при переходе от бортового сечения к законцовке крыла S-образная форма срединной поверхности с отрицательной вогнутостью в хвостовых частях аэродинамических профилей постепенно исчезает, а ее граница с участками положительной вогнутости плавно смещается в хвостовые части аэродинамических профилей.

Однако указанные технические решения имеют следующие недостатки.

Во-первых, эти технические решения не учитывают особенности обтекания крыла, связанные с влиянием установленных под консолями крыла двигателей, их мотогондол и пилонов. Во-вторых, значительны технологические трудности при изготовлении стреловидных крыльев в производстве, так как зачастую изготовление обшивки крыла, полностью соответствующей сложным законам изменения срединной поверхности и других характеристик аэродинамической поверхности крыла, приводит к необходимости изготовления обшивки крыла в виде поверхности двойной кривизны.

Ближайшим аналогом заявляемого технического решения «Самолет» является решение по патенту на изобретение РФ №2277058 (опубл. 27.05.2006 г.), которое решает задачу разработки самолета, рассчитанного на магистральные перевозки, с переменной пассажировместимостью. В соответствии с этим решением самолет содержит фюзеляж, соединенные с ним стреловидное крыло, вертикальное и горизонтальное оперение. Фюзеляж составлен из последовательно размещенных носового отсека (в терминологии источника - переднего отсека), переднего отсека (в терминологии источника - съемного переднего отсека), центрального отсека, заднего отсека (в терминологии источника - заднего съемного отсека) и хвостового отсека. В этом решении стреловидное крыло соединено с центральным отсеком и содержит центроплан и отъемные консоли крыла. Кроме того, в этом техническом решении стреловидное крыло включает два переходных отсека, которые размещаются в случае необходимости между центропланом и отъемными консолями крыла. Вертикальное и горизонтальное оперение закреплено в этом решении в хвостовом отсеке. Под консолями крыла на пилонах установлены реактивные двигатели.

В этом решении носовой и хвостовой отсеки выполнены в виде комбинации сужающейся к носу или законцовке фюзеляжа форм с цилиндрическими формами. Передний и центральный отсеки и задний и хвостовой отсеки стыкуются друг с другом цилиндрическими формами, причем плоскости стыка носового и переднего отсеков и заднего и хвостового отсеков проходят по цилиндрической части фюзеляжа.

Изменение пассажировместимости самолета в этом техническом решении достигается изменением длины фюзеляжа путем снятия или установки переднего и заднего отсеков в сочетании с изменением площади стреловидного крыла путем соответствующего подбора упомянутых переходных отсеков крыла.

Использование этого технического решения оправдано для магистральных пассажирских самолетов, рассчитанных на перевозку 200 и более пассажиров. Однако при использовании этого технического решения для разработки модельного ряда самолетов меньшей размерности, рассчитанных на обеспечение региональных перевозок, технически и экономически не оправдано, так как изменение пассажировместимости самолета связано не только со значительной переналадкой производства из-за изменения геометрии крыла, но и с проведением большого объема аэродинамических, прочностных и летных испытаний самолета с измененной геометрией стреловидного крыла.

Ближайшим аналогом заявляемого технического решения стреловидного крыла является решение крыла (см. Машиностроение, Энциклопедия, том IV-21, книга 1, Аэродинамика, Динамика полета и прочность, стр.84-85, рис.1.2.6, изд. «Машиностроение», М., 2002 г.), которое содержит консольную и центропланную части. Каждая из консолей крыла образована участками поверхностей одинарной и двойной кривизны, плавно сопряженными с пятью аэродинамическими профилями. Контур каждого из профилей составлен из верхнего и нижнего полуконтуров. Аэродинамические профили размещены в базовых сечениях, параллельных плоскости симметрии самолета, причем плоскость первого из профилей помещена в бортовом сечении. Передние кромки каждого последующего профиля смещены против направления полета относительно передней кромки предыдущего профиля. В этом техническом решении при переходе от бортового сечения к законцовке крыла уменьшается относительная толщина аэродинамических профилей. Кроме того, в этом техническом решении при переходе от бортового сечения к законцовке крыла уменьшаются углы геометрической крутки сечений крыла.

