RU223474U1

RU223474U1 - Самолет интегральной схемы

Info

Publication number: RU223474U1
Application number: RU2023123485U
Authority: RU
Inventors: Николай Николаевич Брагин; Александр Александрович Крутов; Евгений Александрович Пигусов; Елизавета Александровна Заварзина; Сергей Александрович Кузин; Вячеслав Терентьевич Хван
Filing date: 2023-09-11
Publication date: 2024-02-19

Abstract

Полезная модель относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам интегральной схемы, и может быть использована при разработке компоновок перспективных дозвуковых самолетов различного назначения, в том числе легких реактивных самолетов с пониженным уровнем шума на местности и расширенным диапазоном условий базирования. Фюзеляж имеет овальную форму, крыло с наплывом в области от 10-30% размаха крыла, со стреловидностью 30-35°, двигатели в хвостовой части фюзеляжа расположены выше верхней поверхности крыла над фюзеляжем на расстояние 60-80% от носка фюзеляжа, двухкилевое оперение. Таким образом, удается создать самолет интегральной схемы, обладающий следующими преимуществами:

- обеспечение крейсерского числа Маха Мкрейс=0,82-0,85 и дальности полета 8500 км;

- повышение аэродинамического качества на 5-15%;

- повышение безопасности полета.

Description

Полезная модель относится к авиационной технике, в частности, к летательным аппаратам интегральной схемы, и может быть использована при разработке компоновок перспективных дозвуковых самолетов различного назначения, в том числе легких реактивных самолетов с пониженным уровнем шума на местности и расширенным диапазоном условий базирования.

Предлагаемая модель самолета разрабатывается в рамках создания концепции перспективных магистральных самолетов нетрадиционной схемы с крыльями, обеспечивающих снижение аварийности, шума, эмиссии NO_X, расхода топлива и эмиссии СО₂, удельной стоимости разработки и увеличение жизненного цикла ЛА в соответствии с целевыми показателями гражданских самолетов 2025-2030 годов с прогнозом на период до 2035 года.

Работа направлена на создание научно-технического задела по проектированию самолетов с крылом умеренной стреловидности, крейсерской скоростью полета М=0,82-0,85 и дальностью полета 8500 км.

В настоящее время динамика приоритетов в гражданской авиации такова, что наряду с необходимостью обеспечения безопасности, высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности, выдвигаются вопросы экологии и охраны окружающей среды. Применительно к дозвуковым самолетам, прежде всего уровень шума на местности и в районе аэропорта и выбросы продуктов сгорания двигателей.

Известен самолет HA-420 Honda Jet, содержащий цилиндрический фюзеляж, двигатели, установленные на крыле на пилоне. Самолет предназначен для перевозки до 8 пассажиров на расстояние до 2040 км с максимальной скоростью 790 км/ч (см. патент US D469054S1 от 21 января 2003 года). Недостатком этого самолета является малая дальность, и как следствие низкая топливная эффективность.

Известен самолет Piaggio Р. 180 Avanti, разработанный итальянским консорциумом Piaggio Aero Industries. (см. интернет-сайты www.piaggioaerospace.it) имеющий цилиндрический фюзеляж и двигатели, установленные в крыле. Самолет предназначен для перевозки до 9 пассажиров на расстояние до 2780 км с максимальной скоростью 732 км/ч.

Известен самолет Cessna 560XL (см. интернет-сайты www.airwar.ru), принятый за прототип, имеющий цилиндрический фюзеляж и двигатели, установленные на пилоне в хвостовой части фюзеляжа. Самолет предназначен для перевозки до 10 пассажиров на расстояние до 3889 км с максимальной скоростью 815 км/ч.

