легкий двухмоторный самолет

Формула изобретения

Легкий двухмоторный самолет, выполненный по схеме низкоплан, с двигателями, установленными на крыле, имеющем положительное поперечное V, по задней кромке которого расположены закрылки, причем в конце фюзеляжа установлено хвостовое оперение - киль с рулем направления и стабилизатор с рулем высоты, отличающийся тем, что мотогондоле каждого двигателя задан несущий аэродинамический профиль, нижняя поверхность которого является непрерывным продолжением нижней поверхности профиля крыла, а над крылом каждая мотогондола выполнена в виде аэродинамического гребня, боковые поверхности мотогондол расположены под прямым углом к поверхности крыла, причем разъемы закрылков и консолей крыла, пристыкованного к нижней поверхности фюзеляжа, расположены по его продольной оси, вдоль которой установлен механизм выпуска закрылков, а выдвижной шток этого механизма связывает качалки закрылков правой и левой консолей крыла между собой, при этом поверхности подфюзеляжной части крыла и закрылков по линии их разъема снизу образуют две V-образные плоскости, объединенные с плоскостями, формирующими непрерывную с ними нижнюю поверхность фюзеляжа, которая выполнена двухгранной с поперечным сечением, равным поперечному сечению крыла, и распространяющуюся до хвостового оперения самолета.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиации, а именно к легким многоцелевым и учебно-тренировочным самолетам с двумя двигателями.

Из патентной литературы известен транспортный самолет с двумя двигателями, установленными на крыле (пат. США № 4685643, кл. 244-199), имеющий оптимизированное положение мотогондол круглого сечения относительно крыла самолета, обеспечивающее создание концевых вихрей мотогондолами для получения положительной интерференции воздушных потоков над крылом.

В описании к патенту РФ № 2317918, кл. В64С 1/26 дано устройство многоцелевого самолета, у которого фюзеляжу задан аэродинамический профиль, а сочетание поверхности фюзеляжа и поверхности крыла оптимизировано между собой.

Указанные устройства не обеспечивают общей оптимизации аэродинамической компоновки самолета и повышения его аэродинамического качества.

Ближайшим техническим решением для предлагаемого изобретения является пат. РФ № 2302976, кл. В64С 23/00, где заявлен легкий двухмоторный самолет, выполненный по схеме низкоплан, над крылом которого на пилонах установлены два двигателя в мотогондолах овального сечения. Самолет имеет плоскую нижнюю поверхность фюзеляжа и в конце его V-образное хвостовое оперение.

К недостаткам такого устройства легкого самолета можно отнести: отсутствие оптимизации компоновочной схемы самолета, взаиморасположения мотогондол и крыла, крыла и фюзеляжа; мотогондолам двигателей не задан несущий аэродинамический профиль в сочетании с крылом.

Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение аэродинамического качества самолета, его устойчивости и маневренности, а также снижение его веса.

Указанная техническая задача решается благодаря тому, что мотогондолам двигателей задан несущий аэродинамический профиль, их нижняя поверхность является непрерывным продолжением нижней поверхности профиля крыла, а над крылом мотогондолы выполнены в виде его аэродинамических гребней, и боковые поверхности мотогондол расположены под прямым углом к поверхности крыла, причем разъемы закрылков и консолей крыла, пристыкованного к нижней поверхности фюзеляжа, расположены по его продольной оси, вдоль которой установлен механизм выпуска закрылков, а выдвижной шток этого механизма связывает качалки закрылков правой и левой консолей крыла между собой, при этом поверхности подфюзеляжной части крыла и его закрылков по линии их разъема снизу образуют две V-образные плоскости, объединенные с плоскостями, формирующими непрерывную с ними нижнюю поверхность фюзеляжа, которая выполнена двухгранной с поперечным V, равным поперечному V крыла, и распространяющуюся до хвостового оперения самолета.

