носовая часть фюзеляжа

Формула изобретения

1. Носовая часть фюзеляжа, включающая обшивку и лобовое остекление, координаты точек наружных поверхностей которых в боковой и плановой проекциях заданы в прямоугольной системе координат, ось абсцисс которой совмещена со строительной горизонталью фюзеляжа, ось ординат размещена в плоскости симметрии самолета, а ось аппликат ей перпендикулярна, при этом нижний контур носовой части фюзеляжа в боковой проекции и контур носовой части фюзеляжа в плановой проекции выполнены из последовательно размещенных кривых, кривые нижнего контура наружной поверхности обшивки в боковой проекции заданы параметрами:



кривые контуров наружной поверхности обшивки в плановой проекции заданы параметрами:



верхний контур носовой части фюзеляжа в боковой проекции выполнен из двух групп кривых, каждая из которых составлена из последовательно размещенных кривых, при этом кривые первой группы заданы параметрами:



кривые второй группы заданы параметрами:



причем первая и вторая группа кривых верхнего контура носовой части в боковой проекции соединены базовым отрезком, ординаты точек которого рассчитаны по соотношению:



при этом его нижний конец состыкован с первой группой, а верхний - со второй группой кривых верхнего контура, ординаты точек верхнего и нижнего контуров носовой части фюзеляжа в боковой проекции и аппликаты точек контуров фюзеляжа в плановой проекции рассчитаны по соотношениям:







координаты концов кривых вдоль оси абсцисс рассчитаны по соотношениям:





где X_н, Х_к, А₀ ^K, А₁ ^K, C^K, В₂ ^K, В₁ ^K, В₀ ^K - параметры, значения которых приведены в таблицах; к - индекс контура; X - относительная продольная координата, рассчитанная по соотношению:



где x - продольная координата, отсчитываемая от проекции законцовки носовой части фюзеляжа на строительную горизонталь; L_{нос_части} - длина носовой части фюзеляжа; Y_кон , Z_кон - расстояние между концами верхнего и нижнего контуров носовой части фюзеляжа в боковой проекции и расстояние между концами контуров носовой части фюзеляжа в плановой проекции самолета соответственно, а Y, Z - величины, значения которых не превышают величины 5 мм, при этом упомянутая наружная поверхность лобового остекления выполнена в виде поверхности одинарной кривизны, образованной отрезками, в число которых включен упомянутый базовый отрезок, и нижней и верхней дугами, совмещенными с наружной поверхностью обшивки носовой части фюзеляжа, вершины которых размещены в нижнем и верхнем концах базового отрезка соответственно, при этом аппликаты точек нижней дуги рассчитаны по соотношению



а аппликаты точек верхней дуги по соотношению:



причем концы указанных отрезков размещены в точках нижней и верхней дуг, соответствующих равновеликим отношения их аппликат к половине длин хорд, стягивающих концы соответствующих дуг.

2. Носовая часть фюзеляжа по п.1, отличающаяся тем, что ее длина выбрана из диапазона 5800 5900 мм, расстояние между концами верхнего и нижнего контуров в боковой проекции и концами контуров в плановой проекции выбраны из диапазонов 3500 3700 мм и 3350 3600 мм соответственно.

3. Носовая часть фюзеляжа по п.2, отличающаяся тем, что плоскости дуг наружной поверхности лобового остекления развернуты вверх относительно вершин дуг, причем нижняя дуга развернута на угол 2 3°, а верхняя на угол 1 1,5°.

Описание изобретения к патенту

Заявляемое техническое решение относится к авиационной технике, а именно к решениям носовой части фюзеляжей пассажирских самолетов, при проектировании которых наряду с традиционными для проектирования внешних поверхностей самолетов задачами снижения аэродинамического сопротивления и оптимизации компоновки кабины экипажа необходимо решать задачи по обеспечению благоприятных условий для работы пилотов самолета.

Известно техническое решение носовой части фюзеляжа самолета (см. «Машиностроение. Энциклопедия», том IV-21, часть 1, стр.97, изд. «Машиностроение», М., 2002 г.), в котором форма носовой части фюзеляжа и соответственно координаты точек контуров носовой части фюзеляжа в боковой и плановой проекциях выбираются в соответствии с соотношением:

в котором D_ф, L - диаметр фюзеляжа самолета и длина носовой части фюзеляжа, х - координата от носка фюзеляжа, при этом значение коэффициента m выбрано из диапазона 0,54 0,95. Построение внешних обводов носовой части фюзеляжа в соответствии с этим техническим решением приводит к выпуклым по всей длине новой части контурам в боковой и плановой проекциях. Полученные обводы носовой части подходят для выполнения теоретических аэродинамических расчетов и не учитывают компоновку кабины экипажа и необходимость включения во внешние обводы носовой части фюзеляжа лобового остекления кабины пилотов, обеспечивающего необходимый обзор и требования по обеспечению благоприятных условий для работы пилотов.

