безаварийный высокодоходный транспортный самолет кан 21 "троица" (варианты)

Формула изобретения

1. Транспортный самолет, содержащий фюзеляж для размещения коммерческой нагрузки, подъемно-несущую аэродинамическую систему, аэродинамическую систему управления в полете, энергетическую движущую установку, опорное колесное шасси, отличающийся тем, что фюзеляж в плане представляет крыло малого удлинения, поперечное сечение фюзеляжа ограничено двумя сопрягающимися дугами, верхней крутой дугой и нижней пологой дугой, последняя является силовым полом, а подъемно-несущая аэродинамическая система имеет или монокрыло, или решетчато-щелевую систему, или их комбинацию.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что грузовая и пассажирская секции фюзеляжа имеют сквозную систему загрузки через носовой и хвостовой трапы, а в центре предусмотрен люк для быстрого десанта в воздухе.

3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что аэродинамическая система имеет привод решетчато-щелевой системы по углу атаки, на концах несущего крыла или на боковых соединительных стойках решетчато-щелевой системы имеет аэродинамические щитки с механическим приводом для поворота самолета вокруг вертикальной оси, а для управления по высоте применены носовое и хвостовое крылья с элементами решетчато-щелевой системы, в частности цельноповоротные.

4. Самолет по любому пп.1-3, отличающийся тем, что колесное шасси выполнено как парное четырех или более колесное шасси с возможностью не убирать колеса в полете, а закрывать их створками, тормозное устройство колес представляет дисковые тормоза, установленные с возможностью торможения по протектору колеса, колеса имеют подвеску с возможностью их свободной раскрутки при соприкосновении с посадочной полосой.

5. Самолет по любому пп.1-3, отличающийся тем, что в энергетической движущей установке предусмотрен торово-роторный двигатель или турбореактивный двигатель, предусмотрено расположение винтовых или турбореактивных двигателей с возможностью обдувать потоком их воздуха или газов рабочие элементы решетчато-щелевой системы, предусмотрено устанавливать двигатели по бокам фюзеляжа в носовой и/или хвостовой его части с возможностью поворота по углу атаки или по углу рысканья.

6. Транспортный самолет, содержащий фюзеляж для размещения коммерческой нагрузки, подъемно-несущую аэродинамическую систему, аэродинамическую систему управления в полете, энергетическую движущую установку, опорное колесное шасси, отличающийся тем, что фюзеляж в плане представляет крыло малого удлинения, поперечное сечение фюзеляжа ограничено двумя сопрягающимися дугами, верхней крутой дугой и нижней пологой дугой, последняя является силовым полом, а подъемно-несущая аэродинамическая система имеет или монокрыло, или решетчато-щелевую систему, или их комбинацию, при этом фюзеляж изготовлен с возможностью компоновать рядом две и более грузовых секций и/или пассажирских секций в однопалубный или двухпалубный блок, секции смонтированы на едином нижнем силовом общем полу или на составном полу.

Описание изобретения к патенту

1. Область техники, к которой относится изобретение.

Изобретение относится к производству самолетов транспортной авиации и охватывает все классы грузопассажирских самолетов от самых маленьких одно- и двухместных до самых больших - 1.000 и более пассажиров, это относится и к грузам.

2. Уровень существующей техники.

При создании современных транспортных грузовых, пассажирских и грузопассажирских самолетов используют классический набор основных компонентов:

- сигарообразный фюзеляж для размещения коммерческой нагрузки,

- подъемно-несущее монокрыло для подъема и переноса коммерческой нагрузки по воздуху,

- энергетическая установка, которая вырабатывает энергию для переноса по воздуху коммерческой нагрузки из пункта отправления в пункт назначения,

- трехопорное колесное шасси для перемещения по земле и приземления.

Эта классическая схема работает уже 70 лет. Сами компоненты и их компоновка постоянно совершенствуются, но сохраняют основные очертания и возможности. Последние десятилетия изобретательская мысль уже не вносит в эту схему такие новые технические решения, которые могли бы существенно улучшить аэродинамические, энергетические и эксплуатационные характеристики транспортного самолета.

В разработке нового транспортного самолета уже 30 лет царит качественный застой. Это произошло во всем авиационном мире.

Ситуация в авиационной промышленности России катастрофически осложнилась двадцатилетним кризисом власти и общим развалом экономики страны. Большим напряжением за 25-30 лет авиапром сможет приблизить общее качество наших самолетов к самолетам Западной Европы и США, но только-то. Опередить их и стать лидером самолетостроения можно только если сделать радикальный технический и качественный прорыв во всех основных компонентах самолета.

Активное развитие грузовых и пассажирских потоков авиационного транспорта настойчиво требует разработать принципиально новый тип самолета, который сможет легко и просто решить потребности первой и второй половины 21 века.

