самолет

Формула изобретения

1. Самолет, содержащий стреловидное крыло, состоящее из нижнего крыла с прямой стреловидностью и верхней пары крыльев, прикрепленных к законцовкам нижнего крыла и соединенных вместе выше кабины экипажа с образованием замкнутого контура в виде треугольника при виде спереди, а также систему управления, шасси, двигатели, топливные баки и грузовой отсек, отличающийся тем, что самолет выполнен по типу "летающее крыло" с большой строительной высотой и снабжен пилоном, соединяющим верхнюю пару крыльев, выполненных с прямой стреловидностью, с нижним крылом около суммарного центра давления или в нем.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что место соединения верхней пары крыльев с пилоном закрыто обтекателем.

3. Самолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что двигатели установлены в пилоне и/или на пилоне.

4. Самолет по любому из пп.1 - 3, отличающийся тем, что в пилоне и/или а обтекателе размещены основные и/или дополнительные топливные баки.

5. Самолет по любому из пп.1 - 3, отличающийся тем, что конструкция нижнего крыла включает в себя два разнесенных силовых контура в виде труб большого диаметра.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к самолетам типа "летающее крыло" и может быть применено при изготовлении транспортных самолетов для перевозки тяжелых крупногабаритных грузов на дальние расстояния.

Известен транспортный летательный аппарат, содержащий корпус-крыло в виде диска, вертикальное и горизонтальное оперение, систему управления, шасси, кабину экипажа, двигатели, установленные на верхней поверхности корпуса-крыла равномерно по его размаху [1].

Профиль корпуса-крыла выполнен квазисуперкритическим. Грузовой отсек может быть выполнен одно- или двухпалубным, и его объема достаточно для перевозки крупногабаритных грузов.

Недостатком этой конструкции является недостаточная подъемная сила крыла из-за малого удлинения, то есть грузоподъемность самолета снижена.

Известен самолет, в котором имеются двигатели, размещенные на фюзеляже, сочлененное пилонами трапециальное крыло, причем нижнее крыло имеет прямую стреловидность, а верхнее - обратную; корневые части верхнего крыла соединены на киле, размещенном в хвостовой части фюзеляжа [2].

Недостатком этого самолета является небольшой грузовой отсек, не позволяющий транспортировать крупногабаритные грузы, увеличенный крутящий момент на крыльях из-за выноса на пилонах законцовок верхнего заднего крыла и аэродинамическое затенение верхнего заднего крыла на углах атаки.

Наиболее близким техническим решением к предлагаемому изобретению, его прототипом, является конструкция самолета, содержащая фюзеляж, двигатели, стреловидное крыло, состоящее из нижнего крыла с прямой стреловидностью и верхней пары крыльев, прикрепленных к законцовкам нижнего крыла. Верхние крылья направлены к оси симметрии самолета от вышеуказанных законцовок вверх под углом к плоскости нижнего крыла и соединены вместе выше кабины экипажа, образуя замкнутый контур в виде треугольника при виде спереди [3].

Недостатками прототипа являются:

- небольшая подъемная сила крыла из-за того, что верхние крылья не участвуют в создании подъемной силы вследствие большого удаления верхнего крыла от центра тяжести самолета;

- малый объем грузового отсека, что не позволяет транспортировать крупногабаритные грузы;

- малый объем топливных баков, приводящий к малой дальности полета;

- невысокая устойчивость и управляемость полета из-за аэродинамического затенения верхнего крыла на больших углах атаки (при посадке);

- невысокая жесткость крыла, так как возникает крутящий момент на нижнем крыле из-за положительной или отрицательной подъемной силы верхнего крыла.

Задачей, на решение которой направлено изобретение, является устранение указанных недостатков, то есть создание самолета с увеличенной грузоподъемностью, способного транспортировать крупногабаритные грузы на дальние расстояния при улучшенной устойчивости и управляемости самолета.

В результате решения этой задачи достигаются такие технические результаты, как:

- увеличение подъемной силы крыла за счет смещения верхнего крыла ближе к центру тяжести;

- улучшение устойчивости и управляемости самолета благодаря исключению аэродинамического затенения верхнего крыла на больших углах атаки (при посадке);

- повышение жесткости конструкции крыла за счет исключения крутящего момента на нижнем крыле, возникающего вследствие положительной или отрицательной подъемной силы верхнего крыла, и за счет введения жесткой связи верхних крыльев с нижним крылом;

- увеличение грузового отсека, приводящее к повышению грузовместимости самолета;

- увеличение объема топливных баков, повышающее дальность полета.