Предлагаемое изобретение поясняется следующими чертежами:

- на фиг.1 показан вид самолета сбоку,

- на фиг.2 дан вид самолета спереди,

- на фиг.3 изображен вид самолета сверху,

- на фиг.4 показан вид самолета сбоку, и дано сечение фюзеляжа за задней кромкой его крыла,

- на фиг.5 изображен вид самолета снизу,

- на фиг.6 показан вид самолета спереди с пояснениями работы мотогондол в качестве аэродинамических гребней,

- на фиг.7 показано действие мотогондол - аэродинамических гребней при виде сверху,

- на фиг.8 изображены закрылки в выпущенном положении, и показано расположение механизма выпуска закрылков,

- на фиг.9 и 10 дано пространственное изображение консолей крыла, расположение механизма выпуска закрылков и положения закрылков на задней кромке крыла.

Легкий двухмоторный самолет выполнен по схеме низкоплан. К его фюзеляжу 1 снизу пристыковано крыло 2. Такое устройство снижает вес конструкции самолета потому, что позволяет иметь всего четыре компактных и легких стыковочных узла. Линия 3 разъема (сопряжения корневых участков) консолей крыла и закрылков 4 расположена под фюзеляжем по его продольной оси 5. Самолет оборудован шасси с носовым колесом. Передняя стойка 6 шасси убирается в фюзеляж, а основные стойки 7 шасси убираются в крыло во внутреннюю сторону к оси фюзеляжа. В хвостовой части фюзеляжа расположен киль 8 с рулем направления и стабилизатор 9 с рулем высоты. Причем верхний контур стабилизатора совпадает с верхней поверхностью фюзеляжа. Таким образом крыло и стабилизатор, закрепленные на фюзеляже, разнесены на максимальное расстояние между собой, не выступая за контур фюзеляжа.

На верхней поверхности крыла установлены мотогондолы 10 турбовинтовых двигателей с тянущими воздушными винтами 11.

Мотогондолам задан несущий аэродинамический профиль, поэтому контуры 12 мотогондол имеют традиционные крыльевые профильные очертания при виде их сбоку. Боковые поверхности 13 мотогондол за выхлопными патрубками 14 двигателей выполнены прямыми плоскими. Они установлены перпендикулярно к поверхности крыла. Мотогондолы распространяются по всей длине хорды крыла, а их концевой обтекатель 15 выступает за задние кромки крыла и закрылков.

Таким образом, мотогондолы выполнены в виде аэродинамических гребней на верхней поверхности крыла, которые препятствуют движению воздушного потока в боковых направлениях (по размаху крыла).

Нижняя поверхность 16 мотогондол тоже выполнена плоской поверхностью, которая является непрерывным продолжением нижней поверхности 17 профиля крыла.

Задняя кромка 18 крыла в центральной его части выполнена с обратной стреловидностью. Стреловидность задней кромки центроплана (центральной части крыла) распространяется по размаху крыла за наружный контур мотогондол. Причем угол обратной стреловидности задней кромки центроплана составляет 7°-15°.

Крыло, пристыкованное к нижней поверхности фюзеляжа, состоит из правой и левой его консолей, разъем (линия сопряжения) которых расположен по оси фюзеляжа. Крыло имеет узлы крепления по бортам фюзеляжа (не показаны). Легкие ленточный обтекатель и обтекатели по контуру крыла сверху обеспечивают снижение аэродинамического сопротивления и веса самолета.

Вдоль продольной оси фюзеляжа установлен механизм 19 выпуска закрылков 4, один конец 20 которого шарнирно закреплен на силовом элементе (не показан) фюзеляжа, а выдвижной шток механизма выпуска закрылков шарнирно соединен с качалками 21 и 22 закрылков правой и левой консолей крыла. И, таким образом, шарнирно связывает эти качалки между собой.

Такое устройство приводного механизма закрылков снижает вес устройства выдвижения закрылков, т.к. использован единый механизм выпуска, обеспечивает полную синхронизацию движения закрылков и контроль их положения единым механизмом.

Механизм выпуска закрылков может быть электромеханического или гидравлического типа. Закрылки самолета выполнены четырехсекционными. Секции шарнирно установлены на узлах 23, закрепленных на лонжероне крыла. Две секции каждой консоли крыла соединены между собой с помощью универсальных (например, карданных, сферических) шарниров (не показаны) с целью их жесткой кинематической связи при передаче вращающего момента с учетом деформации крыла.