Известно решение носовой части фюзеляжа (см. С.М.Егер. Проектирование самолетов. М., Машиностроение, 1983 г., стр.215-219), включающее обшивку, выполненную в виде сужающейся к законцовке носовой части фюзеляжа формы, и лобовое остекление. Лобовое остекление выполнено в виде плоских поверхностей. Внутри носовой части размещено 2 кресла пилотов. Выполнение лобового остекления в виде плоских поверхностей ухудшает обтекание носовой части набегающим потоком, что повышает уровень шума в кабине пилотов.

Известно техническое решение носовой части фюзеляжа самолета (см. свидетельство на полезную модель РФ № 13647, МПК В64С 1/00, опубл. 2000.05.10). Теоретический профиль носового участка этого технического решения в боковой и плановой проекции заданы координатами точек контуров в табличной форме. Координаты точек верхнего и нижнего контуров наружной поверхности обшивки носовой части фюзеляжа отложены от строительной горизонтали фюзеляжа, координаты контура в наружной поверхности обшивки носовой части фюзеляжа отложены от плоскости симметрии самолета (от оси среднего сечения). Носовая часть оборудована размещенными рядом друг с другом двумя креслами и закрыта лобовыми стеклами, поверхности которых включены во внешние обводы носовой части фюзеляжа. Кроме того, в этом техническом решении в носовой части фюзеляжа размещена силовая установка (двигатель с тянущим винтом).

Наиболее близким аналогом заявляемого технического решения является решение, приведенное в свидетельстве на полезную модель РФ № 19814 (МПК В64С 1/00, опубл. 2001.10.10). Как и в приведенном выше аналоге, в этом техническом решении заданы координаты точек контуров наружной поверхности носового участка фюзеляжа в боковой и плановой проекциях. Заявленные в этом свидетельстве варианты технического решения предусматривают выполнение носовой части фюзеляжа самолета в виде сужающейся к носу самолета формы, при этом в носовую часть встроена кабина с 2 4 креслами для размещения пилота и пассажиров и снабжена лобовым стеклом, поверхность которого включена во внешние обводы носовой части фюзеляжа.

Решая задачу уменьшения габаритных размеров самолета при сохранении высоких аэродинамических качеств для легких двух-четырехместных самолетов, преимущественно сельскохозяйственного назначения или самолетов местных авиалиний, эти решения не подходят для проектирования носовых частей фюзеляжей пассажирских самолетов.

Технической задачей, решаемой заявляемым изобретением, является разработка носовой части фюзеляжа самолета, обеспечивающая благоприятные условия для работы пилотов в сочетании с выполнением необходимых требований по обзору для двух пилотов и удобства компоновки оборудования в носовой части.

Поставленная техническая задача решается следующим образом.

Известна носовая часть фюзеляжа, включающая обшивку и лобовое остекление. Координаты точек наружных поверхностей обшивки и лобового остекления заданы в прямоугольной системе координат, ось абсцисс которой совмещена со строительной горизонталью фюзеляжа, ось ординат размещена в плоскости симметрии самолета, а ось аппликат ей перпендикулярна.

В известном решении носовой части новым является то, что нижний контур носовой части фюзеляжа в боковой проекции и контур носовой части фюзеляжа в плановой проекции выполнены из последовательно размещенных кривых. Кривые нижнего контура наружной поверхности обшивки в боковой проекции заданы параметрами, приведенными в таблице 1.

Таблица 1
Хн	Хк	A0 H	A1 H	CH	B 2 H	B1 H	B0 H
0	0,0001	-0,271	0	-1	-2,62	0,225	0
0,0001	0,0017	-0,272	-1,272	-1	0	0,169	-0,0000033
0,0017	0,1039	-0,271	0,351	-1	-0,081	0,204	-0,00000004
0,1039	0,5965	-0,271	0,103	-1	-0,081	0,204	0,000005
0,5965	0,8299	-0,275	0,100	-1	-0,08	0,199	-0,00103
0,8299	1	-0,522	0	0	0	0	0

Кривые контуров наружной поверхности обшивки в плановой проекции заданы параметрами, приведенными в таблице 2.