Основные позиции требований к новой разработке:

- в разы увеличить грузо- и пассажировместимость самолета, не выходя за разумно ограниченные габариты самолета,

- улучшить условия комфорта и повысить надежность,

- внедрить новые достижения в аэродинамике и в энерговооружении самолета. Именно с этих позиций 26 лет назад, в 1980 году, в России, в Калуге разработан и предложен принципиально новый самолет. Безаварийный, высокодоходный транспортный самолет КАН 21 предназначен объединить в себе серию передовых изобретений базовых блоков самолета: фюзеляж, крыло, двигатель и шасси, предназначен вывести самолет на существенно лучшие показатели летно-технических характеристик, предназначен последовательно заменить все транспортные самолеты, разрабатываемые по канонам 20 века.

Корыстные амбиции научного Руководителя ЦАГИ им. Н.Е.Жуковского уже на 20 лет задержали работы по этому самолету. 15 лет Генеральные конструкторы Авиапрома, наступая на свои интересы, на интересы Страны, покорно исполняют указание из ЦАГИ - не брать в работу самолет с р-щ. крылом. 15 лет они продолжают реанимировать давно устаревшую схему самолета, заимствуя некоторые элементы знакомого им КАН 21.

Аналоги.

1. Корпус самолета - фюзеляж.

Классическое поперечное сечение фюзеляжа - правильный круг, так как при высоком полете оболочка фюзеляжа воспринимает распирающее усилие от разности давлений внутри салона и снаружи. Однако круг, решая важную задачу прочности, не обеспечивает хорошую заполняемость внутреннего объема и остается безучастным к подъемной силе самолета. В аэродинамике самолета фюзеляж всего лишь вредное сопротивление. Отсюда задача новых разработок - увеличить заполняемость внутреннего объема фюзеляжа и придать ему подъемно-несущие свойства.

Возможные варианты поперечных сечений фюзеляжа показаны в книге [1] «Проектирование самолетов» под редакцией С.М.Егера. М.: Машиностроение, 1983 г., с.125 и рис.15.14 c.417.

Ближайшим аналогом может быть поперечное сечение фюзеляжа самолета Ан-24, рис.15.6, с.409.

Недостаток. Авторы решали вопрос «обжатия» сечения вокруг полезного объема фюзеляжа и нижнюю дугу приблизили к силовому полу, но не объединили их. Авторы решали частный случай своего самолета.

Отличительный признак. Заявляемый фюзеляж решает задачу полномасштабно. По форме в плане он представляет прямоугольное крыло самолетного профиля, малого удлинения - грузовое крыло. Носовая, салонная и хвостовая части грузового крыла в поперечном сечении ограничены двумя дугами: одна нижняя, пологая и по всей хорде постоянная - это силовой пол, вторая верхняя, крутая, переменная от носа к хвосту - оболочка. В конструкции предусмотрена сквозная двухсторонняя загрузка через носовой и хвостовой трапы. Для перехода в больший класс по вместимости заложена возможность компоновать несколько секций рядом в многосекционное грузовое крыло с единым силовым полом. Заложены аэродинамические подъемно-несущие свойства грузового крыла - фюзеляжа.

2. Подъемно-несущая система - крыло.

Основная задача новых разработок крыла - это при одинаковом с современным монокрылом размахе крыла новой системой получить больше подъемной силы, лучшего аэрокачества.

Ближайшим заявленным аналогом можно считать патент RU 2148534 С1, класс В64С 1/00, 39/02.

Недостаток. Авторы соответственно расположили в пространстве два монокрыла. Они получат положительный результат, но не лучший.

Отличительный признак. Заявляемая подъемно-несущая система в комбинации с монокрылом использует решетчато-щелевое (р-щ.) крыло. Возможны разные варианты компоновки. Патент RU 2281225 С2, класс В64С 21/02, 2006 год. На сегодня р-щ. система - это самая эффективная аэродинамическая система по подъемной силе, по аэродинамическому качеству, по безаварийности полета, эта система будет иметь самую большую предзвуковую скорость полета.

Механизация крыла. Для механизации крыла на современных самолетах применяются щелевые закрылки [1 Рис.14.20, с.395].

Недостаток. Большое понижение аэродинамического качества, большая металлоемкость конструкции и сложность изготовления.

Отличительный признак. Заявляемое монокрыло с р-щ. закрылками сможет работать на всех режимах: взлет, полет, посадка с лучшими аэродинамическими показателями. При этом конструкция будет проще, легче и меньше нагружена.

3. Аэродинамические системы управления самолетом в полете.

Поворот самолета вокруг вертикальной оси. Традиционно это руль поворота на вертикальном киле самолета.

Недостаток. Давление встречного воздушного потока на отклоненный руль создает большой крутящий момент на фюзеляж, требует усиление киля и фюзеляжа.

Отличительный признак. Для того чтобы повернуть самолет в полете вокруг вертикальной оси целесообразно придержать одно крыло в зоне его окончания.

Аналог. Тормозные щитки [2] «Конструкция самолетов» А.Н.Глагольев и др. М.: Машиностроение, 1975 г., рис.6.76, стр.174.

Недостаток. Тормозные щитки ставятся на хорде выше элерона, они предназначены тормозить поток и уменьшать подъемную силу при посадке.

Отличительный признак. Заявляемые тормозные щитки расположены у задней кромки крайних соединительных стоек или окончания крыла, эффектно тормозят крыло, не нарушают подъемную силу, не изгибают киль и не крутят фюзеляж.

