Летательный аппарат

Летательный аппарат

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение имеет отношение к летательным аппаратам (ЛА) и касается в частности самолетов.

Уровень техники

Как известно, самолет аэродинамической схемы «летающее крыло» характеризуется тем, что у него полезная нагрузка (например, пассажиры) размещена в крыле. Такой самолет имеет наибольшее аэродинамическое качество и наименьший относительный вес конструкции планера.

Согласно ([1], с.62÷63, табл.1.4-1.5) бомбардировщик ХВ-35 американской фирмы Нортроп, выполненный по аэродинамической схеме «летающее крыло», имел аэродинамическое качество, равное 22,6.

Для сравнения, согласно ([2], с.738, рис.11.9) современный пассажирский магистральный самолет фюзеляжной схемы А-340 (европейской фирмы Эрбас) имеет аэродинамическое качество около 20.

Недостатки самолета аэродинамической схемы «летающее крыло»: малая удельная нагрузка на крыло; проблемы с обеспечением устойчивости по тангажу; проблемы с аварийной эвакуацией пассажиров; затруднительно использовать взлетно-посадочную механизацию.

Известен самолет схемы «летающее крыло» [3], у которого имеется стреловидное крыло и два двигателя. При этом один двигатель прикреплен к передней нижней стороне крыла посредством своего пилона, а второй двигатель прикреплен к передней верхней стороне крыла посредством своего пилона. Оба пилона и оба двигателя расположены в плоскости симметрии самолета.

Преимуществом такой компоновки двигателей на самолете является то, что при отказе любого из двигателей в полете не возникает разворачивающего момента по курсу. Это позволяет иметь самолету органы управления по курсу минимального размера, что увеличивает аэродинамическое качество самолета и снижает вес его конструкции.

Как известно ([4], с.103) для продольной статической устойчивости любых аэродинамических схем, состоящих из двух тандемно расположенных несущих поверхностей, необходимо, чтобы угол атаки передней несущей поверхности был больше угла атаки задней несущей поверхности - «правило продольного V».

У самолетов, выполненных по аэродинамическим схемам «утка» и «тандем», две тандемно расположенные несущие поверхности создают положительные подъемные силы (например, в отличие от «нормальной» аэродинамической схемы, у которой горизонтальное оперение создает отрицательную подъемную силу). При этом в этих схемах передняя несущая поверхность установлена на больший угол атаки по сравнению с задней несущей поверхностью («правило продольного V»).

В авиации известно такое явление, как скос потока, суть которого заключается в том, что за несущей поверхностью, создающей подъемную силу, направление движения потока воздуха отличается от такового для потока воздуха, набегающего на несущую поверхность. То есть поток воздуха, обтекая несущую поверхность (создающую положительную подъемную силу), поворачивается на некоторый угол вниз по сравнению со своим первоначальным направлением движения. Поэтому у самолетов, у которых используются две (и более) тандемно расположенных несущих поверхности (схемы «утка», «тандем»), передняя несущая поверхность неблагоприятно влияет (в аэродинамическом отношении) на несущую поверхность, стоящую за ней по потоку, что уменьшает аэродинамическое качество ЛА в целом.

В свое время распространенным вариантом крепления опор шасси был вариант их крепления к мотогондоле двигателя.

Например, отечественный бомбардировщик Ил-28 имел два турбореактивных двигателя (ТРД), установленных в мотогондолах, прикрепленных к крылу на некотором расстоянии от плоскости симметрии самолета. У Ил-28 использовано трехопорное шасси с передней опорой, при этом основные опоры шасси крепились к силовым шпангоутам мотогондол двигателей и в полете убирались в мотогондолы двигателей ([5], с.88).

Известный американский бомбардировщик Б-47 имел шесть ТРД, установленных в мотогондолах, прикрепленных к крылу на некотором расстоянии от плоскости симметрии самолета посредством пилонов. При этом четыре двигателя были установлены в спаренных мотогондолах (по два двигателя в мотогондоле) на общем пилоне. У Б-47 использовано велосипедное шасси, у которого две основные опоры шасси крепились к фюзеляжу, а две поддерживающие опоры крепились к спаренным мотогондолам двигателей и в полете убирались в спаренные мотогондолы двигателей ([6], с.166, рис.8.4).

Преимущество крепления опор шасси к мотогондоле двигателей: уменьшается длина опор шасси, а следовательно, уменьшается относительный вес шасси и вес самолета в целом.

Большинство современных пассажирских самолетов имеют по два двухконтурных ТРД (если имеются двигатели требуемой суммарной тяги), что выгодно как экономически, так и эксплуатационно.