Описанные выше аналоги стреловидного крыла, в том числе и ближайший аналог, не предназначены для использования при разработке модельного ряда самолетов, включающего несколько самолетов различной пассажировместимости с одинаковыми размерами в поперечном сечении фюзеляжа и различной его длиной, которая определяется пассажировместимостью конкретного самолета. Кроме того, типичное решение схемы аэродинамической компоновки стреловидного крыла ближайшего аналога не учитывает необходимости размещения в непосредственной близости от консолей крыла мотогондол и пилонов двигателей, что характерно для региональных самолетов.

Технической задачей, решаемой заявляемым решением «Самолет», является разработка самолета, допускающего создание на его основе модельного ряда самолетов, рассчитанного преимущественно на обслуживание региональных авиаперевозок, за счет изменения его пассажировместимости без изменения геометрических размеров крыла, в сочетании с высокими аэродинамическими характеристиками каждого самолета модельного ряда, снижения массы конструкции самолета и обеспечения комфортного размещения пассажиров.

Задачей, решаемой заявляемым стреловидным крылом, является разработка крыла единой геометрии, обеспечивающего высокие аэродинамические характеристики при использовании его в модельном ряде самолетов различной пассажировместимости в сочетании с возможностью размещения под крылом двух двигателей с большими габаритами в диапазоне крейсерских режимов полета, характеризующихся числом М=0,75…0,82. Задачей, решаемой заявляемым стреловидным крылом, является также разработка аэродинамической схемы крыла, позволяющей упростить технологию изготовления отъемных консолей крыла.

Поставленная техническая задача заявляемым решением «Самолет» решается следующим образом.

Известно решение самолета, содержащее фюзеляж, соединенные с ним стреловидное крыло, вертикальное и горизонтальное оперение. Кроме того, самолет содержит реактивные двигатели, закрепленные на пилонах под консолями. Фюзеляж самолета в известном решении составлен из последовательно размещенных носового, переднего, центрального, заднего и хвостового отсеков.

В заявляемом решении самолета новым является то, что наружная поверхность отсеков фюзеляжа задана координатами точек в прямоугольных системах координат, оси абсцисс которых совмещены со строительной горизонталью фюзеляжа самолета, оси ординат размещены в плоскости симметрии самолета, а оси аппликат перпендикулярны плоскости симметрии самолета. Точки поверхности фюзеляжа выбраны из контуров, образованных сечениями фюзеляжа поперечными плоскостями. Каждый контур задан семью точками, при этом в качестве первой и второй точек взяты точки пересечения контура с плоскостью симметрии самолета, в качестве третьей точки взята точка контура, максимально удаленная от плоскости симметрии самолета. В качестве четвертой и пятой точек взяты точки контура, удаленные от плоскости симметрии самолета на половину, а шестая и седьмая точки на семь восьмых от расстояния между третьей точкой и плоскостью симметрии самолета.

Поверхность носового отсека фюзеляжа в заявляемом решении задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена против полета, а начало координат размещено в поперечной плоскости, содержащей законцовку носа самолета, при этом координаты точек поверхности носового отсека заданы параметрами, приведенными в таблице 1.

Таблица 1
Х11	Y11 1	Y11 2	Y11 3	Z11 3	Y11 4	Y11 5	Y11 6	Y11 7
0	-980,0	-980,0	-980,0	0,0	-980,0	-980,0	-980,0	-980,0
15	-885,0	-1061,7	-980,0	107,6	-895,9	-1050.8	-930,2	-1019,6
50	-801,2	-1127,6	-979,7	197,9	-820,7	-1107,8	-885,0	-1051,3
100	-719,4	-1186,5	-978,7	281,9	-747,0	-1158,7	-839,7	-1079,3
300	-495,4	-1327,2	-968,5	496,7	-540,6	-1279,1	-703,9	-1142,1
600	-248.5	-1454,4	-936,9	714,4	-305,1	-1385,1	-530,0	-1187,4
1200	150.3	-1613,0	-827,8	1024,7	85,2	-1507,8	-200,6	-1207,9
1800	650,4	-1714,8	-679.1	1242,0	508,3	-1576,0	108,3	-1180,5
2400	1081,9	-1785,0	-513,0	1400,0	914,9	-1614,6	319,2	-1128,8
3000	1338,2	-1833,5	-349,3	1516,1	1167.3	-1634,6	509,5	-1067,8
3495	1481,7	-1860,8	-228,5	1588,1	1297,6	-1642,1	644,8	-1018,7

Часть поверхности переднего отсека фюзеляжа, примыкающая к стыку переднего отсека с носовым отсеком, задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена против полета, а начало координат размещено в поперечной плоскости, совмещенной с плоскостью стыка носового и переднего отсеков, при этом координаты точек поверхности указанной части носового отсека заданы параметрами, приведенными в таблице 2.

