легкий самолет
Классы МПК: | B64C1/00 Фюзеляж; конструктивные элементы, общие для фюзеляжа, крыльев, стабилизаторов и тп |
Автор(ы): | Кондратьев В.П., Попов С.И. |
Патентообладатель(и): | Голуб Александр Владимирович, Кондратьев Вячеслав Петрович |
Приоритеты: |
подача заявки:
1996-01-25 публикация патента:
20.12.1996 |
Использование: изобретение относится к авиационной технике, а именно, к легким одномоторным самолетам, предназначенным для транспортных полетов. Легкий самолет содержит фюзеляж прямоугольного сечения, высокорасположенное прямоугольное крыло с подкосом, киль, горизонтальное оперение, расположенное ниже плоскости крыла и одномоторную силовую установку. Удлинение крыла лежит в пределах от 10,3 до 10,6, а статический момент горизонтального оперения Аг.о - от 1,15 до 1,25. 1 з.п.ф-лы. 1 ил.
Рисунок 1
Формула изобретения
1. Легкий самолет, содержащий фюзелях прямоугольного сечения, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло с подкосом, киль, горизонтальное оперение, расположенное ниже плоскости крыла, и одномоторную силовую установку, отличающийся тем, что удлинение крыла лежит в пределах от 10,3 до 10,6, а статический момент горизонтального оперения Аг.о. в пределах от 1,15 до 1,25. 2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что горизонтальное оперение выполнено прямоугольной формы в плане.Описание изобретения к патенту
Изобретение относится к авиационной технике, а именно: к легким одномоторным самолетам нормальной категории, предназначенным для транспортных средств полетов. Из уровня техники известны легкие самолеты, содержащие фюзеляж прямоугольного сечения, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло с подкосом, киль, горизонтальное оперение и одномоторную силовую установку [1] При этом крыло и горизонтальное оперение имеют прямоугольную форму в плане, что предопределяет недостаточно высокое аэродинамическое качество и требует повышенную мощность двигателя. Наиболее близким к изобретению по совокупности признаков является легкий самолет типа DРС-2 "Beaver", содержащий фюзеляж прямоугольного сечения, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло с подкосом, киль, горизонтальное оперение, расположенное ниже плоскости крыла, и одномоторную силовую установку [2]К недостатку данного самолета можно отнести существенную зависимость эксплуатационных характеристик от изменения загрузки и центровки при относительно невысокой, даже для самолета этого класса максимальной коммерческой нагрузке. Целью изобретения является создание легкого одномоторного самолета с высоким аэродинамическим качеством и улучшенными эксплуатационными характеристиками. Это достигается тем, что легкий самолет, содержащий фюзеляж прямоугольного сечения, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло с подкосом, киль, горизонтальное оперение, расположенное ниже плоскости крыла, и одномоторную установку, согласно изобретению, выполнен с удлинением крыла = 10,3-10,6, при этом статический момент горизонтального оперения составляет Аг.о 1,15-1,25,
где
l размах крыла;
bа средняя аэродинамическая хорда крыла;
Sг.о площадь горизонтального оперения;
Lг.о плечо горизонтального оперения;
S площадь крыла. Кроме того, с точки зрения простоты конструкции, предпочтительно, чтобы горизонтальное оперение имело прямоугольную форму в плане. Предлагаемое соотношение взаимосвязанных геометрических параметров аэродинамических поверхностей самолета в сочетании с их формой и расположением относительно друг друга обеспечивают улучшенные эксплуатационные характеристики, а именно: сохранение высокого аэродинамического качества и несущественное изменение продольной остойчивости в широком диапазоне изменения центровки самолета независимо от варианта загрузки, что обуславливает улучшение взлетно-посадочных характеристик и снижение расхода топлива в крейсерском полете. На чертеже изображен общий вид самолета в плане. Легкий самолет выполнен по классической схеме с одномоторной силовой установкой и содержит фюзеляж 2, высокорасположенное прямоугольное в плане крыло 3 с подкосом, киль 4, горизонтальное оперение 5, которое расположено ниже плоскости крыла 3 и также имеет прямоугольную форму в плане. При этом удлинение "" крыла 3 составляет от 10,3 до 10,6, а статический момент горизонтального оперения Аг.о лежит в диапазоне от 1,15 до 1,25,
где ;
l размах крыла;
bа аэродинамическая хорда крыла;
Sг.о площадь горизонтального оперения;
Lг.о плечо горизонтального оперения;
S площадь крыла. Использование подкосного крыла 3 большого удлинения (до 10.6) позволяет снизить массу конструкции и получить высокое аэродинамическое качество, что дает возможность увеличить полезную нагрузку до величины составляющей 35-45% от взлетной массы самолета. При этом существенно уменьшается потребная для взлета и крейсерского полета мощность двигателя. Самолет имеет широкий диапазон изменения центровки до 30% хорды крыла при различных вариантах загрузки, обусловленный короткой хордой крыла и большой величиной полезной нагрузки. На режимах взлета, посадки и крейсерского полета приемлемое изменение продольной устойчивости в указанном диапазоне центровок при сохранении низкой массы конструкции и высокого аэродинамического качества обеспечивается использованием горизонтального оперения 5 с увеличенным статическим моментом Аг.о 1,15-1,25.
Класс B64C1/00 Фюзеляж; конструктивные элементы, общие для фюзеляжа, крыльев, стабилизаторов и тп