Согласно ([7], с.132, рис.7.19 и 7.20) на некоторых легких самолетах, у которых размеры фюзеляжа невелики, проход в пассажирской кабине углубляют на некоторую величину по отношению к поверхности пола (на которой установлены пассажирские сидения). Это позволяет (при заданных размерах фюзеляжа) несколько увеличить высоту прохода в пассажирской кабине.

Известен французский самолет «Фарман-1020» ([6], с.118, рис.6.3), созданный в 1934 году. Он выполнен по «нормальной» аэродинамической схеме и имеет полукруглое крыло малого удлинения. В передней части крыла имеются небольшие выступающие законцовки, на которых размещаются элероны. Самолет также имеет горизонтальное оперение.

Достоинством самолета «Фарман-1020» является хорошие жесткостные и весовые характеристики крыла малого удлинения.

Недостатком самолета «Фарман-1020» является низкое аэродинамическое качество (из-за использования крыла малого удлинения).

Известен самолет HW-X-26-52 «Хортен Уинглесс», построенный в 1954 году в США братьями Хортен ([6], с.314-315, рис.16.12-14). Он имеет прямое крыло малого удлинения, по краям которого установлены аэродинамические шайбы (служащие для предотвращения перетекания воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю поверхность крыла, и тем самым повышающие аэродинамическое качество крыла). На концах крыла (ближе к его передней кромке) установлены небольшие полуубирающиеся (путем изменения угла их стреловидности) законцовки, на которых размещены элероны для управления на малых скоростях полета. Бортовая хорда законцовок крыла меньше концевой хорды крыла. Имеется также вертикальное оперение, кабина экипажа и два двигателя с воздушными винтами.

Достоинство и недостаток самолета HW-X-26-52 те же, что и самолета «Фарман-1020». Кроме того, концевые аэродинамические шайбы, несколько увеличивая несущие свойства крыла малого удлинения, в то же время увеличивают аэродинамическое сопротивление самолета в целом, что снижает возможный выигрыш от их использования.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является любой самолет аэродинамической схемы «утка».

Недостаток прототипа: неблагоприятное виляние (в аэродинамическом отношении) переднего горизонтального оперения на стоящее за ним по потоку крыло.

Раскрытие изобретения

Задачей заявляемого изобретения является устранение недостатка прототипа.

Очевидно, если такая задача может быть решена, то это «неочевидное» решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техники, поскольку у прототипа она не решена.

Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, имеет следующие общие с прототипом существенные признаки: летательный аппарат имеет, по меньшей мере, две тандемно расположенные несущие поверхности - переднюю и заднюю, выполненные с возможностью создания положительной подъемной силы, передняя несущая поверхность состоит из двух консолей, консоли передней несущей поверхности выполнены с возможностью их установки на большие углы атаки по отношению к задней несущей поверхности.

Отличительными от прототипа существенными признаками являются: консоли передней несущей поверхности своими корневыми хордами примыкают к концевым частям (концевым хордам) задней несущей поверхности, при этом ближе к передней кромке задней несущей поверхности передняя несущая поверхность имеет меньшую по величине корневую хорду, чем концевая хорда задней несущей поверхности.

Отличительные существенные признаки позволяют в заявляемом ЛА в полете не только обеспечить устойчивость по тангажу (за счет «продольного V»), но и формировать за консолями передней несущей поверхности мощный скос потока (мощный нисходящий поток воздуха), который будет препятствовать перетеканию воздуха через концевые части задней несущей поверхности с ее нижней поверхности (из области с более высоким давлением воздуха) на ее верхнюю поверхность (в область с более низким давлением воздуха). Это будет увеличивать аэродинамическое качество задней несущей поверхности и ЛА в целом.

Таким образом, в заявляемом изобретении передняя несущая поверхность оказывает благоприятное влияние (в аэродинамическом отношении) на заднюю несущую поверхность, в то время как у известных компоновок с двумя тандемно расположенными несущими поверхностями (например, в известной аэродинамической схеме «утка») передняя несущая поверхность неблагоприятно (в аэродинамическом отношении) влияет на заднюю несущую поверхность.