Таблица 2
Х21	Y21 1	Y21 2	Y21 3	Z21 3	Y21 4	Y21 5	Y21 6	Y21 7
0	1481,7	-1860,8	-228,5	1588,1	1297,6	-1642,1	644,8	-1018,7
600	1601,5	-1881,2	-112,1	1652,7	1401,1	-1644,8	742,1	-969,4
1200	1677,3	-1889,6	-37,5	1697,0	1462,1	-1646,4	792,9	-940,2
1800	1718,2	-1890,0	-4,9	1722,5	1491,4	-1646,7	821,6	-927,0
2400	1730,0	-1890,0	0,0	1730,0	1498,2	-1647,5	837,5	-924,4

Часть поверхности переднего отсека, примыкающего к центральному отсеку, задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена по направлению полета, начало координат совмещено с плоскостью стыка переднего отсека с центральным отсеком, при этом координаты точек поверхности этой части переднего отсека заданы параметрами, приведенными в таблице 3.

Таблица 3
Х22	Y22 1	Y22 2	Y22 3	Z22 3	Y22 4	Y22 5	Y22 6	Y22 7
0	1730,0	-2069,9	0,0	1730,0	1498,2	-2062,5	837,5	-1851,9
600	1730,0	-2036,7	0,0	1730,0	1498,2	-2028,2	837,5	-1746,3
1200	1730,0	-1998,1	0,0	1730,0	1498,2	-1982,3	837,5	-1460,8
1800	1730,0	-1957,7	0,0	1730,0	1498,2	-1901,1	837,5	-924,4
2400	1730,0	-1917,8	0,0	1730,0	1498,2	-1762,7	837,5	-924,4
3000	1730,0	-1890,0	0,0	1730,0	1498,2	-1647,5	837,5	-924,4

Поверхность центрального отсека фюзеляжа задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена против полета, а начало координат совмещено с плоскостью стыка центрального отсека с передним отсеком, при этом координаты точек поверхности центрального отсека заданы параметрами, приведенными в таблице 4.

Таблица 4
Х11	Y31 1	Y31 2	Y31 3	Z31 3	Y31 4	Y31 5	Y31 6	Y31 7
0	1730,0	-2069,9	0,0	1730,0	1498,2	-2062,5	837,5	-1851,9
600	1730,0	-2094,5	0,0	1730,0	1498,2	-2087,4	837,5	-1903,7
1200	1730,0	-2109,2	0,0	1730,0	1498,2	-2102,2	837,5	-1932,7
1800	1730,0	-2115,2	0,0	1730,0	1498,2	-2108,2	837,5	-1946,0
2400	1730,0	-2113,7	0,0	1730,0	1498,2	-2106,8	837,5	-1944,8
3000	1730,0	-2103,6	0,0	1730,0	1498,2	-2096,6	837,5	-1935,1
3600	1730,0	-2082,7	0,0	1730,0	1498,2	-2075,6	837,5	-1913,8
4200	1730,0	-2052,3	0,0	1730,0	1498,2	-2044,9	837,5	-1878,6
4800	1730,0	-2017,1	0,0	1730,0	1498,2	-2008,3	837,5	-1824,4
5400	1730,0	-1981,7	0,0	1730,0	1498,2	-1966,6	837,5	-1738,7
5500	1730,0	-1975,9	0,0	1730,0	1498,2	-1958,6	837,5	-1718,4

Часть поверхности заднего отсека, примыкающего к центральному отсеку, задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена против направления полета, а ее начало координат совмещено с плоскостью стыка заднего отсека с центральным отсеком, при этом координаты точек поверхности этой части заднего отсека заданы параметрами, приведенными в таблице 5.

Таблица 5
Х41	Y41 1	Y41 2	Y41 3	Y41 3	Y41 4	Y41 5	Y41 6	Y41 7
0	1730,0	-1975,9	0,0	1730,0	1498,2	-1958,6	837,5	-1718,4
600	1730,0	-1942,6	0,0	1730,0	1498,2	-1894,0	837,5	-1522,8
1200	1730,0	-1910,6	0,0	1730,0	1498,2	-1797,9	837,5	-924,4
1800	1730,0	-1890,0	0,0	1730,0	1498,2	-1679,7	837,5	-924,4
1902	1730,0	-1890,0	0,0	1730,0	1498,2	-1647,5	837,5	-924,4

Часть поверхности заднего отсека фюзеляжа, примыкающая к стыку заднего отсека с хвостовым отсеком, задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена по направлению полета, а начало координат размещено в поперечной плоскости, совмещенной с плоскостью стыка заднего отсека с хвостовым отсеком, при этом координаты точек поверхности этой части заднего отсека заданы параметрами, приведенными в таблице 6.