Таблица 2
Хн	Хк	A0 Б	A1 Б	СБ	В 2 Б	В1 Б	В0 Б
0	0,0017	0	4,649	1	-46,220	0,256	0
0,0017	0,1039	0,000001	0,114	1	-0,0002	0,370	-0,0000001
0,1039	0,1707	-0,449	-0,771	1	0	2,697	0,263
0,1707	0,2844	-0,440	-0,735	1	-0,069	2,611	0,254
0,2844	0,5965	-1,135	-2,027	1	3,095	8,874	1,460
0,5965	1	0,105	0,002	1	-0,188	0,374	-0,032

В заявляемом решении верхний контур носовой части фюзеляжа в боковой проекции выполнен из двух групп кривых, каждая из которых составлена из последовательно размещенных кривых, при этом кривые первой группы заданы параметрами, приведенными в таблице 3.

Таблица 3
Хн	Хк	A0 B	A1 B	С	В2 В	В1 В	В0 В
0	0,0001	-0,271	0	1	-2,620	0,225	0
0,0001	0,0017	-0,272	-0,228	1	0	0,307	0,00001
0,0017	0,1039	-0,271	0,425	1	-0,000001	0,245	-0,00000004
0,1039	0,1893	-0,271	0,425	1	-0,0002	0,245	-0,000003
0,1893	0,2112	-0,111	0,779	-1	-0,003	-0,004	0,001

Кривые второй группы верхнего контура носовой части фюзеляжа в боковой проекции заданы параметрами, приведенными в таблице 4.

Таблица 4
Хн	Хк	A0 B	A1 B	С	В2 В	В1 В	В0 В
0,3481	0,4187	0,106	0,162	1	0,0001	0,173	-0,055
0,4187	0,5965	0,167	1,177	-1	1,306	-0,840	0,248
0,5965	1	0,018	-0,277	1	-0,421	1,251	-0,286

Первая и вторая группа кривых верхнего контура носовой части в боковой проекции соединены базовым отрезком, ординаты точек которого рассчитаны по соотношению:

Нижний конец базового отрезка состыкован с первой группой, а верхний со второй группой кривых верхнего контура носовой части в боковой проекции.

В заявляемом решении ординаты точек верхнего и нижнего контуров носовой части фюзеляжа в боковой проекции и аппликаты точек контура фюзеляжа в плановой проекции рассчитаны по соотношениям:

координаты концов кривых вдоль оси абсцисс рассчитаны по соотношениям:

,

,

где X_н, Х_к, A ₀ ^K, A₁ ^K, C^K, B₂ ^K, B₁ ^K, B₀ ^K - параметры, значения которых приведены в таблицах 1-4, к - индекс контура, X - относительная продольная координата, рассчитанная по соотношению:

,

где x - продольная координата, отсчитываемая от проекции законцовки носовой части фюзеляжа на строительную горизонталь, L_{нос части} - длина носовой части фюзеляжа, а Y_кон, Z_кон - расстояние между концами верхнего и нижнего контуров носовой части фюзеляжа в боковой проекции и расстояние между концами контуров носовой части фюзеляжа в плановой проекции соответственно, Y, Z - величины, значения которых не превышают величины 5 мм.

В заявляемом решении упомянутая наружная поверхность лобового остекления выполнена в виде поверхности одинарной кривизны. Эта поверхность образована отрезками, в число которых включен упомянутый базовый отрезок, и нижней и верхней дугами. Нижняя и верхняя дуги совмещены с наружной поверхностью обшивки носовой части фюзеляжа, а их вершины размещены в нижнем и верхнем концах базового отрезка соответственно. Аппликаты точек нижней дуги рассчитаны по соотношению

,

а аппликаты точек верхней дуги по соотношению:

,

Концы указанных отрезков размещены в точках нижней и верхней дуг, соответствующих равновеликим отношениям их аппликат к половине длин хорд, стягивающих концы соответствующих дуг.

Кроме того, в заявляемом решении длина носовой части фюзеляжа может быть выбрана из диапазона 5800 5900 мм, а расстояния между концами верхнего и нижнего контуров в боковой проекции и концами контуров в плановой проекции выбраны из диапазонов 3500 3700 мм и 3350 3600 мм соответственно.

Кроме того, в заявляемом решении плоскости дуг наружной поверхности лобового остекления развернуты относительно своих вершин вверх, причем нижняя дуга может быть развернута на угол 2 3 градуса, а верхняя на угол 1 1,5 градуса.