Краткое описание чертежей

На ФИГ.1, 2, 3, 4, 8 и 9 показан один из возможных вариантов исполнения заявляемого изобретения, где обозначено: 1 - задняя несущая поверхность (прямое (не стреловидное) крыло); 2 и 3 - консоли передней несущей поверхности (консоли переднего треугольного цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПГО)); 4 и 5 - два двухконтурных ТРД, размещенные в общей мотогондоле; 6 - закрылки; 7 и 8 - расщепляющиеся щитки; 9 - пилон; 10 - основные опоры шасси; 11 - передняя опора шасси; 12 - входная дверь; 13 - центральный проход; 14 - линия пола в центральном проходе; 15 и 16 - линия пола проходов в переднем и заднем пассажирских салонах соответственно; 17 - ступенька; 18 - внутренний контур нервюры; 19 - пассажирское сидение; 20 - линия пола в переднем пассажирском салоне (на котором установлены пассажирские сидения 19); 21 и 21' - нижняя и верхняя половины арочной нервюры соответственно; 22 и 22' - нижняя и верхняя половины арочной нервюры, соответственно; 23 - верхняя сотовая панель; 24 - нижняя сотовая панель; 25 - кривая зависимости коэффициента подъемной силы С_y ^кр от угла атаки α крыла 1; 26 - кривая зависимости коэффициента подъемной силы С_y ^цпго от угла атаки α консолей 2 и 3 ЦПГО; α - угол установки консолей 2 и 3 ЦПГО по отношению к крылу 1; ψ - угол поперечного V консолей 2 и 3 ЦПГО; а, в и г - точки на кривой 25; д, е и ж - точки на кривой 26; б - точка пересечения кривых 25 и 26.

На ФИГ.1 показан вид слева летательного аппарата.

На ФИГ.2 показан вид сверху летательного аппарата и место сечения А-А.

На ФИГ.3 показан вид спереди летательного аппарата.

На ФИГ.4 показан совмещенный график зависимости коэффициентов подъемной силы С_y ^кр и С_y ^цпго крыла 1 и консолей 2 и 3 ЦПГО соответственно, от угла атаки α.

На ФИГ. 5 показан вид спереди варианта исполнения заявляемого изобретения, когда у него на общем пилоне в общей мотогондоле установлены еще два турбореактивных двигателя 27 и 28 (в сумме четыре двигателя - по два с каждой стороны пилона).

На ФИГ. 6 показан вид спереди варианта исполнения заявляемого изобретения, когда у него установлены два двигателя 29 и 30 на собственных пилонах 31 и 32 соответственно. При этом имеется две передние опоры шасси 33 и 34, которые прикреплены к мотогондолам двигателей 29 и 30 соответственно.

На ФИГ.7 показан вид спереди варианта исполнения заявляемого изобретения, отличающийся от показанного на ФИГ.3 тем, что у него с верхней стороны крыла расположены еще два двигателя 35 и 36, прикрепленные к передней верхней стороне крыла посредством общего пилона 37.

На ФИГ.8 показано сечение А-А и показано место сечения Б-Б.

На ФИГ.9 показано сечение Б-Б.

На ФИГ.10 показан вид слева, а на ФИГ. 11 вид спереди варианта исполнения заявляемого изобретения, отличающегося от показанного на ФИГ. 1-3 тем, что у него на концах крыла расположено два вертикальных оперения 27 с рулями направления 28 (размещены на концах крыла с его нижней задней стороны).

На ФИГ. 12 показан вид сверху варианта исполнения заявляемого изобретения, где цифрами обозначено: 6 - закрылки; 7 и 8 - расщепляющиеся щитки; 38 - треугольное крыло; 39 и 40 - консоли переднего треугольного цельноповоротного горизонтального оперения, прикрепленные к мотогондолам двигателей.

На ФИГ.13 показан вид сверху, а на ФИГ.14 вид спереди варианта исполнения заявляемого изобретения, где цифрами обозначено: 1 -задняя несущая поверхность (прямое (не стреловидное) крыло); 2 и 3 - консоли передней несущей поверхности (консоли переднего треугольного цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПГО)); 6 - закрылки; 7 и 8 - расщепляющиеся щитки; 41 и 42 - консоли дополнительного переднего треугольного цельноповоротногогоризонтального оперения, прикрепленные к мотогондолам двигателей.

На ФИГ.15 показан вариант исполнения заявляемого изобретения при виде сверху, отличающегося от показанного на ФИГ. 13-14 тем, что у него задняя несущая поверхность выполнена стреловидной, где цифрами обозначено: 1' - задняя несущая поверхность (крыло), выполненная стреловидной; 2' и 3' - консоли передней несущей поверхности (консоли переднего стреловидного цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПГО)); 6 - закрылки; 7 и 8 - расщепляющиеся щитки; 41 и 42 - консоли дополнительного переднего треугольного цельноповоротного горизонтального оперения, прикрепленные к мотогондолам двигателей.

