легкий многоцелевой самолет

Формула изобретения

1. Многоцелевой самолет, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, ограниченные крылом боковые воздухозаборники, шасси, силовую установку с двумя турбореактивными двигателями, размещенные в средней части фюзеляжа, горизонтальное и однокилевое вертикальное оперение, отличающийся тем, что снабжен вспомогательной силовой установкой, обеспечивающей запуск двигателей основной силовой установки, электропитание бортового оборудования на земле и в полете, подачу сжатого воздуха в системы самолета, размещенной в хвостовой части фюзеляжа, носовая часть которого выполнена со сменным носовым отсеком, и закрепленными на соответствующих частях крыла поворотными створками, выполненными с возможностью перекрытия осевых входов соответствующих воздухозаборников и соответствующих дополнительных входов, выполненных в крыле.

2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что вспомогательная силовая установка размещена поперек продольной оси фюзеляжа.

3. Самолет по п. 1 или 2, отличающийся тем, что выхлоп вспомогательной силовой установки обращен в боковую сторону фюзеляжа.

4. Самолет по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что двигатель вспомогательной силовой установки расположен между шпангоутами фюзеляжа.

5. Самолет по любому из пп. 1-4, отличающийся тем, что включает систему воздушного запуска двигателей основных силовых установок, состоящую из трубопроводов отбора воздуха и трубопроводов подвода воздуха к воздушным стартерам двигателей.

6. Самолет по п. 5 отличающийся тем, что трубопроводы отбора воздуха интегрированы с системой кондиционирования воздуха.

7. Самолет по любому из пп. 1-6, отличающийся тем, что вспомогательная силовая установка включает газотурбинный двигатель и редуктор.

8. Самолет по любому из пп. 1-7, отличающийся тем, что створки установлены с возможностью расположения заподлицо с верхней поверхностью крыла.

9. Самолет по любому из пп. 1-8, отличающийся тем, что механизм поворота каждой створки расположен в самой створке.

10. Самолет по любому из пп. 1-9, отличающийся тем, что на фюзеляже за каждым входом расположен по крайней мере один клапан дополнительной подпитки

11. Самолет по любому из пп. 1-10, отличающийся тем, что сменные носовые отсеки выполнены со шпангоутами для восприятия нагрузки от соответствующего оборудования, размещенного в носовом отсеке.

12. Самолет по п. 11, отличающийся тем, что сменные носовые отсеки ограничены третьим шпангоутом.

13. Самолет по п. 11 или 12, отличающийся тем, что носовая часть фюзеляжа выполнена с возможностью сопряжения по своему шпангоуту со шпангоутом сменного отсека.

14. Самолет по любому из пп. 1-13, отличающийся тем, что на выдвижном закрылке крыла закреплен неподвижно дефлектор.

15. Самолет по любому из пп. 1-14, отличающийся тем, что имеет девять точек подвески полезной нагрузки - шесть подкрыльевых, две на концах консолей крыла и одна подфюзеляжная.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к компоновке самолета, повышающей его маневренные и боевые свойства, обеспечивающие автономное функционирование в отрыве от основного аэродрома, широкие возможности по применению существующего комплекса средств авиационного поражения, а также унификацию планера при выборе различных систем прицеливания и навигации, и может быть использовано при создании многоцелевых самолетов, к которым предъявляются повышенные требования по маневренным характеристикам, в том числе при создании учебно-боевых самолетов.

Наиболее близким техническим решением как по конструкции, так и по выполняемым задачам, выбранным в качестве прототипа, является маневренный учебно-тренировочный самолет ЯК-130 (см. патент РФ 2144885 от 27.01.2000).

Основным недостатком известного самолета, выбранного в качестве прототипа, является сравнительно невысокая транспортная эффективность, недостаточные летно-технические характеристики, отсутствие конструктивных элементов, необходимых для выполнения функций многоцелевого самолета, а именно:

отсутствие на крыле концевых универсальных подвесок, позволяющих крепить ракеты или контейнеры с радиоэлектронным оборудованием;

отсутствие трех вариантов сменной носовой части фюзеляжа (по третьему шпангоуту), позволяющей установить малогабаритную бортовую радиолокационную станцию или оптиколокационную лазерную систему;

отсутствие вспомогательной силовой установки, позволяющей производить автономный запуск в условиях базирования в отрыве от основного аэродрома;

отсутствие девяти узлов крепления подвесок, одна центральная, шесть крыльевых с интервалом, две концевые на консоли крыла;

отсутствие на воздухозаборнике грязезащитных подвижных створок;

отсутствие подпитывающих клапанов;

отсутствие на выдвижном закрылке крыла неподвижного дефлектора для повышения подъемной силы крыла на режимах взлета-посадки.