Таблица 6
Х42	Y42 1	Y42 2	Y42 3	Z42 3	Y42 4	Y42 5	Y42 6	Y42 7
0	1699,1	-1304,9	197,1	1502,0	1497,9	-1103,6	924,2	-530,0
600	1721,0	-1446,4	120,2	1600,7	1506,5	-1232,7	895,2	-622,4
1200	1729,5	-1574,6	56,6	1672,9	1505,3	-1348,8	866,5	-701,8
1800	1730,0	-1686,3	13,6	1716,3	1500,0	-1452,1	844,6	-775,6
2400	1730,0	-1777,7	0,1	1729,9	1498,2	-1538,7	837,5	-839,5
3000	1730,0	-1844,6	0,0	1730,0	1498,2	-1603,2	837,5	-888,6
3600	1730,0	-1882,6	0,0	1730,0	1498,2	-1640,2	837,5	-918,0
3997	1730,0	-1890	0,0	1730,0	1498,2	-1647,5	837,5	-924,4

Поверхность хвостового отсека фюзеляжа задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена против полета, а начало координат совмещено с плоскостью стыка хвостового и заднего отсеков, при этом координаты точек хвостового отсека заданы параметрами, приведенными в таблице 7.

Таблица 7
Х51	Y51 1	Y51 2	Y51 3	Z51 3	Y51 4	Y51 5	Y51 6	Y51 7
0	1699,1	-1304,9	197,1	1502,0	1497,9	-1103,6	924,2	-530,0
600	1665,2	-1152,6	350,5	1381,8	1483,1	-963,5	976,8	-424,3
1200	1621,4	-991,8	606,3	1247,8	1463,5	-819,8	1062,2	-329,5
1800	1568,9	-823,9	845,8	1110,8	1435,6	-670,8	1140,7	-234,5
2400	1507,4	-650,3	949,5	981,1	1399,2	-514,6	1169,9	-127,8
3000	1439,2	-473,8	945,4	859,0	1355,9	-353,5	1157,5	-10,7
3600	1370,8	-297,2	940,3	736,9	1306,6	-192,3	1138,0	106,6
4200	1302,4	-120,6	935,1	614,8	1252,1	-31,1	1111,0	223,9
4800	1233,8	56,1	928,5	491,9	1193,0	130,2	1076,4	341,4
5400	1125,9	253,8	869,2	341,2	1091,8	309,6	994,3	467,6
5874,5	909,9	523,2	734,5	175,3	886,8	548,9	820,9	622,6

В заявляемом решении абсциссы и ординаты точек каждого из контуров наружной поверхности обшивки отсеков фюзеляжа и их частей рассчитываются по следующим общим соотношениям:

x_ij=X_ij±Δх,

y_ij ^k=Y_ij ^k±Δу,

а аппликаты третьих точек контуров по соотношению

z_ij ³=Z_ij ³±Δz.

В приведенных соотношениях X_ij, Y_ij ^k, Z_ij ³ - параметры координат наружной поверхности обшивки фюзеляжа, приведенные выше в таблицах 1-7, i - индекс отсека, причем i=1 для носового отсека, i=2 для переднего, где i -индекс отсека, причем i=1 для носового отсека, i=2 для переднего отсека, i=3 для центрального отсека, i=4 для заднего отсека, i=5 для хвостового отсека, j=1 для носового отсека, части переднего отсека, смежной с носовым отсеком, центрального отсека, части заднего отсека, смежной с центральным отсеком, и хвостового отсека, j=2 для части переднего отсека, смежной с центральным отсеком, и части заднего отсека, смежной с хвостовым отсеком, k - номер точки контура (k=1…7), а Δх, Δу и Δz - величины, значения которых не превышают 5 мм.