На ФИГ.16 показан вид спереди, а на ФИГ.17 - вид сверху варианта исполнения заявляемого изобретения, отличающегося от показанного на ФИГ.1-3 тем, что у него консоли 2" и 3" переднего цельноповоротного горизонтального оперения выполнены прямыми (не стреловидными). При этом с верхней стороны консолей 3" и 2" имеются вертикальные перегородки (гребни) 43 и 44 соответственно, расположенные по потоку (в направление хорды консоли 2" и 3").

На ФИГ.18 показан вид сверху варианта исполнения заявляемого изобретения, где цифрами обозначено: 1 - задняя несущая поверхность (крыло); 6 - закрылки; 7 и 8 - расщепляющиеся щитки; 45 и 46 - консоли передней несущей поверхности; 47 и 48 - консоли переднего цельноповоротного горизонтального оперения.

Осуществление изобретения

Заявляемый летательный аппарат выполнен по самолетной схеме, и в одном из возможных вариантов его исполнения - в варианте пассажирского самолета представляет собой следующее. Имеется прямое (прямоугольное, не стреловидное) крыло 1 (задняя несущая поверхность) малого удлинения (ФИГ.1-3), переднее треугольное ЦПГО (передняя несущая поверхность), консоли 2 и 3 которого прикреплены к концевым частям крыла 1 (ближе к передней кромки крыла 1 - в этом случае вектор суммарной подъемной силы передней несущей поверхности (консолей 2 и 3) расположен впереди вектора подъемной силы задней несущей поверхности (крыла 1)). При этом корневые хорды консолей 2 и 3 передней несущей поверхности (непосредственно примыкающие к концевым частям крыла 1) имеет меньшую величину, чем концевая хорда крыла 1 (к которой консоли 2 и 3 примыкают). Консоли 2 и 3 ЦПГО выполнены с возможностью их установки под некоторым положительным углом α, по отношению к крылу 1 (для обеспечения «продольного V» - для обеспечения устойчивости ЛА по тангажу). Консоли 2 и 3 ЦПГО установлены под некоторым положительным углом у поперечного V (для обеспечения «поперечного V» - для обеспечения устойчивости ЛА по крену). Соотношение между площадями крыла 1 с одной стороны и консолей 2 и 3 ЦПГО с другой стороны, например, такое же как, соотношение между площадями крыла и переднего горизонтального оперения в известной аэродинамической схеме «утка». Имеются два двухконтурных ТРД 4 и 5, прикрепленные к передней нижней части крыла 1 посредством общего пилона 9. Общий пилон 9 расположен в плоскости симметрии самолета. На самолете использовано трехопорное шасси с передней опорой. Две основные опоры шасси 10 прикреплены к крылу 1. Передняя опора шасси 11 прикреплена к общему пилону 9 (или к мотогондоле) двигателей 4 и 5. Полезная нагрузка (пассажиры) размещена в крыле 1.

Таким образом, заявляемый ЛА, с одной стороны, можно отнести к аэродинамической схеме «летающее крыло» (так как у него нет фюзеляжа), а с другой - к аэродинамической схеме «утка» (так как у него имеется передняя несущая поверхность, состоящая из двух консолей и создающая положительную подъемную силу).

Из-за того, что консоли 2 и 3 ЦПГО установлены под большие углы атаки α, чем крыло 1 (для обеспечения «продольного V» - для обеспечения устойчивости ЛА по тангажу), а также из-за взаимного расположения консолей 2 и 3 ЦПГО и крыла 1, в крейсерском полете за консолями 2 и 3 ЦПГО формируется мощный скос потока (мощный нисходящий поток воздуха). Этот нисходящий поток воздуха будет препятствовать перетеканию воздуха через концевые части крыла 1 с ее нижней поверхности (из области с более высоким давлением воздуха) на ее верхнюю поверхность (в область с более низким давлением воздуха). Это будет увеличивать аэродинамическое качество крыла 1 и ЛА в целом.

Таким образом, в заявляемом изобретении передняя несущая поверхность (консоли 2 и 3 ЦПГО) оказывает благоприятное (в аэродинамическом отношении) влияние на заднюю несущую поверхность (на крыло 1), в то время как у известных компоновок с двумя тандемно расположенными несущими поверхностями (как об этом указывалось выше) передняя несущая поверхность неблагоприятно влияет на заднюю несущую поверхность.