Техническим результатом от использования заявляемого технического решения является обеспечение возможности разработки и изготовления на его основе носовой части фюзеляжа, обеспечивающего комплексное решение ряда проблем.

Так, совокупность параметров носовой части фюзеляжа, приведенная таблицах 1-4, позволяет не только улучшить аэродинамические характеристики самолета в целом, но и обеспечить комфортные условия для работы экипажа в полете, так как позволяют снизить уровень шума в кабине пилотов в результате достижения гладкого (безотрывного) обтекания в верхней части фюзеляжа. Это достигается выполнением наружной поверхности лобового остекления кабины пилотов в виде поверхности одинарной кривизны в соответствии с заявляемыми ее параметрами и плавным ее сопряжением с обшивкой в верхней части фюзеляжа, что обеспечивается заявляемой совокупностью параметров верхнего контура проекции носовой части фюзеляжа в боковой проекции. Кроме того, выполнение лобового остекления кабины пилотов в виде поверхности одинарной кривизны уменьшает возможность возникновения искажений. Разворот плоскостей дуг наружной поверхности лобового остекления относительно их вершин на небольшой угол дополнительно улучшает аэродинамические характеристики носовой части фюзеляжа.

Полученная совокупность параметров носовой части позволяет выполнить требования АП-25 (ОСТ 1 02721 - 91) по обзору для двух пилотов, размещаемых в кабине экипажа. Кроме того, полученные теоретические обводы носовой части позволяют разместить все необходимое оборудование.

Наиболее предпочтительно использовать заявляемое решение для самолетов с диаметром фюзеляжа 3 4,2 м, а указанная совокупность расстояний между концами верхнего и нижнего контуров в боковой проекции и концами контуров в плановой проекции обеспечивают возможность для конструкторов выбрать наиболее удачные компоновочные решения при размещении оборудования и кабины пилотов в носовой части фюзеляжа.

Лобовое остекление в заявляемом решении является поверхностью одинарной кривизны, т.е. в качестве образующей выбрана линия. Однако поверхность является не разворачиваемой, поскольку образующие в своих крайних положениях являются не пересекающимися прямыми, а скрещивающимися. Такое решение не сказывается на оптических свойствах стекла и технологии его производства, исключает дополнительные напряжения в стекле, позволяет увеличить внутренний свободный объем в районе виска пилота (на пилота не «давит» близость внутренней обшивки кабины экипажа).

Заявляемое решение носовой части фюзеляжа иллюстрируется следующими материалами:

фиг.1 - аксонометрическое изображение носовой части фюзеляжа,

фиг.2 - вид на носовую часть фюзеляжа сбоку,

фиг.3 - вид на носовую часть фюзеляжа в плане,

фиг.4 - схема формирования поверхности лобового остекления носовой части фюзеляжа,

фиг.5 - аксонометрическое изображение контуров носовой части фюзеляжа и поверхности одинарной кривизны лобового остекления,

фиг.6 - диаграмма обзора (для правого летчика),

фиг.7 - углы обзора для левого летчика в боковой проекции,

фиг.8 - углы обзора для левого летчика в плановой проекции,

фиг.9 - схема взаимного положения верхней и нижней дуг наружной поверхности лобового остекления относительно строительной горизонтали самолета.

Заявляемая носовая часть фюзеляжа выполнена в виде плавно скругленной к точке носа формы. Носовая часть фюзеляжа включает обшивку, выполняемую из алюминиевых сплавов, и остекление кабины пилотов, которое включает, как правило, лобовое остекление 1, форточку 2 и боковое остекление 3.

В заявляемом решении наружные поверхности обшивки носовой части фюзеляжа и наружной поверхности лобового остекления заданы в прямоугольной системе координат, ось абсцисс которой (X) совмещена со строительной горизонталью фюзеляжа, ось ординат (Y) размещена в плоскости симметрии самолета, а ось аппликат (Z) ей перпендикулярна.

В заявляемом решении носовая часть фюзеляжа задана координатами точек контуров в боковой и плановой проекциях (см. фиг.2, 3, 5).

