конструкция самолета

Формула изобретения

1. Конструкция самолета, содержащая фюзеляж, в хвостовой части плавно сопряженный с поверхностью руля высоты, крыло, два киля, расположенные в задней части фюзеляжа по обеим сторонам руля высоты, и силовую установку, включающую в себя два двигателя, расположенных по обе стороны фюзеляжа выше плоскости крыла, отличающаяся тем, что кили установлены наклонно наружу по отношению к вертикальной плоскости симметрии самолета и имеют несимметричный профиль с большей кривизной на наружной относительно вертикальной плоскости симметрии самолета поверхности, двигатели установлены на килях, а крыло расположено в нижней части фюзеляжа, при этом удлинение фюзеляжа находится в пределах от 4,0 до 4,5, а отношение квадрата размаха крыла к площади смываемой поверхности самолета не менее 2.

2. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что силовая установка содержит двигатели с тянущими винтами.

3. Конструкция по пп.1 и 2, отличающаяся тем, что двигатели выполнены газотурбинными.

4. Конструкция по п.2, отличающаяся тем, что двигатели выполнены в виде двигателей внутреннего сгорания.

5. Конструкция по п.4, отличающаяся тем, что радиаторы систем охлаждения и смазки двигателей расположены в передних частях килей.

6. Конструкция по п.5, отличающаяся тем, что передние кромки килей имеют нулевую стреловидность от основания киля до гондолы двигателя.

7. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что двигатели расположены под углом к продольной оси самолета.

8. Конструкция по п.2, отличающаяся тем, что винты расположены в кольцах.

9. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что на нижней поверхности фюзеляжа по обеим сторонам руля высоты установлены два подфюзеляжных гребня.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области самолетостроения, в частности к легкой авиации общего назначения.

Известна конструкция легкого самолета по патенту США N 4030688, кл. 244-13, опубл. 1977 (фиг. 1 7), содержащая фюзеляж, в хвостовой части плавно сопряженный с поверхностью руля высоты, крыло, два киля, расположенные в задней части фюзеляжа по обеим сторонам руля высоты, и силовую установку, включающую в себя два двигателя, расположенных по обе стороны фюзеляжа выше плоскости крыла. При этом фюзеляж в известной конструкции имеет дельтавидную форму в плане, кили установлены вертикально, двигатели размещены на пилонах, закрепленных на фюзеляже, а в передней части фюзеляжа имеется горизонтальное оперение (схема "утка"). Известная конструкция позволяет обеспечить в легком самолете комфортные условия размещения крупногабаритных грузов за счет наличия широкого фюзеляжа с сохранением приемлемых летных качеств самолета вследствие использования несущих свойств фюзеляжа и выполнения руля высоты, сопряженного с фюзеляжем.

Однако дельтавидная форма фюзеляжа имеет достаточно большую омываемую поверхность, что отрицательно сказывается на аэродинамическом качестве самолета в целом. При этом крепление двигателей к фюзеляжу снижает комфортность в пассажирской кабине вследствие неизбежно возникающих при работе двигателей шума и вибрации, а также приводит к росту площади омываемой поверхности и к увеличению массы фюзеляжа из-за необходимого в этом случае усиления его конструкции.

Настоящим изобретением решается задача уменьшения омываемой поверхности при заданном объеме фюзеляжа и приемлемом сопротивлении и, как следствие, снижение массы конструкции и повышение компоновочных качеств.

Данная задача решается за счет того, что в конструкции самолета, содержащей фюзеляж, в хвостовой части плавно сопряженный с поверхностью руля высоты, крыло, два киля, расположенные в задней части фюзеляжа по обеим сторонам руля высоты, и силовую установку, включающую в себя два двигателя, расположенных по обе стороны фюзеляжа выше плоскости крыла, кили установлены наклонно наружу по отношению к вертикальной плоскости симметрии самолета и имеют несимметричный профиль с большей кривизной на наружной относительно вертикальной плоскости симметрии самолета поверхности, двигатели установлены на килях, а крыло расположено в нижней части фюзеляжа, при этом удлинение фюзеляжа находится в пределах от 4,0 до 4,5, а отношение квадрата размаха крыла к площади омываемой поверхности самолета не менее 2,0.

Расположение двигателей на килях способствует уменьшению площади омываемой поверхности и снижает уровень шума в пассажирской кабине. При этом наклонная установка килей и указанный несимметричный их профиль способствуют компенсации пикирующего момента как от тяги двигателей, так и от выпущенной механизации крыла при взлете и, кроме того, позволяет использовать рули направления в качестве дополнительных средств компенсации пикирующего момента при взлете в случае их отклонения в разные стороны. Это позволяет отказаться от необходимости в наличии переднерасположенного горизонтального оперения. Расположение двигателей на наклонных килях обусловливает и расположение крыла в нижней части фюзеляжа для обеспечения защиты винтов от повреждения при взлете-посадке. Кроме того, указанное расположение и выполнение килей позволяет уменьшить размах руля высоты, поверхность которого плавно сопряжена с поверхностью хвостовой части фюзеляжа, таким образом давая возможность придания фюзеляжу формы, наиболее благоприятной с точки зрения величины внутреннего объема при меньшей в сравнении с известной конструкцией площади омываемой поверхности.