Общими недостатками для всех рассмотренных выше компоновок является малая дальность, низкая топливная эффективность, невысокие несущие свойства при числе Маха М≥0,65, вызванные отсутствием учета влияния элементов конструкции. Вследствие, взаимного влияния частей летательного аппарата друг на друга происходит образование нестационарных аэродинамических взаимодействий, которые могут приводить к преждевременному отрыву потока на верхней поверхности крыла и уменьшению предельно допустимого значения коэффициента подъемной силы (Су_доп.). Все вышеперечисленное приводит к снижению уровня безопасности полета; изменению режимов работы двигателя, влияющих на несущие свойства самолета и, следовательно, на топливную эффективность.

Задачей и техническим результатом создания полезной модели является разработка самолета интегральной схемы крейсерской скоростью полета М=0,82-0,85, дальностью полета 8500 км, с высоким уровнем аэродинамического качества и повышением безопасности полета.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в самолете интегральной схемы, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло, два двигателя, установленные на пилонах в хвостовой части фюзеляжа и хвостовое оперение, фюзеляж выполнен овальной формы с отношением ширины к высоте фюзеляжа 1,05-1,1, крыло выполнено с наплывом в области фюзеляжа от 10-30% размаха крыла со стреловидностью 30-35°, мотогондолы двигателей расположены выше верхней поверхности крыла над фюзеляжем, на расстояние 60-80% длины фюзеляжа от носка, расстояние между двигателями составляет от 1 до 3 диаметров двигателя, хвостовое оперение выполнено двухкилевым.

Полезная модель поясняется фигурой:

На фиг. 1 показан общий вид самолета интегральной схемы Самолет 1 (Фиг. 1) содержит фюзеляж 2, крыло 3 с наплывом 4, два двигателя 5, двухкилевое хвостовое оперение 6.

Крыло самолета 3 выполнено с наплывом в области фюзеляжа от 10-30% размаха крыла со стреловидностью 30-35°, имеет переменную профилировку по размаху (относительная толщина бортового профиля с=14-25%, относительная толщина концевого профиля с=9-10%). Крыло с наплывом 4 позволяет увеличить внутренний полезный объем на 10-15%.

Фюзеляж 2 выполнен овальной формы с отношением ширины к высоте фюзеляжа 1,05-1,1. Мотогондолы двигателей 5 расположены на участке от 60 до 80% длины фюзеляжа на пилоне в хвостовой части выше верхней поверхности крыла над фюзеляжем и на расстояние 1-3 диаметров двигателя между собой. Хвостовое оперение выполнено двухкилевым.

Были проведены расчетные исследования предложенной компоновки, которые показали, что применение интегральной схемы в компоновке позволяет повысить уровень аэродинамического качества на 5-15% и повысить безопасность полета. Предложенное расположение двигателей позволяет применять упрощенную взлетно-посадочную механизацию при сохранении высокой крейсерской скорости полета самолета, в диапазоне чисел Маха М=0,82-0,85 при обеспечении безотрывного обтекания крыла, что повышает уровень аэродинамического качества.

Таким образом, удается создать самолет интегральной схемы, обладающий следующими преимуществами:

- обеспечение крейсерского числа Маха Мкрейс=0,82-0,85 и дальности полета 8500км;

- повышение безопасности полета.

Claims

1. Самолет интегральной схемы, содержащий фюзеляж, стреловидное крыло, два двигателя, установленных на пилонах в конце фюзеляжа, и хвостовое оперение, отличающийся тем, что фюзеляж выполнен овальной формы, крыло выполнено с наплывом в области фюзеляжа от 10-30% размаха крыла, мотогондолы двигателей расположены выше средней линии фюзеляжа, хвостовое оперение выполнено двухкилевым.

2. Самолет интегральной схемы по п. 1, отличающийся тем, что фюзеляж овальной формы выполнен с отношением ширины к высоте фюзеляжа 1,05-1,1.

3. Самолет интегральной схемы по п. 1, отличающийся тем, что крыло выполнено со стреловидностью 30-35%.

4. Самолет интегральной схемы по п. 1, отличающийся тем, что мотогондолы двигателей расположены на расстояние 60-80% от носка фюзеляжа и на расстояние 1-3 диаметров двигателя между собой.