Поворот самолета по углу атаки.

На транспортных самолетах применяется задний горизонтальный стабилизатор с рулем высоты.

Недостаток. Для направления носа самолета вверх руль высоты должен создать отрицательную подъемную силу. При разбеге, перед отрывом это дополнительно нагружает шасси и уменьшает общую подъемную силу.

Отличительный признак. Заявляемое совмещение на одном самолете переднего и заднего стабилизаторов с р-щ. рулями высоты позволяет управлять высотой только дополнительной положительной подъемной силой, передний поднимает нос, задний поднимает хвост.

4. Энергетическая движущая установка.

Предлагаемые классы и варианты самолетов КАН 21 могут использовать все современные виды авиационных двигателей - поршневые, турбовинтовые, турбореактивные.

Недостаток современных двигателей. Поршневые двигатели громоздки и тяжелы, турбовинтовые имеют большой расход топлива, трудоемки в изготовлении и дороги.

Отличительный признак. На самолет предлагается установить торово-роторный двигатель винта, ТРДВ. Заявка №2006112737 от 18.04.2006 г. Он будет компактнее, легче, экономичнее и мощнее всех поршневых и турбовинтовых двигателей. Прямоугольный нос и хвост грузового крыла позволили установить парные поворотные тянущие и толкающие ТРДВ. Поворот тянущего помогает разбегу и взлету, поворотный толкающий помогает развороту. Плоскость вращения винтов вынесена за габариты самолета.

5. Шасси. Все современные транспортные самолеты имеют традиционное трехопорное колесное шасси, у которого основные несущие опоры расположены под центром тяжести самолета. Схемы шасси приведены в [1] рис.19.1, с.518.

Недостаток. Получается, что вся весовая нагрузка самолета сосредоточена в одной зоне корпуса и давит на одну зону стояночной площадки. Это требует усиливать фюзеляж и покрытие аэродромов. Для взлета и посадки нужны относительно высокие стойки шасси, их необходимо убирать на время полета [1] Рис.19.12, с.537.

Отличительный признак. Заявляемое четырехопорное колесное шасси автомобильного типа в два раза уменьшает напряжения в конструкции фюзеляжа, рассредоточивает давление на покрытие аэродрома, позволяет не убирать шасси в тело фюзеляжа на время полета.

6. Колесные тормоза. Классически тормозная система располагается в дисковой зоне колеса и сильным фрикционным прижатием удерживает его поворот [2] Рис.11.24; 11.26; 11.27, с.306.

Недостаток. Тормозное усилие приложено на относительно малом радиусе действия от оси вращения колеса, поэтому усилие должно быть большим. Это приводит к перегреву, к повышенному износу, снижает надежность и срок службы механизма и колеса.

Отличительный признак. Предлагаемый механизм торможения вынесен на периферийный протектор колеса, меньшим усилием дает более эффектное торможение, повышается надежность и срок службы.

3. Раскрытие изобретения.

1. Технический результат и экономический эффект, на достижение которых направлено изобретение.

Предлагаемое изобретение предназначено открыть новую эру в проектировании, производстве и эксплуатации транспортных самолетов гражданской и военной авиации.

Технический результат, на достижение которого направлено заявляемое изобретение, составляют несколько позиций.

1. Создать самолет с безаварийной аэродинамикой полета.

2. В новом фюзеляже исключить или значительно уменьшить бесполезные объемы при одинаковой полезной нагрузке, существенно уменьшить его высоту и длину, определяющие габариты самолета.

3. Придать фюзеляжу аэродинамические подъемно-несущие свойства.

4. Уменьшить снос самолета от действия бокового ветра на фюзеляж, использовать боковой ветер для создания фюзеляжем дополнительной подъемной силы.

5. Существенно улучшить условия заполнения и освобождения грузового и пассажирского салона на земле и в воздухе.

6. Создать принципиальную схему, по которой можно строить самолеты разумно большой вместимостью по весу или по объему, в пределах разрешенных габаритов.

7. Новой подъемно-несущей системой получить существенно большую подъемную силу и лучшее аэрокачество в сравнении с современными системами.

8. Обеспечить самолету существенно большее аэродинамическое качество взлета и крейсерского полета, обеспечить укороченный разбег при взлете.

9. Увеличить крейсерскую предзвуковую скорость полета самолета.

10. Применить высоконадежную, экономичную энергетическую движущую установку, движитель.

11. Создать простое, надежное, безаварийное посадочное шасси.

12. Улучшить эксплуатационные характеристики самолета.

13. Конструктивно заложить высокую технологичность и низкую стоимость изготовления предлагаемых компонентов самолета.

2. Существенные признаки. Признаки, обеспечивающие достижение технического результата.

Заявляемый технический результат можно достичь, если в новом самолете реализовать радикально лучшие новые грузопассажирский и грузовой фюзеляж, аэродинамическую подъемно-несущую систему, аэродинамическую систему управления в полете, энергетическую движущую установку и шасси. Именно так спроектированы все базовые агрегаты заявляемого самолета.