Нижний контур 29 носовой части фюзеляжа (см. фиг.1) в боковой проекции и контур 28 носовой части фюзеляжа в плановой проекции выполнены из последовательно размещенных кривых второго порядка, координаты которых рассчитываются по соотношению:

,

в котором w - искомая ордината или аппликата точки контура, X - относительная абсцисса точки контура, A₀ ^K, A₁ ^K, C^K, B₂ ^K, B₁ ^K, B₀ ^K - заявляемые числовые параметры, W_макс - нормирующий множитель, W - дополнительный параметр, учитывающий различного рода погрешности. Относительная координата вдоль оси абсцисс рассчитывается по соотношению:

в котором x - координата точки контура носовой части, L_{нос части} - длина носовой части, в качестве которой в заявляемом решении понимается длина сужающейся к законцовке носовой части фюзеляжа формы. Последующая часть фюзеляжа, не показанная на иллюстрационных материалах, выполняется цилиндрической или цилиндрообразной формы.

Кривые нижнего контура наружной поверхности обшивки в боковой проекции заданы шестью кривыми, параметры которых приведены выше в таблице 1. В соответствии с этой таблицей нижний контур составлен из шести последовательно размещенных кривых второго порядка. На фиг. 2 показаны третья 4, четвертая 5, пятая 6 и шестая 7 кривые. Первая и вторая кривые нижнего контура наружной обшивки фюзеляжа на чертежах условно не показаны. Ординаты точек нижнего контура наружной поверхности обшивки фюзеляжа в боковой проекции для всех шести кривых рассчитываются по соотношению:

,

в котором параметры А₀ ^Н, A₁ ^H, С^Н, В₂ ^Н, B₁ ^H, B₀ ^H приведены в таблице 1. В этой же таблице приведены и границы (в относительных величинах) между кривыми нижнего контура вдоль строительной горизонтали фюзеляжа. Так, на отрезке от X=0,5965 до X=0,8299 (пятая кривая 6 нижнего контура обшивки носовой части фюзеляжа в боковой проекции) ординаты нижнего контура носовой части в боковой проекции рассчитываются по соотношению:

где Y_кон - расстояние между концами 34 верхнего и нижнего контуров носовой части фюзеляжа в боковой проекции, Y - величина, значение, которой не превышает 5 мм.

Координаты точек контура наружной поверхности обшивки в плановой проекции (см. фиг. 3) рассчитываются по соотношению:

,

в котором А₀ ^Б, A₁ ^Б, С^Б, В₂ ^Б, B₁ ^Б, B₀ ^Б - параметры, приведенные выше в таблице 2, Z_кон - расстояние между концами 35 контуров носовой части фюзеляжа в плановой проекции самолета соответственно, Z - величина, значение которой не превышает 5 мм. В заявляемом решении контур наружной обшивки фюзеляжа в плановой проекции выполнен симметричным относительно плоскости симметрии самолета в виде двух ветвей, каждая из которых составлена из последовательно размещенных шести кривых. На фиг.3 показано расположение второй 6, третьей 9, четвертой 10, пятой 11 и шестой 12 кривых. Первая кривая контура наружной обшивки фюзеляжа в плановой проекции на фиг. 3 условно не показана. Граничные точки начала (Хн) и конца которых (Хк) в относительных единицах также приведены выше в таблице 2. Так, на отрезке, ограниченном относительными координатами Х_н=0,2844 и Х_к=0,5965, пятая кривая 11 задается соотношением:

.

Верхний контур носовой части фюзеляжа в боковой проекции составлен из двух групп кривых. Первая группа кривых составлена из пяти кривых (см. таблицу 3) и размещена вдоль оси абсцисс от законцовки носовой части фюзеляжа до точки по оси абсцисс с относительной координатой X=0,2112. На фиг.2 показаны вторая 13, третья 14 и четвертая 15 кривые первой группы кривых верхнего контура наружной обшивки фюзеляжа в боковой проекции. Первая и пятая кривые этой группы на фиг.2 условно не показаны. Вторая группа кривых составлена из трех кривых 16, 17, 18 (см. таблицу 3) и размещена вдоль оси абсцисс от точки по оси абсцисс с относительной координатой X=0,348 до конца носовой части фюзеляжа. Первая и вторая группа кривых верхнего контура носовой части в боковой проекции соединены наклонным базовым отрезком 19, нижний конец 20 которого с относительной координатой по оси абсцисс X=0,211 состыкован с первой группой кривых, а верхний конец 21 с относительной координатой по оси абсцисс X=0,348 состыкован со второй группой кривых верхнего контура носовой части фюзеляжа в боковой проекции.