Поверхность консольной части упомянутого стреловидного крыла заявляемого решения выполнена из последовательно размещенных вдоль полуразмаха крыла, начиная от бортового сечения, плавно сопряженных друг с другом первого участка поверхности одинарной кривизны, первого участка поверхности двойной кривизны, второго участка поверхности одинарной кривизны и второго участка поверхности двойной кривизны. Кроме того, поверхность консольной части крыла плавно сопряжена с аэродинамическими профилями, один из которых размещен в бортовом сечении фюзеляжа, смещенном от плоскости симметрии самолета на 1640±Δ7 мм, а точка его передней кромки смещена от стыка центрального и переднего отсеков фюзеляжа вперед по направлению полета на 480±ΔХ мм, где ΔZ и ΔY - величины, значения которых не превышают 100 и 30 мм соответственно.

В заявляемом решении упомянутые реактивные двигатели размещены под первыми участками двойной кривизны консолей стреловидного крыла.

Кроме того, в заявляемом решении горизонтальное и вертикальное оперение может быть выполнено на большей их части в виде участков одинарной кривизны, поверхности которых образованы двумя граничными симметричными аэродинамическими профилями и отрезками, соединяющими контуры граничных аэродинамических профилей, причем концы отрезков размещены в ординатах контуров одноименных процентов хорды аэродинамических профилей. Плоскость первого аэродинамического профиля вертикального оперения может быть смещена от строительной горизонтали фюзеляжа на 1540±ΔY мм, а второго на 6810±ΔY мм, плоскость первого аэродинамического профиля горизонтального оперения может быть смещена на 1100±ΔZ мм от плоскости симметрии самолета, а второго на 5170±ΔZ мм, причем точка передней кромки первого аэродинамического профиля горизонтального оперения может быть смещена вверх на 750±ΔY мм от строительной горизонтали фюзеляжа. Горизонтальное оперение может быть выполнено с углом поперечного V по передней кромке 3,5°…4,5° и стреловидностью 34…35 градусов, а вертикальное оперение со стреловидностью по передней кромке 39…40 градусов. В заявляемом решении контуры первых и вторых аэродинамических профилей вертикального и горизонтального оперения могут быть заданы параметрами, приведенными в таблице 8.

Таблица 8
X0	Y0
0,0	0,0
0,25	0,697
0,5	0,987
1	1,373
3	2,236
5	2,770
7,5	3,256
10	3,631
15	4,191
25	4,823
30	4,957
35	4,991
40	4,931
50	4,530
60	3,844
70	2,972
80	1,998
90	0,992
100	0,0

Абсциссы и ординаты контуров аэродинамических профилей вертикального и горизонтального оперения при этом рассчитываются по соотношениям

x=Х⁰*В/100,

у=Y⁰*В/100±Δу_П,

где Х⁰, Y⁰ - параметры контуров аэродинамических профилей, указанные в приведенной таблице 8, В - длина хорды соответствующего аэродинамического профиля, равная для первого и второго аэродинамических профилей вертикального оперения 4496±ΔВ мм и 1364±ΔВ мм соответственно, а для первого и второго аэродинамических профилей горизонтального оперения 2548±ΔВ мм и 815±ΔВ мм соответственно. В приведенных соотношениях ΔY, ΔZ, Δу_П, ΔВ - величины, значения которых не превышают 30, 30, 5 и 40 мм соответственно.

Кроме того, в заявляемом решении самолета носок первого аэродинамического профиля вертикального оперения может быть смещен от плоскости стыка хвостового и заднего отсека вперед по направлению полета на 951±ΔХ мм, а носок первого аэродинамического профиля горизонтального оперения - на 1794±ΔХ мм против направления полета, где ΔX - величина, не превышающая значение 50 мм.

Кроме того, длина переднего отсека в заявляемом решении самолета может быть выбрана из диапазона 5400…5450 мм, а заднего из диапазона 5970…6020 мм.

Кроме того, длина переднего отсека в заявляемом решении самолета может быть выбрана из диапазона 7400…7450 мм, а заднего из диапазона 7470…7520 мм.

Поставленная техническая задача заявляемым решением «Стреловидное крыло» решается следующим образом.

Известно стреловидное крыло самолета, содержащее консольную и центропланную части. Каждая из консолей крыла образована участками поверхностей одинарной и двойной кривизны, плавно сопряженными с пятью аэродинамическими профилями. Аэродинамические профили размещены в базовых сечениях, параллельных плоскости симметрии самолета. Контур каждого профиля составлен из верхнего и нижнего полуконтуров, причем плоскость первого из аэродинамических профилей помещена в бортовом сечении, а передние кромки каждого последующего профиля смещены против направления полета относительно передней кромки предыдущего профиля.