1. Фюзеляж в плане представляет крыло малого удлинения, поперечное сечение фюзеляжа ограничено двумя сопрягающимися дугами, верхняя крутая дуга - оболочка и нижняя пологая дуга, нижняя дуга является силовым полом. Грузовая и пассажирская секции фюзеляжа имеют сквозную систему загрузки, через носовой и хвостовой трапы, предусмотрен люк в центре, для быстрого десанта в воздухе. Фюзеляж изготовлен с возможностью компоновать рядом две и более грузовых и (или) пассажирских секции в один однопалубный или двухпалубный блок, секции смонтированы на едином общем силовом полу или на составном полу.

2. Подъемно-несущая аэродинамическая система имеет или монокрыло, или решетчато-щелевую систему, или комбинацию из них.

3. Аэродинамическая система управления имеет привод решетчато-щелевой системы по углу атаки, на концах несущего крыла или на боковых соединительных стойках решетчато-щелевой системы имеет аэродинамические щитки с механическим приводом, для поворота самолета вокруг вертикальной оси, для управления по высоте имеет носовое и хвостовое крылья с элементами р-щ. системы, возможны цельно-поворотные.

4. Энергетическая движущая установка представляет собою торово-роторный двигатель винта (ТРДВ), возможно применять турбореактивный двигатель (ТРД). Предусмотрено расположение ТРДВ и ТРД с возможностью обдувать воздухом или газом рабочие элементы решетчато-щелевой системы, для увеличения подъемной силы. Предусмотрено устанавливать двигатели по бокам фюзеляжа в носовой и (или) хвостовой его части с возможностью поворота по углу атаки, или по углу рысканья.

5. Колесное шасси автомобильного типа выполнено как парное четырех или более опорное шасси с возможностью не убирать колеса в полете, а закрывать их створками. Тормозное устройство колес представляет дисковые тормоза, установленные с возможностью торможения по протектору колеса. Колеса имеют подвеску с возможностью их свободной раскрутки при соприкосновении с посадочной полосой.

Перечисленные существенные признаки реализуют все пункты технического результата.

4. Краткое описание чертежей.

Предлагаемые варианты самолета и его основные компоненты иллюстрируются чертежами, представленными на фиг.1-26.

На фиг.1 в изометрической проекции изображен региональный самолет КАН 21-3 «Троица».

На фиг.2 (М 1:150) показано, что КАН 21-3 осознанно повторяет габариты самолета Як-40. Это сделано с целью показать достоинства нового грузового крыла и решетчато-щелевой (р-щ.) системы. Дополнительное аэродинамическое сопротивление компенсирует четвертый двигатель АИ-25, фиг.1.

На фиг.3 показано поперечное сечение плоского фюзеляжа, проект Гурьянова С.М., самолет ГП-60 «Перун».

На фиг.4 показана серия грузового крыла одной высоты и разной ширины. В зависимости от назначения.

На фиг.5 показана серия грузового крыла одной ширины и разной высоты. R - радиус силового пола. R1 - понижение оболочки к носовой и хвостовой части грузового крыла. R2 - оболочка пассажирского варианта. R3 - оболочка грузового варианта. Р4 - оболочка салона для высокой техники. 1 - силовой пол. 2 - оболочка салона. 3 - сопряжение.

На фиг.6-14 раскрыты конструктивные особенности базового регионального самолета КАН-21-3 «Троица». Фиг.6, 7, 8 М 1:150.

Основные блоки и детали фигур.

Фиг.7. 1 - грузовое крыло. 2 - монокрыло. 3 - р-щ. крыло. 4 - р-щ. система пикирования. 5 - р-щ. система кабрирования. 6 - р-щ. закрылки взлета, посадки и крена.

Фиг.9. 1 - пол салона. 2.1 и 2.2 - оболочка салона. 3 - сопряжение. 4 - салон грузопассажирский. 5 - дополнительный объем для шасси, груза и дополнительного топлива.

На фиг.10 изображен механизм поворота самолета вокруг вертикальной оси. 1 - привод. 2 - щиток.

На фиг.11 и 12 изображен механизм поворота планов р-щ. системы на углы атаки заданного режима движения самолета. 1 - стойка соединительная. 2 - план р-щ. системы. 3 - привод. 4 - вал ведущий. 5 - шестерня ведущая. 6 - шестерня-гайка ведомая. 7 - винт угла атаки. 8 - серьга. 9 - опора. 10 - петля.

На фиг.13 показана схема двухсторонней сквозной загрузки и выгрузки по носовому и хвостовому трапам. Показан момент взлета или приземления на шасси автомобильного типа.

На фиг.13, 14 изображено четырехопорное шасси автомобильного типа и новый принцип торможения. Амортизатор не показан. 1 - силовой пол салона. 2 - колесо. 3 - рессора. 4 - рычаг тормоза. 5 - тормоз фрикционный многодисковый. 6 - привод тормоза. 7 - щиток. 8, 9 - шторка. 10 - зазор раскрутки колеса.

На фиг.15, 16, 17, 18 изображен межконтинентальный самолет КАН 21-4 «Русь». Фиг.15, 16 М 1:300. Фиг.17 М 1:85.