Ординаты верхнего контура носовой части фюзеляжа в боковой проекции на участках, соответствующих первой и второй группе кривых, рассчитаны по соотношению:

,

в котором А₀ ^В, A₁ ^В, С^В, В₂ ^В, B₁ ^В, B₀ ^В - параметры, приведенные в таблице 3 для первой группы кривых, в которую включено 5 кривых, и в таблице 4 для второй группы кривых, в которую включено три кривые. Величина Y_кон - расстояние между концами 34 верхнего и нижнего контуров носовой части фюзеляжа в боковой проекции, Y - величина, значение которой не превышает 5 мм.

Ординаты точек базового отрезка 19 рассчитаны по соотношению:

в котором X - относительная координата точек вдоль оси абсцисс на промежутке между нижним концом 20 базового отрезка (X=0,211) и верхним концом 21 базового отрезка 19 (X=0,348).

Заявляемые параметры первой и второй групп кривых и параметры базового отрезка подобраны таким образом, чтобы без изломов и уступов выполнить весь верхний контур носовой части фюзеляжа в боковой проекции в виде плавной кривой. Наличие базового отрезка 19 в сочетании с небольшим по длине вдоль оси абсцисс от Х_н=0,189 до Х_к=0,211 зализом - последней кривой из первой группы кривых - обеспечивает гладкий переход от кривых первой группы базовому отрезку.

В обшивку носовой части фюзеляжа в заявляемом техническом решении вписано лобовое остекление кабины пилотов. Его наружная поверхность выполнена в виде поверхности одинарной кривизны, которая образована совокупностью отрезков 22, концы которых размещены на двух образующих дугах: верхней 23 и нижней 24. Верхняя 23 и нижняя 24 дуги проложены по наружной поверхности обшивки носовой части фюзеляжа и выполнены симметричными относительно плоскости симметрии самолета. Вершины нижней 23 и верхней 24 дуг размещены в нижнем 20 и верхнем 21 концах базового отрезка 19 соответственно, при этом аппликаты точек нижней дуги рассчитаны по соотношению

,

а аппликаты точек верхней дуги по соотношению:

,

В совокупность отрезков, образующих наружную поверхность лобового остекления носовой части фюзеляжа, включен упомянутый базовый отрезок 19. Кроме него в эту совокупность включены отрезки 22, концы которых размещены на нижней и верхней дуге. При этом концы каждого из отрезков размещены в точках с равной величиной отношения их аппликат Z_вi, Z _нi к Z_кв, Z_кн - половине расстояний между концами 38 и 37 верхней и нижней дуг, что иллюстрируется на фиг.4: отношение аппликаты нижнего конца 25 образующего отрезка 22 Z_нi к расстоянию Z_кв выбирается равным отношению аппликаты верхнего конца 26 образующего отрезка 22 Z_вi к расстоянию Z_кв, где Z_кн и Z_кв половины длины хорд, стягивающих концы 41 и 42 соответствующих дуг.

.

Для узкофюзеляжных самолетов, рассчитанных на перевозку от 90 до 115 пассажиров, указанные величины Z _кн и Z_кв могут быть выбраны из диапазонов 1800 2000 мм и 1450 1600 мм соответственно.

Носовая часть фюзеляжа самолета, выполненная в соответствии с заявляемым техническим решением, позволяет обеспечить выполнение требований по обзору для пилотов. Из диаграммы обзора, приведенной на фиг.6, видно, что заявляемое решение поверхности лобового остекления в сочетании с параметрами наружной поверхности обшивки носовой части фюзеляжа обеспечивает требования по обзору, предъявляемые к пассажирским самолетам: кривые, соответствующие полю обзора левого 32 правого 33 глаза правого пилота, охватывают с запасом ломаную линию 31, соответствующую авиационным правилам по обзору. Кроме того, заявляемое решение обеспечивает достаточный обзор в направлении прямо перед летчиком (см. фиг.7) и в боковом направлении (см. фиг.8). Выполнение носовой части фюзеляжа самолета в соответствии с заявляемым решением обеспечивает также снижение шума в кабине пилотов и размещение в носовой части радиолокатора 30 значительных габаритов.

Для улучшения аэродинамических характеристик носовой части фюзеляжа целесообразно плоскости дуг поверхности лобового остекления развернуть, как показано на фиг.10, на небольшие углы и (см. фиг.9) относительно их вершин 20 и 21 вверх от строительной горизонтали фюзеляжа 36. При этом нижнюю дугу наружной поверхности лобового остекления целесообразно развернуть на угол 2 3 градуса, а верхнюю дугу наружной поверхности лобового остекления на угол 1 1,5 градуса.