В заявляемом техническом решении стреловидного крыла новым является то, что консольная часть крыла выполнена из последовательно размещенных вдоль полуразмаха крыла, начиная от бортового сечения, первого участка поверхности одинарной кривизны, первого участка поверхности двойной кривизны, второго участка поверхности одинарной кривизны и второго участка поверхности двойной кривизны. Первый участок поверхности одинарной кривизны ограничен первым и вторым аэродинамическими профилями, первый участок поверхности двойной кривизны ограничен вторым и третьим аэродинамическими профилями, второй участок поверхности одинарной кривизны ограничен третьим и четвертым аэродинамическими профилями, второй участок поверхности двойной кривизны ограничен четвертым аэродинамическим профилем и законцовкой крыла. Каждый из участков поверхности одинарной кривизны образован отрезками, соединяющими контуры граничных аэродинамических профилей, причем концы их размещены в ординатах контуров одноименных процентов проекции профиля на строительную горизонталь фюзеляжа.

В заявляемом решении плоскость первого аэродинамического профиля смещена от плоскости симметрии самолета на 1640±ΔZ мм, а его контур задан параметрами, приведенными в таблице 9.

Таблица 9
X1	YB 1	YH 1
0	0	0
0,25	0,883	-0,806
0,5	1,246	-1,149
1	1,758	-1,641
3	2,970	-2,942
5	3,683	-3,934
7,5	4,262	-5,010
10	4,635	-5,954
15	5,030	-7,530
20	5,150	-8,760
25	5,103	-9,673
30	4,948	-10,312
35	4,703	-10,715
40	4,366	-10,917
45	3,930	-10,946
50	3,378	-10,807
60	1,964	-10,041
70	0,322	-8,792
80	-1,460	-7,450
90	-3,476	-6,380
95	-4,513	-6,003
100	-5,540	-5,725

Плоскость второго аэродинамического профиля смещена от плоскости симметрии самолета на 3500±ΔZ мм, точка его передней кромки смещена вдоль направления полета относительно точки передней кромки первого аэродинамического профиля на 1160±ΔХ мм, а его контур задан параметрами, приведенными в таблице 10.

Таблица 10
X2	YB 2	YH 2
0	0	0
0,25	0,716	-0,701
0,5	0,981	-0,979
1	1,348	-1,378
3	2,152	-2,481
5	2,637	-3,279
7,5	3,071	-4,080
10	3,395	-4,749
15	3,829	-5,827
20	4,073	-6,662
25	4,179	-7,339
30	4,173	-7,910
35	4,076	-8,383
40	3,895	-8,730
45	3,638	-8,898
50	3,313	-8,844
60	2,479	-8,083
70	1,345	-6,712
80	-0,133	-5,148
90	-1,920	-4,013
95	-2,896	-3,851
100	-3,877	-4,113

Плоскость третьего аэродинамического профиля смещена от плоскости симметрии самолета на 5235±ΔZ мм, точка его передней кромки смещена вдоль направления полета относительно точки передней кромки первого аэродинамического профиля на 2245±ΔХ мм, а его контур задан параметрами, приведенными в таблице 11.

Таблица 11
X3	YB 3	VH 3
0	0	0
0,25	0,593	-0,532
0,5	0,845	-0,738
1	1,225	-1,037
3	2,120	-1,837
5	2,676	-2,450
7,5	3,175	-3,120
10	3,553	-3,713
15	4,100	-4,745
20	4,468	-5,579
25	4,715	-6,231
30	4,873	-6,693
35	4,961	-6,955
40	4,997	-7,027
45	4,982	-6,906
50	4,910	-6,600
60	4,523	-5,416
70	3,697	-3,644
80	2,404	-1,827
90	0,696	-0,879
95	-0,257	-0,961
100	-1,191	-1,508

Плоскость четвертого аэродинамического профиля смещена от плоскости симметрии самолета на 11200±ΔZ мм, точка его передней кромки смещена вдоль направления полета относительно точки передней кромки первого аэродинамического профиля на 5340±ΔХ мм, а его контур задан параметрами, приведенными в таблице 12.