На фиг.19 изображен салон «Трио». М 1:100.

На фиг.20 изображен салон «Квартет» двухпалубного трансатлантического самолета КАН 21-5. М 1:125, а - на едином силовом полу, б - на составном полу.

На фиг.21 показано соединение р-щ. системы с монокрылом большого самолета. На фиг.22 показана р-щ. система с дополнительной подъемной силой от газов ТРД при взлете, в полете и при посадке.

На фиг.23, 24, 25, М 1:100, показан самолет местных линий КАН 21-2 «Воздушный автобус». 1 - оболочка салона рейсового самолета, 2 - салон-офис, кабинет, комната отдыха.

На фиг.26 раскрыта конструкция и технология получения планов р-щ. системы разного размера и нагружения, соответственно разной технологии изготовления.

а. Крыло малой хорды, В <500 мм, цельнопрессованное.

б. Крыло большой хорды, В >500 мм, составное из трех однородных частей.

в. Крыло тяжело нагруженное, составное.

г. Крыло тяжело нагруженное, составное, с лонжеронами из более прочного материала.

1 - носовая часть. 2 - центральная часть. 2.1 - ц.ч. нижняя, 2.2 - ц.ч. верхняя. 3 - хвостовая часть. 4, 5 - лонжерон.

5. Осуществление изобретения.

Заявляемый безаварийный высокодоходный транспортный самолет включает в себя несколько базовых конструкторских решений.

1. Грузопассажирское (грузовое) крыло.

2. Подъемно-несущая решетчато-щелевая система и ее комбинирование с моносистемой.

3. Торово-роторный двигатель винта (ТРДВ).

4. Четырехопорное, в своей основе, колесное шасси автомобильного типа.

1. Главная задача грузопассажирского салона - обеспечить оптимальный комфорт пассажирам и удобное размещение груза. Фюзеляж является важным силовым и самым объемным элементом конструкции самолета. Естественно возникает стремление расширить его функции и оптимизировать конструкцию.

Самый оптимальный вариант заполнения пассажирского салона, это два продольных ряда по три кресла в ряду и проход между ними, фиг.9. Удобное размещение пассажира диктует ширину кресла 500 мм, шаг кресел 1000 мм, ширину прохода 1000 мм. Это расположение и размеры определили ширину салона регионального самолета - 4000 мм.

Высоту салона определяет удобное перемещение пассажиров по проходу салона - 2100 мм и удобное положение пассажиров в крайних боковых креслах.

Определившееся оптимальное поперечное сечение, без излишеств, замыкается двумя дугами. Нижняя дуга максимально пологая образует силовой пол салона. Верхняя дуга (оболочка) обвязывает салон вокруг пассажиров и замыкается на дугу пола. Длина салона выбирается из запросов эксплуатации, то есть рентабельности.

Правило двух дуг позволяет создавать салоны разного сечения, фиг.4, 5, для самолетов разного назначения.

В целом заявляемый фюзеляж представляет собой прямое в плане крыло, ламинарного, можно симметричного профиля и малого удлинения, поэтому он назван - грузовое крыло.

Обозначение самолета соответствует пассажировместимости салона.

КАН 21-1. Легкая авиация, до 10 пассажиров.

КАН 21-2. Местная авиация, до 50 пассажиров.

КАН 21-3. Региональная авиация, до 150 пассажиров, «Троица».

КАН 21-4. Межконтинентальная авиация, до 300 пассажиров, «Русь».

КАН 21-5. Трансатлантическая авиация, более 300 пассажиров.

Самолеты малых классов могут иметь меньше кресел в поперечном ряду. При увеличении класса самолета, чтобы увеличить количество пассажиров в 2, 3 и более раз, вторая, третья и другие секции грузового крыла располагаются рядом, образуя дуэт, трио, квартет... Фиг.17, 19, 20.

Пассажирский салон длиною, например, 20 м имеет 20 рядов по 6 кресел, размещает 120 пассажиров.

Два таких салона рядом - дуэт возьмут на борт 240 пассажиров.

Трио перенесет в пункт назначения 360 пассажиров, квартет - 480, двухпалубное трио - 720, двухпалубный квартет - 960. Фиг.20. Можно варьировать длиною нижнего и верхнего салонов.

Грузовое крыло обладает своими подъемно-несущими свойствами, это особенно ценно при разбеге и взлете, когда работает экранный эффект.

Предлагаемая форма сечения грузового крыла, фиг.4, вдвое уменьшает воздействие бокового ветра, уменьшает снос самолета, увеличивает дальность полета. Это особенно эффектно, когда грузовое крыло скомпоновано из двух, трех секций, расположенных рядом, а не палубно.

При виде сбоку грузовое крыло представляет собою аэродинамическое крыло большого удлинения, поэтому, взаимодействуя с боковым ветром, грузовое крыло создает дополнительную подъемную силу, не задействуя тягу силовой установки, облегчает полет.

Заполнение салонов из одной, двух, трех и более секций грузом и пассажирами производится по своим трапам у передней и задней кромок каждой секции, фиг.13, не исключаются боковые двери. Для ускоренного десанта с воздуха одинарный пол позволяет делать центральные трапы.