Так как крыло 1 выполнено прямым (не стреловидным), а консоли 2 и 3 ЦПГО выполнены треугольными, следовательно, у консолей 2 и 3 ЦПГО критический угол атаки α будет больше, чем у крыла 1. Угол наклона прямолинейного участка а-в кривой 25 (ФИГ.4) коэффициента подъемной силы С_y ^кр к оси угла атаки α у крыла 1 будет больше, чем угол наклона прямолинейного участка д-е кривой 26 коэффициента подъемной силы С_y ^цпго у консолей 2 и 3 ЦПГО. При сбалансированном по тангажу заявляемом ЛА вышеуказанные кривые 25 и 26 пересекаются в точке б. При увеличение угла атаки α ЛА (например, при случайном вертикальном порыве воздуха) подъемная сила на крыле 1 будет увеличиваться на большую величину (из-за большего увеличения коэффициента подъемной силы С_y ^кр), чем подъемная сила у консолей 2 и 3 ЦПГО (из-за меньшего увеличения коэффициента подъемной силы С_y ^цпго), что будет приводить к возникновению стабилизирующего момента по тангажу (момента на пикирование), а следовательно, будет способствовать устойчивости заявляемого ЛА по тангажу. При уменьшение угла атаки α ЛА (например, при случайном вертикальном порыве воздуха) подъемная сила на крыле 1 будет уменьшаться на большую величину (из-за большего уменьшения коэффициента подъемной силы С_y ^кр), чем подъемная сила у консолей 2 и 3 ЦПГО (из-за меньшего уменьшения коэффициента подъемной силы С_y ^цпго), что будет приводить к возникновению стабилизирующего момента по тангажу (момента на кабрирование), а следовательно, будет способствовать устойчивости заявляемого ЛА по тангажу. При этом точка балансировки б далека от критического угла атаки α как у крыла 1, так и у консолей 2 и 3 ЦПГО, а следовательно, срыв потока как на консолях 2 и 3 ЦПГО, так и на крыле 1 невозможен. Кривая 25 (ФИГ.4) крыла 1 имеет прямолинейный участок а-в и криволинейный участок в-г. Кривая 26 консолей 2 и 3 ЦПГО имеет прямолинейный участок д-е и криволинейный участок е-ж. При этом кривая 26 консолей 2 и 3 ЦПГО имеет более пологий участок максимума, чем кривая 25 крыла 1. Причем, при увеличении угла атаки α ЛА консоли 2 и 3 ЦПГО раньше достигают точки е начала криволинейного участка кривой 26, чем крыло 1 достигает точки в начала криволинейного участка кривой 25. Следовательно, при увеличении угла атаки α ЛА после прохода консолями 2 и 3 ЦПГО точки е на кривой 26 (в направление точки ж) подъемная сила на консолях 2 и 3 ЦПГО резко замедляет свой рост (но в то же время еще нет срыва потока с консолей 2 и 3 ЦПГО), в то же время подъемная сила крыла 1 продолжает увеличиваться более значительно (чем на консолях 2 и 3 ЦПГО) - так как крыло 1 еще не достигло точки в на кривой 25 (коэффициент подъемной силы С_y ^кр крыла 1 еще находится на прямолинейном участке а-в кривой 25). Следовательно, заявляемый ЛА не будет попадать в ситуацию, когда наблюдается срыв потока как с крыла 1, так и с консолей 2 и 3 ЦПГО (особенно опасный на взлетно-посадочных режимах полета и свойственный известным самолетам аэродинамической схемы «утка»).

Таким образом, устойчивость заявляемого ЛА по тангажу обеспечивается как за счет обеспечения «продольного V», так и за счет того, что у передней несущей поверхности (у консолей 2 и 3 ЦПГО) критический угол атаки α больше, а угол наклона кривой 26 коэффициента подъемной силы С_y ^цпго меньше, чем у задней несущей поверхности (у крыла 1), а также за счет того, что кривая коэффициента подъемной силы С_y ^цпго консолей 2 и 3 ЦПГО имеют более пологих максимум, чем крыло 1.

Так как у заявляемого изобретения имеются две тандемно расположенные несущие поверхности, то это позволяет использовать у него взлетно-посадочную механизацию на крыле и способствует снижению потерь на балансировку в крейсерском полете (по сравнению с традиционным «летающем крылом»).

Заявляемый ЛА управляется: по тангажу - посредством отклонения консолей 2 и 3 ЦПГО и закрылков 6 (которые могут выполнять и функцию рулей высоты); по крену - путем дифференциального отклонения консолей 2 и 3 ЦПГО; по курсу - путем отклонения расщепляющихся щитков 7 и 8 (например, как это имеет место у известного американского бомбардировщика Б-2, выполненного по аэродинамической схеме «летающее крыло»).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него консоли передней несущей поверхности выполнены не цельноповоротными. В этом случае на консолях располагаются рули высоты (которые могут использоваться и как элероны).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него консоли передней несущей поверхности установлены под большим углом атаки, по отношению к задней несущей поверхности (по отношению к крылу), выполнены неподвижными и не имеют рулей. В этом случае управление самолетом осуществляется: по тангажу - посредством отклонения элевонов (роль которых выполняют закрылки) в одном направлении; по крену - посредством дифференциального отклонения элевонов.