Поверхность 24 подфюзеляжной части крыла и поверхность 25 закрылка под фюзеляжем по линии 3 их разъема снизу образуют две V-образные плоскости, объединенные с плоскостями 26, формирующими непрерывную с ними нижнюю поверхность фюзеляжа. Нижняя поверхность фюзеляжа выполнена двухгранной с поперечным сечением между гранями, равными поперечному сечению крыла. И эта двухгранная нижняя поверхность фюзеляжа распространяется до хвостового оперения самолета.

Причем нижний контур 27 корневых нервюр крыла с гранью 28, образованной пересечением нижних подфюзеляжных плоскостей 26 по оси фюзеляжа, находятся на одной прямой линии, которая продолжается до хвостового оперения и переходит в нижнюю кромку 29 киля 8 легкого двухмоторного самолета. На концевых участках крыла самолета установлены элероны 30.

Легкий двухмоторный самолет эксплуатируется в качестве многоцелевого следующим образом.

Полеты на легком двухмоторном самолете совершают обычным для двухмоторных самолетов порядком, предусмотренным «Наставлением по производству полетов» (ННП).

После запуска двигателей самолет выруливает на исполнительный старт. Закрылки 4 ставят с помощью механизма 19 их выпуска во взлетное положение (20°-30°), переводят двигатели на взлетный режим и осуществляют взлет. После взлета убирают шасси и закрылки и приступают к выполнению полетного задания (учебный полет, полет по кругу, по маршруту, коммерческие полеты и т.д.).

При этом оптимизированные нижняя поверхность фюзеляжа и центроплана, а также мотогондолы, имеющие несущий аэродинамический профиль, снижают аэродинамическое сопротивление самолета.

Закрылки с обратной стреловидностью в центральной части крыла увеличивают С _{у max} (коэффициент подъемной силы) значительнее, чем прямой закрылок без обратной стреловидности.

Благодаря значительной площади киля 8 и площади загруженной хвостовой части фюзеляжа самолет имеет заданную путевую устойчивость. А значительная площадь стабилизатора 9 обеспечивает большую продольную устойчивость в широком диапазоне центровок относительно средней аэродинамической хорды.

Маневренность самолета достигается оптимальными площадями руля направления и руля высоты.

Мотогондолы являются вихрегенераторами, которые обеспечивают создание вихревых потоков над верхней поверхностью крыла (как показано на фиг.6 и фиг.7 на правой мотогондоле). Образовавшиеся вихри по боковым поверхностям мотогондол распространяются над крылом, увеличивают диапазон летных углов и увеличивают критические углы атаки крыла. Таким образом, улучшается продольная устойчивость самолета, повышается безопасность полета и снижается минимальная скорость устойчивого полета самолета, что особенно важно для учебного самолета.

В случае срыва потока в центральной части крыла мотогондолы работают как аэродинамические гребни (на фиг.6 и фиг.7 на правой мотогондоле) на верхней поверхности крыла, предотвращая развитие срыва потока по размаху крыла и «сваливание» самолета в штопор. Такое устройство мотогондол обеспечивает большую безопасность выполнения учебных полетов.

Перед посадкой экипаж выпускает шасси и закрылки, устанавливая их (с помощью механизма выпуска закрылков) в посадочное положение (45°-60°).

При этом закрылки по всему размаху крыла до элеронов 30 работают, как традиционные закрылки, а их подфюзеляжная часть работает, как закрылки и щитки, т.к. подфюзеляжная часть закрылков не обтекается воздушным потоком сверху. Кроме того, обратная стреловидность закрылков в центральной части крыла при их выпущенном положении обеспечивает смещение потока перед ними от мотогондол к оси фюзеляжа.

Такое устройство закрылков обеспечивает значительное повышение коэффициента подъемной силы на фоне небольшого повышения коэффициента сопротивления.

По сравнению с известными техническими решениями предлагаемый легкий двухмоторный самолет имеет большее аэродинамическое качество, особенно с выпущенными закрылками, имеет меньший вес, необходимую для многоцелевого самолета повышенную устойчивость и хорошую маневренность.