Предлагаемая схема построения грузового крыла решает техническую задачу построения самолета большой вместимостью по весу и по объему, в пределах разрешенных внешних габаритов.

2. Подъемно-несущую силу самолета, фиг.1, 6, 7 создают три аэродинамические системы: грузовое крыло, монокрыло и решетчато-щелевое (р-щ.) крыло. Эти три крыла решают одну важную задачу, поэтому самолет назван «Троица».

Подъемная сила грузового крыла определится при конкретном проектировании и исследовании. Подъемную силу монокрыла упрощенно можно брать с аналогов или делать предварительный расчет.

Больше 50% общей аэродинамической подъемной силы будет производить р-щ. система, во всех ее проявлениях. Р-щ. система еще не доисследована. По заказу Правительства СССР и России в ЦАГИ им. Н.Е.Жуковского, в 1988 и 98 годах проводился научный поиск в исследовании р-щ. системы. Результаты поиска изложены в описании к Патенту RU № 2281225 С2, класс В64С 21/02 от 10.8.2006, «Аэрогидродинамическая решетчато-щелевая система».

Чистая модель р-щ. крыла (1998 г.) на 40-50% улучшила все основные аэродинамические показатели исходного чистого монокрыла на режиме крейсерского полета, иные режимы еще не исследовались. Исходное монокрыло передало р-щ. крылу свои профиль, площадь и геометрическое удлинение _г=5.

Р-щ. система

- на 40% увеличила аэродинамическое качество К_макс ;

- на 45% увеличила подъемную силу У_Кмакс ;

- на 50% увеличила критический угол атаки _кр;

- на 50% уменьшила индуктивное сопротивление Xi;

- увеличит аэрокачество разгона и взлета К_взл;

- увеличит предзвуковую критическую скорость V_кр.

Ожидаемое аэродинамическое качество р-щ. крыла удлинением = 8-10, оптимального аэродинамического профиля, оптимальной компоновки - К 45-55, аэрокачество взлета К_взл=15-25.

Что р-щ. крыло дает самолету?

На фиг.1, 2, 6, 7, 8 изображен региональный самолет КАН 21-3, его исходный по габаритам и двигателю самолет Як-40, фиг.2, их габариты одинаковые.

Монокрыло Як-40 поднимает самолет взлетным весом 16 тс. Условно установим на самолет над фюзеляжем и над монокрылом свободно-несущее р-щ. крыло равной с монокрылом площадью. Согласно результатам предварительного исследования р-щ. крыло даст самолету дополнительно 24 тс высококачественной подъемной силы и затратит на это 1,2 тс взлетной тяги и 0,6 тс тяги крейсерского полета, увеличит безаварийность полетов. На дополнительный вес в 24 тс потребуется один четвертый дополнительный двигатель АИ-25. Фиг.1. Уникальный эффект. Летно-технические характеристики этих самолетов содержит таблица 1.

Решетчато-щелевое крыло вносит основной вклад в безаварийную аэродинамику полета. Р-щ. система имеет большой критический угол атаки _кр 26°, у монокрыла _кр=17°. Главное то, что р-щ. система на углах >26° сохраняет подъемную силу, близкую к максимальному значению, срыв потока происходит только на верхнем крыле. Это достоинство особенно действенно, когда р-щ. крыло расположено свободно-несущим над фюзеляжем. В этом положении оно работает как парашют, легко выведет самолет из падающего пике.

Хорошую управляемость по кабрированию и пикированию дают самолету носовое и хвостовое крылья с элементами р-щ. системы. Фиг.6, 7, 15.

На фиг.10 изображен механизм поворота самолета вокруг вертикальной оси, эффективный, более простой и малонагружен.

На фиг.11, 12 раскрыт механизм поворота планов р-щ. системы на углы атаки заданного режима движения самолета. На соединительной стойке 1 шарнирно, с помощью петли 10 закреплены планы 2 р-щ. системы так, что планы могут поворачиваться вокруг своей продольной оси. Привод 3 вращает ведущий вал 4 и жестко закрепленные на нем ведущие шестерни 5. Ведущая шестерня 5 вращает шестерню-гайку 6. Шестерня-гайка 6 удерживается на одном месте опорой 9. Гайка 6 вращаясь внутренним резьбовым зацеплением перемещает по осевой линии винт 7. Винт 7 через серьгу 8 поворачивает план 2 на новый угол атаки. Механизм прост, технологичен и легко нагружен.

Планы р-щ. системы, от второго до пятого, поворачиваются на разные углы атаки ₂÷ ₅, это достигается разным передаточным отношением зубчатых зацеплений и разным шагом винтовых пар для каждого плана, при проектировании.

В 1998 году, в ЦАГИ продувалась первая пробная модель комбинированного крыла, в которой р-щ. крыло закреплено выше и строго над монокрылом, наподобие фиг.21, только очень низко над монокрылом.