Как известно, прямое крыло имеет наибольшие несущие свойства и аэродинамическое качество, а также наиболее простую и дешевую конструкцию из всех типов крыльев.

Однако использование прямого крыла в самолете, выполненном по аэродинамической схеме «летающее крыло», трудновыполнимо, так как согласно ([4], с.207) у прямого крыла центр масс должен лежать в диапазоне 0,2-0,25 относительно средней аэродинамической хорды крыла, что трудно выполнимо, так как в этом случае основную нагрузку (например, пассажиров) необходимо сконцентрировать в передней части крыла. В этом случае более половины профиля крыла невозможно использовать для размещения платной нагрузки, что нерационально.

В заявляемом изобретении два двухконтурных ТРД 4 и 5 расположены в общей мотогондоле на общем пилоне 9 (как у известных американских бомбардировщиков Б-47 и Б-52) под передней нижней частью крыла 1. При этом общий пилон 9 расположен в плоскости симметрии самолета. Принятое расположение двигателей 4 и 5 позволяет без труда обеспечивает требуемую центровку самолета (путем установки двигателей 4 и 5 на нужном расстоянии от передней кромки крыла 1) при размещении полезной нагрузки по всему профилю крыла. Такое расположения двигателей 4 и 5 позволяет сблизить оси двигателей на минимально возможное расстояние относительно друг друга, что позволяет иметь, при отказе одного из двигателей, минимальный разворачивающий момент по курсу (даже меньший, чем у известных самолетов фюзеляжной схемы с двумя двигателями, установленными на горизонтальных пилонах в хвостовой части фюзеляжа). Это, в свою очередь, позволяет иметь рулевые поверхности для управления по курсу минимальной площади, что повышает аэродинамическое качество заявляемого самолета и уменьшает относительный вес конструкции планера.

Использование в заявляемом изобретение двух двигателей выгодно как экономически, так и эксплуатационно.

В авиации известны способы снижения индуктивного сопротивления крыла путем предотвращения перетекания воздуха через концевые части крыла с нижней поверхности крыла (из области с более высоким давлением воздуха) на верхнюю поверхность крыла (в область с более низким давлением воздуха). Для этого используются: концевые шайбы (например, как у вышеуказанного самолета HW-X-26-52 «Хортен Уинглесс»), специальные крылышки (крылышки Уиткомба) и др. Однако эти поверхности, улучшая аэродинамическое качество крыла, сами по себе не создают подъемной силы, а лишь увеличивают сопротивление и вес крыла, что снижает их положительный эффект.

В заявляемом изобретении путем формирования мощного нисходящего потока воздуха консолями 2 и 3 передней несущей поверхностью, вообще предотвращается перетекание воздуха через концевые части крыла 1 с его нижней поверхности на его верхнюю поверхность. При этом передняя несущая поверхность (консоли 2 и 3) не только повышает аэродинамическое качество задней несущей поверхности (крыла 1), но и сама создает положительную подъемную силу, что повышает аэродинамическое качество системы в целом (состоящей из передней и задней несущих поверхностей).

Таким образом, передняя несущая поверхность (в аэродинамическом отношении) благоприятно воздействует на заднюю несущую поверхность, и аэродинамическое качество системы в целом (состоящей из передней и задней несущих поверхностей) будет больше, чем аэродинамическое качество передней и задней несущей поверхности в отдельности. То есть получается куммулятивный эффект.

В заявляемом изобретении консоли передней несущей поверхности и задняя несущая поверхность могут иметь любую приемлемую форму: малого удлинения; большого удлинения; прямую (не стреловидную); стреловидную (прямая или обратная стреловидность);

треугольную; скользящую и др.

Заявляемое изобретение может быть использовано в качестве пилотируемого ЛА любого типа (например, в варианте пассажирского самолета), или в качестве беспилотного ЛА.

В варианте исполнения заявляемого изобретения, когда у него имеется два двигателя, они могут располагаться или горизонтально (как показано на ФИГ.3) или вертикально (один над другим).

Крепление в заявляемом изобретении передней опоры шасси к пилону (или к мотогондоле) двигателей уменьшает относительный вес передней опоры шасси, а следовательно, уменьшает относительный вес шасси и ЛА в целом.