К техническим результатам, получаемым от использования данного изобретения, можно отнести обеспечение эффективного использования учебно-боевого самолета для выполнения полетов в различных условиях, в том числе и в условиях автономного базирования в отрыве от основного аэродрома, путем устранения вышеуказанных недостатков известного технического решения.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что самолет, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, ограниченные крылом боковые воздухозаборники, шасси, силовую установку с двумя турбореактивными двигателями, размещенными в средней части фюзеляжа, однокилевое вертикальное оперение и горизонтальное оперение, снабжен вспомогательной силовой установкой, обеспечивающей запуск основных двигателей, электропитание бортового оборудования на земле и в полете и подачу сжатого воздуха в самолетные системы, размещенной в хвостовой части фюзеляжа, носовая часть которого выполнена со сменным носовым отсеком и закрепленными на соответствующих частях крыла поворотными створками, выполненными с возможностью перекрытия осевых входов, соответствующих воздухосборников и соответствующих дополнительных входов, выполненных в крыле.

Вспомогательная силовая установка может быть расположена поперек продольной оси фюзеляжа с обращением выхлопа в боковую сторону фюзеляжа.

Двигатель вспомогательной силовой установки или она вся могут быть расположены между соответствующими шпангоутами фюзеляжа.

Для запуска двигателей основных силовых установок может быть использована система воздушного запуска, состоящая из трубопроводов отбора воздуха и трубопроводов подвода воздуха к воздушным стартерам основных двигателей.

Трубопроводы отбора воздуха могут быть интегрированы с системой кондиционирования воздуха.

Вспомогательная силовая установка включает газотурбинный двигатель и редуктор, соединенный с вспомогательными агрегатами.

Грязезащитные створки устанавливаются с возможностью расположения заподлицо с верхней поверхностью крыла. Механизм поворота створки располагается внутри створки.

Для обеспечения необходимого расхода воздуха используется, по крайней мере, один клапан дополнительной подпитки для каждой силовой установки, расположенный на фюзеляже за соответствующим входом.

Сменные носовые отсеки выполняются со шпангоутами для восприятия нагрузки от соответствующего оборудования, размещенного в носовом отсеке, каждый из которых может быть ограничен третьим шпангоутом. Носовая часть фюзеляжа выполнена с возможностью сопряжения по своему шпангоуту с шпангоутом сменного отсека.

На выдвижном закрылке крыла закреплен неподвижно дефлектор.

Самолет имеет девять точек подвески полезной нагрузки - шесть подкрыльевых, две на концах консолей и одну подфюзеляжную.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг.1 показан схематично общий вид самолета, вид в плане; на фиг.2 - расположение вспомогательной силовой установки; на фиг.3 - общий вид вспомогательной силовой установки; на фиг.4 - схематично воздухозаборник; на фиг. 5 - схема подвески полезной нагрузки; на фиг.6 - схематично сменные носовые отсеки.

Самолет содержит основную силовую установку 1, вспомогательную силовую установку 2, размещенную в хвостовой части 3 фюзеляжа поперек его продольной оси.

Вспомогательная силовая установка состоит из газотурбинного двигателя 4 с турбиной 5 и выходом 6. На валу 7 турбины 5 установлено колесо 8 центробежного компрессора. Вал 7 соединен с редуктором 8 для привода вспомогательного оборудования.

Турбина 5 и колесо 9 образуют турбокомпрессор. Корпус компрессора образует радиально-круговой входной канал 10, а наружная и внутренняя оболочки корпуса в сборе с радиальным диффузором образуют плавно расширяющийся улиткообразный ресивер 11.

На наружной оболочке корпуса предусмотрены площадки для крепления трубопроводов отбора воздуха, топливных форсунок и трубопроводов масляной системы.

Воздухозаборник двигателя самолета содержит канал 12, сверху ограниченный крылом 13. В канале 12 на крыле 13 с возможностью поворота на оси 14 закреплена створка 15. На фюзеляже 13 выполнены клапаны 16 подпитки двигателя.

Самолет предполагает использование нескольких съемных носовых отсеков 17 носовой части 18 фюзеляжа, несущей кабину 19 экипажа.