Исследование показало:

- р-щ. система, фиг.21, имеет межплановое сопротивление движению встречного потока воздуха, она работает как единое аэродинамически проницаемое тело с проницаемостью _р-щ.<100%;

- комбинированное крыло тоже имеет свою проницаемость _к<100%;

Что это дает самолету?

При звуковой скорости полета самолета его подъемно-несущая комбинированная система, а точнее все, что входит в пространство _к, фиг.21, будет находиться в дозвуковом потоке, в том числе верхняя часть монокрыла - она является критерием критической скорости полета самолета сегодня.

Это явление существенно повысит критическую предзвуковую скорость полета самолета V_кр. Монокрыло можно и нужно будет делать не косым, а трапециевидным, это, в свою очередь, улучшит показатели взлета и полета. В этой зоне тяга винта будет выше.

В динамике разгона самолета и отрыва от ВПП заметную роль будет играть экранный эффект грузового крыла и монокрыла, но для этого шасси самолета должно быть оптимально низким.

Большое значение при разгоне и взлете имеет высокое аэрокачество р-щ. крыла, р-щ. крыло имеет в 2 раза меньшее индуктивное сопротивление.

Существенную прибавку к подъемной силе на разбеге, взлете и в полете дает расположение р-щ. системы (р-щ. крыла или р-щ. закрылков) в зоне потока газов ТРД, или в зоне спутной струи воздуха ТВД, фиг.6, 22. Это уже на старте частично разгрузит шасси, укоротит разбег.

Носовой и хвостовой рули высоты с элементами р-щ. системы, фиг.6 и 15 дополнительно улучшают аэродинамику взлета.

Именно возможности взлета в большой степени влияют на КПД самолета. Взлету первостепенное внимание.

Решетчато-щелевая система в виде р-щ. секции или в виде р-щ. модуля из нескольких секций решит задачу создания большой, качественной подъемной силы для больших самолетов в габаритах разрешенного размаха крыла.

3. Авиационной промышленности давно необходим экономичный, надежный, малошумный авиационный двигатель, соответствующий новым требованиям международной сертификации. В 1977 году такой двигатель изобретен в России, в Калуге. Смотрите Заявку на изобретение № 2006112734 от 18.4.2006 г., «Торово-роторный двигатель внутреннего сгорания. ТРД в.с.». Этот двигатель являет собою прорыв в двигателестроении 21 века. Прорыв более значимый, чем самолет КАН 21.

Анализ показывает, что современные поршневые ДВС имеют литровую мощность Nл = 30-100 лс/л;

У ТРД Nл = 200-300 лс/л;

Удельный вес ДВС G = 0,4-4,0 кг/лс, у ТРД G от 0,2 кг/лс.

Простой, компактный, могучий, надежный, долговечный, он поднимет уровень и качество двигателестроения и всей транспортной промышленности.

Применительно к самолетам используется вариант «Торово-роторный двигатель винта - ТРДВ». ТРДВ нагружен соосными винтами с лопастями изменяемого шага. ТРДВ способен обеспечить любую мощность на валу от 200 до 20000 кВт и более.

ТРДВ предназначен заменить на самолетах винтомоторные установки всех видов. Важным дополнением к ТРДВ будет применение воздушного винта с решетчато-щелевыми лопастями. Возможно эти винты приблизят скорость полета с ТРДВ к критической скорости полета современных самолетов с ТРД. ТРДВ - это новые возможности в энерговооружении самолетов.

4. Фюзеляж типа грузовое крыло подсказывает применить четырехопорное колесное шасси автомобильного типа, фиг.13, с очевидной выгодой в изготовлении и эксплуатации.

В заявляемом шасси основные несущие колеса передние и задние, они смещены от центра тяжести к передней и задней кромкам грузового крыла, поэтому на стоянке вес самолета распределяется на передние и задние колеса почти равномерно, это существенно облегчает режим работы опор.

Сдвиг опор от центра позволяет больше чем наполовину убрать колеса в тело грузового крыла, в полете закрывать колеса шторками, исключить механизм, убирающий шасси. Механика, убирающая шасси внутрь фюзеляжа - очень надежная и все же она иногда отказывает. Самый надежный механизм - это механизм, которого не стало. Передние колеса поворотные.

Вариант конструкции заднего опорного колеса показан на фиг.14. Колесо 2 через рессору 3 крепится к силовому полу 1. Чтобы безопасно взлетать и садиться, достаточно вывести из-под пола треть диаметра колеса 2. Щиток 7 увеличивает стабильно закрытую часть колеса. Шторки 8, 9 закрывают открытую часть колеса в воздухе. Шторку можно делать сдвижной, телескопической или наподобие мехов гармошки.

Механизм торможения с диска колеса вынесен на протектор, это повысит эффективность, надежность и долговечность.

На рычаге 4 крепятся два многодисковых тормоза 5. Диски тормоза могут быть постоянно прижаты друг к другу, например пружинами, могут прижиматься друг к другу перед торможением управляющим механизмом, меняя усилие прижатия. Проворачиваемый корпус тормоза по периферии закрыт своим протектором.

Для торможения самолета привод 6 тормоза поворачивает рычаг 4 и прижимает тормоза 5 к колесу 2. Тормоза удерживают колесо от поворота.