Возможен варианте исполнения заявляемого изобретения, когда у него вектор тяги двигателя (или двигателей) может изменять свое положение в продольной плоскости относительно хорды задней несущей поверхности (для создания момента по тангажу - для балансировки и управления ЛА). Это может осуществляться или путем поворота всего двигателя (или двигателей) или путем использования у двигателя (или двигателей) поворотного сопла.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него имеется фюзеляж. Один (или более) двигатель, размещенный в мотогондоле, посредством общего пилона (который расположен в плоскости симметрии самолета) прикреплен к нижней передней части фюзеляжа. Передняя опора шасси прикреплена к мотогондоле двигателя.

Заявляемый ЛА может иметь любую приемлемую скорость полета: дозвуковую, сверхзвуковую, гиперзвуковую.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, например, в варианте сверхзвукового административного самолета (например, на 4 человека), когда у него пассажирская кабина размещена в передней части мотогондолы двигателей. Два двигателя расположены вертикально друг над другом в плоскости симметрии самолета. У двигателей использованы воздухозаборники с общим горизонтальным клином, при этом воздухозаборник верхнего двигателя расположен с верхней стороны горизонтального клина, а воздухозаборник нижнего двигателя расположен с нижней стороны горизонтального клина. Лобовое остекление кабины экипажа расположено в верхней половине горизонтальном клине воздухозаборника (это позволяет не иметь отклоняемой носовой части типа рампы, как это имело место, например, у известных сверхзвуковых пассажирских самолетов Конкорд и ТУ-144). В аварийной ситуации пассажирская кабина может отделяется от самолета и спускается на парашюте (например, как у известного американского истребителя-бомбардировщика FB-111).

В варианте сверхзвукового или гиперзвукового самолета у заявляемого изобретения при полете на сверхзвуковой или гиперзвуковой скорости скачки уплотнения от мотогондолы двигателей и пилона садятся на нижнюю поверхность крыла, что повышает аэродинамическое качество крыла и самолета в целом. То есть в заявляемом изобретении имеет место положительная сверхзвуковая и гиперзвуковая интерференция между частями самолета.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, например в варианте многоместного самолета, когда у него пассажирский трап выполнен в общем пилоне крепления двигателей к крылу. Например, две передние носовые части пилона раскрываются в обе стороны и открывают доступ к лестнице (или эскалатору по типу эскалаторов метро), по которым пассажиры поднимаются в пассажирскую кабину, расположенную в крыле.

В варианте пассажирского самолета гермокабина для пассажиров (ФИГ.8 и 9), размещенная в крыле 1, имеет центральный проход 13 (может иметь несколько проходов) требуемой высоты в направлении от одного конца крыла к другому концу крыла, размещенный в месте максимальной толщины профиля крыла 1. Крыло-гермокабина имеет нервюры 21 и 22 арочного типа, из которых нервюра 21 расположена в пассажирском салоне, а нервюра 22 расположена между пассажирскими салонами (на чертежах обозначено цифрами лишь по одной арочной нервюре 21 и 22 - на самом деле в каждом пассажирском салоне имеются четыре нервюры типа 21 и две нервюры типа 22). Верхняя и нижняя половины арочной нервюры 22, соединенные в местах между пассажирскими салонами плоской фермой (стоики и раскосы, на чертежах не показаны). Слева и справа от центрального прохода 13 расположены пассажирские салоны с рядами пассажирских сидений и с одним проходом между нервюрами в каждом салоне. Линии пола проходов 15 и 16 (и ступеньки 17) в пассажирских салонах (и пространство над проходами - над головами пассажиров в проходе) углубленны по отношению к внутреннему контуру 18 арочных нервюр 21 и 22 (в направление внешнего контура нервюр). Линия пола 14 в центральном проходе 13 находится на одном уровне с линией пола 15. Каждый пассажирский салон при входе в него из центрального прохода имеет рамные шпангоуты. Или, точнее говоря, стенка (или две стенки) крыла 1 вдоль центрального прохода 13 (от одного конца крыла к другому концу крыла) имеет форму рамы с вертикальными стойками.

Углубление линий пола проходов 15 и 16 и ступенек 17 в пассажирских салонах (и пространства над проходами - над головами пассажиров в проходе) по отношению к внутреннему контуру 18 арочных нервюр 21 и 22 позволяют у заявляемого изобретения максимально обжать гермокабину для пассажиров, что позволяет уменьшить площадь крыла (при заданной пассажировместимости), следовательно, позволяет увеличить удельную нагрузку на крыло, а следовательно, позволяет увеличить аэродинамическое качество самолета.