Технические результаты изобретения достигаются тем, что самолет, содержащий стреловидное крыло, состоящее из нижнего крыла с прямой стреловидностью и верхней пары крыльев, прикрепленных к законцовкам нижнего крыла и соединенных вместе выше кабины экипажа с образованием замкнутого контура в виде треугольника при виде спереди, а также систему управления, шасси, двигатели, топливные баки и грузовой отсек, отличающийся тем, что самолет выполнен по типу "летающее крыло" с большой строительной высотой и снабжен пилоном, соединяющим верхнюю пару крыльев, выполненных с прямой стреловидностью, с нижним крылом около суммарного центра давления или в нем.

В самолете место соединения верхней пары крыльев с пилоном может быть закрыто обтекателем.

В самолете двигатели могут быть установлены в пилоне и/или на пилоне.

В самолете в пилоне и/или в обтекателе могут быть размещены основные и/или дополнительные топливные баки.

В самолете конструкция нижнего крыла может включать в себя два разнесенных силовых контура в виде труб большого диаметра.

Отличительные существенные признаки "самолет выполнен по типу "летающее крыло" с большой строительной высотой" обеспечат получение такого технического результата, как увеличение объема грузового отсека.

Существенные признаки "снабжен пилоном, соединяющим верхнюю пару крыльев, выполненных с прямой стреловидностью, с нижним крылом около суммарного центра давления" обеспечат смещение центра давления верхних крыльев из зоны затенения ближе к центру тяжести самолета и, тем самым, повышение подъемной силы планера.

Этот же признак - прямая стреловидность верхних крыльев - исключает аэродинамическое затенение на больших углах атаки (при посадке), обеспечивая улучшение устойчивости и управляемости самолета.

Признаки: "самолет выполнен по типу "летающее крыло" с большой строительной высотой" и "конструкция нижнего крыла включает в себя два разнесенных силовых контура в виде труб большого диаметра" - все они обеспечивают получение такого технического результата, как повышение объема грузового отсека и, следовательно, грузовместимости самолета.

Введение отличительного существенного признака - жесткой связи между верхней парой крыльев с нижним крылом в виде пилона в совокупности с известным существенным признаком "замкнутый контур крыльев в виде треугольника при виде спереди" даст такой технический результат, как уменьшение крутящего момента на нижнем крыле от подъемной силы верхних крыльев и вследствие этого повышение жесткости конструкции крыла, и, следовательно, уменьшение относительной массы крыла.

Признак "место соединения верхней пары крыльев с пилоном может быть закрыто обтекателем" работает на достижение такого технического результата, как улучшение аэродинамических характеристик самолета.

За счет отличительного признака "двигатели могут быть установлены в пилоне и/или на пилоне" достигается получение такого технического результата, как упрощение размещения топливной системы и, тем самым, снижение ее веса и, следовательно, веса конструкции самолета.

При установке двигателей на пилоне над верхней поверхностью крыла улучшается аэродинамическое качество крыла, увеличивается подъемная сила за счет обдува газами от двигателей.

Такой отличительный признак, как "в пилоне и/или обтекателе могут быть размещены дополнительные топливные баки" работает на достижение такого результата, как увеличение объема топливных баков и, тем самым, увеличение дальности полета.

За счет признака "в пилоне и/или обтекателе могут быть размещены основные баки" достигается снижение веса планера из-за уменьшения веса перекачивающих агрегатов топливной системы.

А за счет признака "в пилоне и/или обтекателе могут быть размещены основные и дополнительные баки" достигается увеличение объема топливных баков без увеличения веса планера.

На чертежах представлен самолет новой конструкции.

На фиг. 1 схематично изображен самолет типа "летающее крыло", вид сбоку;

на фиг. 2 - тоже, вид сверху;

на фиг. 3 - то же, вид спереди;

на фиг. 4 - разрез А-А на фиг. 1.

