RU2282560C2 - Самолет с несущим фюзеляжем - Google Patents
Самолет с несущим фюзеляжем Download PDFInfo
- Publication number
- RU2282560C2 RU2282560C2 RU2004133827/11A RU2004133827A RU2282560C2 RU 2282560 C2 RU2282560 C2 RU 2282560C2 RU 2004133827/11 A RU2004133827/11 A RU 2004133827/11A RU 2004133827 A RU2004133827 A RU 2004133827A RU 2282560 C2 RU2282560 C2 RU 2282560C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- fuselage
- stabilizer
- rudder
- axis
- Prior art date
Links
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims abstract description 27
- 238000010276 construction Methods 0.000 claims description 5
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 238000012512 characterization method Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 239000013589 supplement Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/0009—Aerodynamic aspects
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/02—Tailplanes
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C2001/0045—Fuselages characterised by special shapes
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
- Testing Of Balance (AREA)
- Casings For Electric Apparatus (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиации. Самолет с несущим фюзеляжем содержит крыло, на консолях которого установлены двигатели, фюзеляж, у которого ширина значительно превышает его высоту, а передняя часть фюзеляжа в плане плавно переходит от более узкой носовой части в широкую основную часть. Хвостовое оперение имеет два разнесенных по ширине фюзеляжа в сторону от продольной вертикальной плоскости симметрии самолета и установленных под углом к ней стабилизатора с рулевыми поверхностями. На каждом стабилизаторе с образованием Т-образного хвостового оперения установлен цельноповоротный стреловидный руль направления. Техническим результатом изобретения является улучшение конструкции фюзеляжа и хвостового оперения самолета. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к самолетам, выполненным в пассажирском, грузовом или в грузопассажирском вариантах и обладающим улучшенной управляемостью при маневрах в полете, связанной с работой аэродинамических поверхностей, в частности с хвостовым оперением.
Известен самолет, повышенной грузоподъемности, предназначенный для перевозки на верхней части фюзеляжа габаритных грузов (см. А.А.Брук, К.Г.Удалов, С.Г.Смирнов "Иллюстративная энциклопедия самолетов ЭМ3 им. В.М.Мясницева" М.: Авио Пресс 1999 г., стр.248 Самолет 3 М-Т).
В известном проекте указанного самолета для эффективной работы хвостовое оперение выполнено в виде расположенных под углом к горизонтальной плоскости самолета стабилизаторов, на которых наклонно установлены кили с поворотным рулями направления. В данном случае такая конструкция хвостового оперения выбрана для того, чтобы избежать влияние на него расположенного спереди крыла большого размаха и груза, установленного сверху фюзеляжа. В ином случае, затененность хвостового оперения не позволяло бы эффективно и надежно функционировать его управляющим аэродинамическим поверхностям из-за срывов потоков воздуха как при выполнении различных маневров самолета, так и в обычном крейсерском полете.
Однако в известном самолете угол "V" установки стабилизаторов выбран таким, что их строительные плоскости пересекаются в плоскости симметрии самолета над его продольной осью.
В таком случае для выполнения разворота расположенные на стабилизаторе кили с рулями направления создают моменты, приводящие к крену самолета не в сторону разворота, а в противоположную сторону. Эти паразитные моменты приходится снимать за счет других аэродинамических элементов, в первую очередь расположенных на крыше. На самолетах большой грузоподъемности необходимость такой компенсации приводит к серьезной переразмерности габаритов органов поперечного управления, как видно из иллюстраций, и к большому размаху крыла.
Кроме того, наличие на килях отклоняемой управляющей поверхности небольшого размера по сравнению со всей площадью килей делает его работу малоэффективной при маневрах самолета.
Известен самолет с несущим фюзеляжем по пат. США 5769358, содержащий эллипсовидный в поперечном сечении, вытянутый по горизонтали фюзеляж, сравнительно короткие крылья, на которых установлены двигатели и Т-образное хвостовое оперение с высокорасположенным стабилизатором.
В данном самолете фюзеляж дополняет крыло в части создания подъемной силы, что благоприятно сказывается на общих габаритах самолета, например, появляется возможность уменьшить размах крыла. В то же время, в такой конструкции с Т-образным хвостовым оперением, имеющим один расположенный по оси симметрии самолета киль, возникает ряд проблем по его эффективности. В частности, при выполнении разворота, когда отклоняют руль направления на киле в сторону разворота (например, для разворота налево руль направление отклоняют налево), на отклоненном руле возникает сила, создающая момент относительно продольной оси самолета, стремящийся повернуть самолет вокруг этой оси в сторону, обратную требующейся (в нашем примере при развороте налево возникающая на руле направления сила стремится повернуть вниз правую консоль крыла, в то время, как ее надо поднимать). Для компенсации указанного вредного момента необходимо задействовать (отклонить) горизонтальные аэродинамические поверхности крыла и высокорасположенного стабилизатора. Однако из-за короткоразмерности крыльев для получения достаточной компенсации и надежной управляемости необходимы большие площади указанных аэродинамических поверхностей. Кроме того, в силу небольшой крутильной жесткости крыла возможен реверс управления, когда вместо управляющего кренового момента происходит закручивание крыла. Дополнительную сложность в создании хорошей управляемости при таком маневре вызывает широкий фюзеляж. Все описанное приводит к сложности в конкретном выполнении требующейся конструкции и создает элемент ненадежности при управлении данным известным самолетом.