Принятое в заявляемом изобретение взаимное расположение центрального прохода 13 и проходов в пассажирских салонах позволяет разбить проход между рядами кресел (вдоль хорды крыла 1) на несколько участков (уровней). Это позволяет в крейсерском полете, с одной стороны, иметь угол наклона линии пола в проходах 14, 15 и 16 и ступенек 17 требуемой величины (например, не более одного градуса), с другой стороны, иметь требуемый угол атаки крыла 1 (например, равный 3-4°), что повышает аэродинамическое качество самолета. И в третьих, при стоянке самолета на земле угол наклона линии пола на всех участках также будет требуемой величины (например, около нуля градусов по отношению к горизонту). Это очень важное преимущество заявляемого изобретения перед известными самолетами схемы «летающее крыло», у которых угол атаки центроплана крыла (из-за необходимости обеспечения угла наклона линии пола в один градус) в крейсерском полете невелик (около одного градуса), что снижает аэродинамическое качество такого самолета.

У самолета схемы «летающее крыло» при нормируемом переводе самолета в посадочной конфигурации из крена γ=-30° в крен γ=+30° перегрузки в крайних по ширине салона рядах пассажирских кресел (на концах крыла) будут больше, чем у фюзеляжных самолетов. В пассажирском варианте исполнения заявляемого изобретения багажные отсеки могут размещаться на концах крыла. Это позволит выполнить крыло с большим удлинением, что повышает аэродинамическое качество самолета.

Размещение входной двери 12 (ФИГ.1) в концевой нервюре крыла 1 позволяет без труда обеспечить у заявляемого изобретения требования по аварийной эвакуации пассажиров. При этом входных дверей (и аварийных люков) в каждой концевой нервюре крыла 1 может быть несколько.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.5), отличающийся от показанного на ФИГ.3 тем, что у него имеется дополнительные два двигателя 27 и 28 (в сумме - 4 двигателя), которые расположены в общей мотогондоле с двигателями 4 и 5. При такой компоновке и таком количестве (четыре) двигателей можно создать самолет практически любой разумной грузоподъемности.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.6), отличающийся от показанного на ФИГ.3 тем, что у него два двигателя 29 и 30 прикреплены к нижней передней части крыла посредством индивидуальных пилонов 31 и 32 соответственно. При этом самолет имеет две передние опоры шасси 33 и 34, прикрепленные к мотогондолам двигателей 29 и 30 соответственно.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.7), отличающийся от показанного на ФИГ.3 тем, что у него дополнительно имеются два двигателя 35 и 36 (то есть в сумме четыре двигателя), размещенные в общей мотогондоле, которая посредством общего пилона 37 крепится к передней верхней стороне крыла 1. При этом общий пилон расположен в плоскости симметрии самолета. Однако возможен вариант, когда пилон верхних двигателей прикреплен к средней или задней части крыла. При такой компоновке и таком количестве (четыре) двигателей можно создать самолет практически любой разумной грузоподъемности.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ. 12), отличающийся от описанного выше и показанного на ФИГ.1-3 тем, что у него имеется треугольное крыло 38 и треугольные консоли 39 и 40 переднего цельноповоротного горизонтального оперения, прикрепленные к общей мотогондоле двигателей (или с внешней стороны мотогондолы, как показано на ФИГ. 12, или между двигателями). Мотогондола двигателей прикреплена к крылу 38 с передней нижней его стороны посредством пилона. Возможен вариант, когда консоли 39 и 40 прикреплены к вышеуказанному пилону. Самолет выполнен сверхзвуковым по аэродинамической схеме «утка». Передняя опора шасси прикреплена к мотогондоле двигателей (или к пилону), а основные опоры шасси прикреплены к крылу 38 (опоры шасси на чертеже не показаны). При полете на сверхзвуковой скорости скачки уплотнения от мотогондолы двигателей и от консолей 39 и 40 садятся только на нижнюю поверхность крыла 38, что повышает его аэродинамическое качество и аэродинамическое качество самолета в целом. Заявляемый ЛА в таком варианте исполнения управляется: по тангажу - посредством отклонения консолей 39 и 40 ЦПГО и закрылков 6 (которые могут выполнять и функцию рулей высоты); по крену - путем дифференциального отклонения расщепляющихся щитков 7 и 8 вверх и вниз; по курсу - путем отклонения расщепляющихся щитков 7 или 8 одновременно вверх и вниз на одном из концов крыла 38.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличающийся от показанного на ФИГ. 12 тем, что у него нет консолей