Самолет типа "летающее крыло" имеет стреловидное крыло, состоящее из нижнего крыла 1 с большой строительной высотой и с прямой стреловидностью, а также двух верхних крыльев 2, размещенного в нижнем крыле 1 грузового отсека 3 кабины 4 экипажа, двигателей 5, шасси 6, топливных баков 7.

Верхние крылья 2 прикреплены к законцовкам 8 нижнего крыла 1 симметрично относительно оси 9 симметрии самолета и направлены вверх под острым углом к плоскости нижнего крыла с образованием замкнутого контура в виде треугольника при виде спереди (фиг. 3). Верхние крылья 2 соединены вместе выше кабины 4 экипажа и имеют прямую стреловидность, как крыло 1.

С нижним крылом 1 крылья 2 соединены пилоном 10, который жестко прикреплен к верхней поверхности нижнего крыла 1 около суммарного центра давления крыльев 1 и 2 или в нем (центр не обозначен). Место соединения верхних крыльев 2 с пилоном 10 закрыто обтекателем 11 для обеспечения требуемых аэродинамических характеристик самолета. Двигатели 5 могут быть установлены в пилоне 10 и/или на пилоне 10.

На фиг. 3 - вариант симметричного размещения двигателей 5 относительно оси 9 на пилоне 10. В пилоне 10 и/или обтекателе 11 размещаются основные и/или дополнительные топливные баки 7.

На фиг. 4 - вариант размещения дополнительных топливных баков в пилоне 10 и в обтекателе 11.

Конструкция нижнего крыла может включать в себя два разнесенных силовых контура 12 в виде двух труб большого диаметра. Грузовой отсек 3, увеличенный за счет большой строительной высоты нижнего крыла 1, имеет широкий грузовой люк - трап 13 для загрузки-выгрузки крупногабаритных грузов.

На нижнем крыле 1 управляющие поверхности 14 выполнены в виде элеронов, а на верхних крыльях 2 управляющие поверхности 15 - в виде закрылков, рулей направления и элеронов.

Самолет работает следующим образом. При включении двигателей 5 происходит разбег, набегающий поток воздуха создает при обтекании нижних и верхнего крыльев подъемную силу на крыльях 1 и 2 и происходит взлет самолета, причем зона затенения образуется нижним крылом (турбулентный поток), а двигатели 5 обдувают газами верхнюю поверхность нижнего крыла 1. Вследствие этого создается дополнительная подъемная сила крыла 1. Верхнее крыло 2 находится в невозмущенном потоке, так как двигатели 5 струей отходящих газов относят возмущенный поток с крыла 1 за зону действия крыла 2. Управляющие поверхности 14, 15 в полете находятся вне турбулентной зоны и поэтому работают более эффективно.

Жесткое соединение пилона 10 с крыльями 1 и 2, образующее треугольник при виде спереди, обеспечивает жесткую конструкцию крыла, что позволит уменьшить вес планера. Обтекатель 11 в полете за счет профиля своей поверхности обеспечивает необходимые аэродинамические характеристики самолета.

Размещение дополнительных топливных баков 7 в пилоне 10 и обтекателе 11, находящихся вблизи суммарного центра давления, позволит уменьшить количество перекачиваемых агрегатов, уменьшить длину трубопровода и, тем самым, снизить относительный вес топливной системы, увеличив при этом дальность полета.

В силовых контурах 12 можно размещать пассажиров, грузы, топливные баки, и это повысит грузовместимость самолета, даст возможность перевозки крупногабаритных грузов, может увеличить дальность полета.

Причем это возможно без увеличения веса планера, ибо повышение подъемной силы крыла, жесткости его конструкции, снижение относительного веса топливной системы, благодаря расположению топливных баков вблизи оси симметрии самолета - все перечисленные результаты, достигаемые в новой конструкции самолета, могут снизить вес самолета.

Источники информации

1. Ав. св. СССР N 835023, МКИ⁵ B 64 C 39/06, опубл. 23.06.92 г., Бюл. N 23.

2. Патент США N 4365773, кл. 244-45R; 244-199; 244-123; М.кл.³ B 64 C 39/08, B 64 C 3/00, опубл. 28.12.1982 г.

3. Патент США N 3981460, кл. 244-13; 244-45R, М.кл.² B 64 C 3/06, опубл. 21.09.1976 г.