Самолет представляет собой моноплан классической схемы со среднерасположенным стреловидным крылом, двухместной кабиной, с тандемным расположением пилотских кресел, оснащенный двумя ТРДД.

Фонарь кабины обеспечивает необходимый обзор на всех режимах полета и при рулении и защиту экипажа от внешних воздействий. Он состоит из беспереплетного козырька и открывающейся вправо на трех петлях общей для обоих пилотов откидной части.

Козырек фонаря из силикатного триплекса, с электрическим обогревом для предотвращения обледенения, обеспечивает безопасность пилотов при столкновении с птицей.

Крыло самолета состоит из двух отъемных консолей, стыкующихся с фюзеляжем.

На концах консолей крыла установлены несъемные балки для спецподвесок. Кроме того, на каждой консоли имеются узлы для установки трех съемных пилонов для спецподвесок. На корневом пилоне обеспечивается подвеска топливных баков.

В концевых частях каждой консоли установлены элероны и приводы управления элеронами.

Механизация крыла состоит из выдвижных закрылков с неподвижным дефлектором и установленных по всему размаху отклоняемых носков.

Входное устройство каждого двигателя состоит из дозвукового воздухозаборника со скошенной передней кромкой, расположенного на боковой поверхности фюзеляжа под наплывом крыла и обеспечивающего устойчивую работу силовой установки на всех режимах полета, в том числе на больших углах атаки.

Конструкция воздухозаборника обеспечивает слив пограничного слоя с поверхности фюзеляжа.

В верхней части канала воздухозаборника расположены клапаны 16 дополнительной подпитки, являющиеся одновременно противопомпажными створками.

Для защиты двигателя от попадания посторонних предметов воздухозаборники оснащены защитными створками.

При работе двигателя на земле, рулежках, взлете и посадке створки перекрывают воздухозаборники и открывают доступ воздуха в каналы через верхние окна в наплывах.

Аэродинамическая схема, параметры силовой установки и систем самолета позволяют выполнять полеты практически на всех режимах, свойственных современным и перспективным боевым самолетам.

Развитые наплывы перед крылом и компоновка воздухозаборников обеспечивают возможность устойчивого управляемого полета на углах атаки до 40^o.

Большая тяговооруженность обеспечивает самолету высокие установившиеся маневренные перегрузки, взлетные характеристики и скороподъемность.

Девять точек подвески (шесть подкрыльевых, две на концах консолей крыла и одна подфюзеляжная) позволяют самолету нести до 3000 кг полезной нагрузки (оружие, подвесные топливные баки, контейнеры с системами наведения оружия, разведывательной аппаратурой, средствами радиоэлектронного и ИК противодействия).

Закрывающиеся при движении по земле створками 15 воздухозаборники двигателей, шасси с грязезащитным щитком на носовом колесе, рассчитанное на грунтовые ВПП и высокие взлетно-посадочные характеристики, обеспечивают возможность эксплуатации самолета с небольших неподготовленных аэродромов.

Фюзеляж, выполненный со сменным носовым отсеком (по третьему шпангоуту), позволяет устанавливать малогабаритную бортовую радиолокационную станцию или оптиколокационную лазерную систему.

Вспомогательная силовая установка позволяет производить автономный запуск в условиях базирования в отрыве от основного аэродрома.

Самолет оснащен электродистанционной комплексной системой управления, выполняющей функции системы автоматического управления и активной системы безопасности полета и позволяющей, в учебных целях, изменять характеристики устойчивости и управляемости в зависимости от типа имитируемого самолета.

Комплекс бортового оборудования самолета обеспечивает:

автоматическое определение пилотажно-навигационных параметров, необходимых для управления самолетом в автоматическом, директорном и ручном режимах на всех этапах полета, в том числе при выполнении маловысотного полета и комплексов фигур высшего пилотажа, в любое время суток, в простых и сложных метеоусловиях (посадку при метеоминимуме 2 категории);

измерение, вычисление и индикацию экипажу параметров режимов боевого применения, управление оружием;

автоматизированный контроль состояния оборудования и систем самолета на всех этапах технического обслуживания с глубиной до сменного блока;

применение боевых режимов и их имитацию.

Простота конструкции, высокая надежность планера, силовой установки и самолетных систем, большой ресурс и полная автономность самолета, а также высокая эксплуатационная технологичность в сочетании с низкой стоимостью жизненного цикла и высокими летно-техническими характеристиками дают возможность эффективно решать поставленные задачи и проводить высококачественную подготовку летного состава в короткие сроки.