Зазор 10 предназначен для свободной раскрутки колеса 2 в момент касания ВПП, в таком исполнении раскрутка колеса производится под собственным весом. Это уменьшит процесс сгорания и стирания колес о ВПП при приземлении.

5. Существенно улучшить эксплуатационные характеристики самолета. Основной эксплуатационной характеристикой является весовая отдача. Или КПД самолета.

где m_k - коммерческая нагрузка,

m_о - взлетная масса самолета.

Этот показатель в большой степени зависит от конструкции и взлетных характеристик самолета.

Современные самолеты имеют КПДс = 20-30%;

Самолет КАН-21 будет иметь КПДс = 35-60%.

Вторая важная составляющая эксплуатационной характеристики - это топливная экономичность самолета.

Предлагаемый ТРДВ при равной мощности с современными поршневыми и турбовинтовыми двигателями будет работать существенно экономичнее, это заложено в принципиальной схеме ТРДВ. ТРДВ обеспечит лучшую топливную экономичность полетов, этому также способствует высокое аэрокачество самолета.

Третья важная составляющая эксплуатационной характеристики - это скорость крейсерского полета.

Комбинированный вариант - монокрыло и р-щ. система, с помощью воздушной проницаемости дополнительно увеличивает критическую предзвуковую скорость полета самолета.

Все новые базовые технические решения улучшают летно-технические и эксплуатационные показатели заявляемого самолета.

6. Технологичность.

Секции грузового крыла, фиг.4, 5, 9, 17, 19, будь то моно, дуэт, трио или квартет, во всех случаях по рядности, ширине и высоте являются одинаковыми, типовыми для всех самолетов, низко расположены к рабочей и монтажной площадке, это соответствует требованиям технологичности. Пассажирская секция шириною 4 м, высотой 2,1 м и длиной L выпускается серийно для всех видов самолетов пассажирских и грузовых.

Монокрыло освобождается от сложных, трудоемких систем механизации крыла, ее заменяют р-щ. закрылки, боле простые и технологичные.

Решетчато-щелевая система, фиг.11, в любом ее назначении состоит из планов малой хорды и большой длины. Планы р-щ. системы будут иметь малую группу типоразмеров, стандартизованы и выпускаться серийно. Фиг.26. Планы малой хорды (менее 500 мм) будут производиться цельными, горячим прессованием, с последующей доработкой. Планы большой хорды (более 500 мм) прессуются поэлементно. Планы р-щ. системы высокотехнологичны. Привод планов по углам атаки технологически прост. Фиг.11, 12.

Винтомоторная установка ТРДВ проектировалась как самая технологичная из всех современных винтомоторных установок, эта задача решена успешно.

Предлагаемое на самолете шасси автомобильного типа в классах региональном и тяжелее имеет простое конструкторское исполнение и высокую технологичность в производстве. Производство отработано на большегрузных автомобилях.

Все 11 позиций технического и экономического результата имеют простые, технологичные и надежные конструкторские решения, создадут широкий спектр гражданских и военных, транспортных самолетов принципиально нового поколения.

В 1975 году Правительство Советского Союза объявило конкурс для всех АвиаКБ на создание современного самолета местных линий, способного взлетать с грунта, взамен легендарного Ан-2. Было потрачено много лет и много денег на... отрицательный результат.

Заявляемые базовые изобретения успешно решат эту задачу.

Примерный вариант самолета местных линий КАН 21-2 показан на фиг.23. М 1:100.

Требуется Заказчик, техническое задание, затем разработать проект. Этот вариант берет на борт 42 пассажира, что явно много. Аэродинамическое и энергетическое вооружение самолета сконцентрировано условно. Передние двигатели могут поворачиваться вокруг поперечной горизонтальной оси на ±45° для облегчения продвижения по земле. Задние двигатели могут поворачиваться вокруг вертикальной оси на ±45°, для облегчения поворотов на земле.

Три самолета одного класса. К фиг.1, 2.

Таблица 1.
ПАРАМЕТРЫ			КАН 21	Як-40	Ил-114
Габариты		м.
Длина фюзеляжа			20,0	20,0	26,9
Размах крыла			25,0	25,0	30,0
Высота			7,0	6,5	9,3
Площадь подъемно-несущая		м2.
Монокрыло			54,0	70,0	82,0
Р-щ. крыло			75,0	-	-
Грузовое крыло			130,0	-	-
Аэродинамическое качество крейсерского полета		К	25-30	16
Аэродинамическое качество взлета		К взл.	15	7
Коммерческая нагрузка mk		т.	17,0	3,2	7,0
Число пассажиров			-	28	64
Взлетный вес mо		т.	37,0	16,1	23,5
Вес снаряженного самолета		т.	20,0	13,0	16,5
			46,0	20	30
Двигатель	АИ-25 тяга 1400 кгс.	шт.	4	3	-
	ТВ7-117 тяга 2750 кгс.		-	-	2

В этой таблице для КАН 21 все предварительно, но все достижимо. Примерно таким будет превосходство самолетов КАН 21 во всех классах транспортных самолетов.