Таблица 12
X4	YB 4	YH 4
0	0	0
0,25	0,755	-0,771
0,5	1,017	-1,033
1	1,373	-1,394
3	2,204	-2,154
5	2,740	-2,604
7,5	3,227	-3,027
10	3,617	-3,356
15	4,212	-3,876
20	4,653	-4,303
25	4,996	-4,657
30	5,260	-4,918
35	5,449	-5,057
40	5,570	-5,041
45	5,626	-4,853
50	5,610	-4,505
60	5,287	-3,506
70	4,558	-2,298
80	3,408	-0,955
90	1,813	-0,089
95	0,880	-0,208
100	-0,057	-0,726

Первый участок поверхности двойной кривизны выполнен плавно сопряженным с первым и вторым участками поверхности одинарной кривизны, а второй участок поверхности двойной кривизны плавно сопряжен со вторым участком поверхности одинарной кривизны и пятым аэродинамическим профилем. Плоскость пятого аэродинамического профиля смещена от плоскости симметрии самолета на 13240±ΔZ мм, его передняя кромка смещена вдоль направления полета относительно точки передней кромки первого аэродинамического профиля на 6410±ΔХ мм, а его контур задан параметрами, приведенными в таблице 13.

Таблица 13
X5	YB 5	YH 5
0	0	0
0,25	0,642	-0,735
0,5	0,919	-0,998
1	1,301	-1,353
3	2,228	-2,115
5	2,825	-2,543
7,5	3,396	-2,914
10	3,834	-3,183
15	4,500	-3,549
20	4,992	-3,789
25	5,382	-3,949
30	5,703	-4,022
35	5,945	-4,023
40	6,111	-3,924
45	6,197	-3,704
50	6,202	-3,359
60	5,934	-2,428
70	5,259	-1,285
80	4,210	-0,068
90	2,825	0,748
95	2,030	0,760
100	1,230	0,432

В заявляемом решении точки передних кромок первого, второго, третьего и четвертого аэродинамических профилей смещены от строительной горизонтали фюзеляжа вниз на 1010±ΔY мм, 823±ΔY мм, 693±ΔY мм, 103±ΔY мм соответственно, а точка передней кромки пятого аэродинамического профиля смещена от строительной горизонтали фюзеляжа вверх на 95±ΔY мм.

Кроме того, в заявляемом решении абсциссы и ординаты точек верхнего и нижнего полуконтуров аэродинамических профилей относительно осей, пропущенных от точек их передней кромки параллельно строительной горизонтали фюзеляжа, рассчитаны по соотношениям

x=Xⁱ*Bⁱ/100,

у_В=Y_B*Bⁱ/100±Δу_П,

у_Н=Y_H ⁱ*Bⁱ/100±Δу_П,

где Xⁱ, Y_B ⁱ, Y_H ⁱ - параметры контуров аэродинамических профилей, указанные в приведенных таблицах 9-13, Bⁱ - длина проекции соответствующего аэродинамического профиля на строительную горизонталь фюзеляжа, равная для первого, второго, третьего, четвертого и пятого профилей 5400±ΔВ мм, 4240±ΔВ мм, 3155±ΔВ мм, 1870±ΔВ мм, 1430±ΔВ мм, i - номер аэродинамического профиля. Кроме того, в приведенных соотношениях ΔZ, ΔX, ΔY, Δу_П, ΔВ - величины, значения которых не превышают 100, 30, 40, 5 и 30 мм соответственно.

Техническим результатом от использования заявляемого технического решения самолета является обеспечение возможности разработки и изготовления на его основе модельного ряда пассажирских региональных самолетов, рассчитанных на перевозку от 60 до 110 пассажиров с высокими технико-экономическими и технико-эксплуатационными показателями.

Так совокупность параметров носового отсека фюзеляжа, приведенная в таблице 1, позволяет не только улучшить аэродинамические характеристики самолета в целом, но и обеспечить комфортное размещение пилотов в кабине экипажа и обеспечить хороший обзор пилотам взлетно-посадочной полосы.

Совокупность признаков переднего, центрального и заднего отсеков, приведенная в табл.2, 3, 4, 5, 6, позволяет обеспечить при эквивалентном диаметре фюзеляжа, близком величине 3,54 м, которая характерна для региональных пассажирских самолетов, возможность размещения в пассажирском салоне двойных блоков кресел по одному из бортов и тройных блоков по другому борту. Выполнение поперечного сечения фюзеляжа в соответствии с заявляемым параметрами, приведенными в таблицах 2-6, обеспечивает высокий уровень комфорта для пассажиров: диаметр зоны для размещения головы пассажира превышает 300 мм, что обеспечивает комфор