Предложенная конструкция самолета может содержать силовую установку с тянущими винтами, а двигатели могут быть выполнены как газотурбинными, так и внутреннего сгорания. В последнем случае радиаторы систем охлаждения и смазки двигателей расположены в передних частях килей, которые могут иметь нулевую стреловидность от оснований до гондол двигателей. Винты силовой установки могут располагаться в кольцах, а оси двигателей располагаться под углом -2^{o o}C-6^o к продольной оси самолета. Кроме того, на нижней поверхности фюзеляжа по обеим сторонам руля высоты установлены два подфюзеляжных гребня.

На фиг. 1 изображен общий вид самолета, вид сбоку; на фиг. 2- то же, вид в плане; на фиг.3 то же, вид спереди; на фиг.4 изображена хвостовая часть самолета, вид сбоку; на фиг.5 сечение по А-А на фиг.4; на фиг6 сечение по Б-Б на фиг. 4; на фиг7 сечение по В-В на фиг.4; на фиг.8 изображен вариант выполнения хвостовой части самолета с расположением винтов в кольцах, вид сбоку.

Конструкция самолета (фиг. 1- 3) содержит фюзеляж 1, плавно переходящий в руль высоты 2, низкорасположенное крыло 3, оснащенное элеронами 4 и закрылками 5. Два киля 6 установлены в хвостовой части фюзеляжа наклонно наружу по отношению к вертикальной плоскости симметрии самолета по обеим сторонам руля высоты 2 и имеют несимметричный профиль с большей кривизной на наружной относительно вертикальной плоскости симметрии самолета поверхности (фиг.5), на килях имеются рули направления 7. Силовая установка самолета состоит из двух двигателей 8, размещенных на килях 6 и снабженных тянущими винтами 9, которые могут быть расположены в кольцах 10 (фиг.8). Оси двигателей 8 расположены под отрицательным углом в вертикальной плоскости относительно продольной оси самолета (v= -2 ^{o o}C -6^o ). Двигатели 8 могут быть как газотурбинными, так и внутреннего сгорания. При использовании двигателей внутреннего сгорания с жидкостным охлаждением радиаторы 11 и 12 системы охлаждения и смазки каждого из двигателей 8 располагаются в передней части килей 6 и имеют профилированные входные и выходные устройства 13 и 14, соответственно (фиг. 6). С точки зрения удобства размещения радиаторов 11 и 12 передняя кромка каждого из килей 6 от фюзеляжа до мотогондолы может быть выполнена с нулевой стреловидностью. В нижней хвостовой части фюзеляжа 1 по краям руля высоты 2 могут быть установлены вертикальные подфюзеляжные гребни 15, выполняющие функцию концевых шайб руля высоты 2 и повышающие эффективность руля высоты при отклонении его вниз (фиг. 4, 7). Форма фюзеляжа 1 определяется соотношениями: удлинение в пределах от 4,0 до 4,5 и отношение квадрата размаха крыла к площади омываемой поверхности самолета не менее 2,0. Выбор указанных соотношений обусловлен требованием получения оптимального сочетания компоновочных (внутренний объем, ширина) и аэродинамических (лобовое сопротивление, несущие свойства) параметров фюзеляжа.

В процессе эксплуатации при осуществлении взлета или посадки для увеличения подъемной силы крыла 3 выпускаются закрылки 5, что приводит к возникновению пикирующего момента от выпущенных закрылков. Для компенсации этого момента руль высоты 2 и рули направления 7 отклоняются вверх. Той же цели служит и несимметричная профилировка килей 6, а также продольной профиль фюзеляжа 1. Для уменьшения пикирующего момента, возникающего вследствие размещения двигателей 8 на килях (выше центра тяжести самолета) оси двигателей наклонены на отрицательный угол в вертикальной плоскости относительно продольной оси самолета, составляющий -2^{o o}C -6^o. Размещение двигателей на килях, кроме повышения комфортности в пассажирской кабине и уменьшения омываемой поверхности из-за отсутствия пилонов, позволяет в случае применения двигателей внутреннего сгорания разместить радиаторы систем охлаждения и смазки в передних частях килей, что повышает эффективность охлаждения вследствие создания принудительного потока воздуха через радиаторы. Указанный поток воздуха возникает за счет того, что входное устройство 13 расположено в передней кромке киля, т.е. в зоне повышенного давления, а выходное устройство 14 на боковой поверхности киля, имеющей большую кривизну, т.е. в зоне разряжения (фиг. 6).

Предложенная конструкция самолета позволяет по расчетам реализовать в размерности легкого самолета (например, двенадцатиместного) уровень комфорта, свойственный самолетам традиционной компоновки, вмещающим 40 -50 пассажиров (типа АН 24), при сохранении весовых и аэродинамических характеристик, присущих легким самолетам. 2