Наиболее близким к заявляемому изобретению является конструкция самолета, описанная в патенте РФ № 2174089 (параллельная заявка PCT/RU 00/00542). Самолет имеет несущий фюзеляж, сравнительно короткие консоли крыльев, на которых расположены двигатели, и хвостовое оперение, выполненное в данном случае в виде двух килей, установленных под углом к вертикальной плоскости симметрии самолета. По всей задней кромке фюзеляжа установлены также отклоняемые аэродинамические поверхности, выполняющие, в частности, роль стабилизаторов.
Хотя указанная известная конструкция хвостовых поверхностей повышает их эффективность при маневрах самолета, все же описанные выше недостатки, в основном, присущи и этому известному проекту.
Задачей настоящего изобретения является создание самолета с несущим фюзеляжем, который обладает хорошей и понятной управляемостью при маневрах, не требующих серьезного увеличения эффективности, а следовательно, веса и габаритов органов управления креном и крыла, что позволяет сохранить все преимущества схемы самолета с несущим фюзеляжем.
Для решения указанной задачи заявляется самолет с несущим фюзеляжем, содержащий крыло, на консолях которого установлены двигатели, фюзеляж, у которого ширина значительно превышает его высоту, а передняя часть фюзеляжа в плане плавно переходит от более узкой носовой части в широкую основную часть, при этом хвостовое оперение имеет два разнесенных по ширине фюзеляжа в сторону от продольной вертикальной плоскости самолета и установленных под углом к ней стабилизатора с рулевыми поверхностями, каждый из которых снабжен цельноповоротным стреловидным рулем направления, ось вращения которого расположена в плоскости руля направления, установленного на конце стабилизатора с образованием Т-образного хвостового оперения, при этом строительные плоскости стабилизаторов пересекаются в плоскости симметрии самолета на главной продольной оси самолета или ниже ее.
Дополнительно, указанная ось вращения делит руль направления на две, приблизительно равные по площади части для уменьшения шарнирного момента и облегчения управляемости.
Кроме того, в одном из вариантов осуществления самолета угол у между плоскостью стабилизатора и горизонтальной плоскостью находится в диапазоне 10°-30°.
Краткое описание чертежей.
Настоящее изобретение станет более понятным при обращением к сопроводительным чертежам, где:
на фиг.1 - вид сбоку на самолет, соответствующий настоящему изобретению;
на фиг.2 - вид в плане на самолет по фиг.1;
на фиг.3 - вид спереди на указанный самолет.
Самолет 1 согласно настоящему изобретению содержит фюзеляж 2, ширина Д которого значительно превышает его высоту Н. В плане передняя часть фюзеляжа 2 плавно переходит от более узкой носовой части 3 к более широкой части, соответствующей основному габаритному размеру фюзеляжа. Фюзеляж такого типа создает подъемную силу дополнительно к подъемной силе крыла 4 и его можно называть несущим. Консоли 5 крыла 4 выполнены со сравнительно коротким размахом и на них установлены двигатели 6. Крыло 4 снабжено органами управления креном 7, выполняющими свои обычные функции при полете самолета. Хвостовое оперение самолета 1 включает в себя два разнесенных по ширине фюзеляжа 2 относительно вертикальной плоскости симметрии самолета, стабилизатора 8. Угол γ установки стабилизатора 8 относительно горизонтали выбирается в диапазоне 10°-30°. Строительные плоскости стабилизаторов пересекаются в плоскости симметрии самолета на главной продольной оси самолета или ниже ее. На конце каждого стабилизатора 8 установлен цельноповоротный стреловидный руль направления 10, образуя отдельное Т-образное хвостовое оперение. Ось 11 вращения расположена в плоскости руля направления 10 и делит его на две приблизительно равные по площади части/переднюю и заднюю. Угол стреловидности передней кромки β руля направления больше угла стреловидности крыла и выбирается из условия, что Мкрит. руля направления ≥ Мкрит. крыла. Руль направления 10 установлен таким образом, что он может поворачиваться около своего нейтрального положения, причем угол δ поворота находится в диапазоне ±25°÷30°. Ось 11 вращения размещена на конце стабилизатора 8. В хвостовой части фюзеляжа 2 выполнены аэродинамические поверхности 12. Поворот каждого руля направления 10 обеспечивается механизмом привода (не показан), размещенным в основном внутри стабилизатора 8. Этот механизм не является предметом настоящего изобретения и может быть выполнен исходя из известного уровня техники. Стабилизаторы 8 снабжены рулевыми поверхностями 13.
Процесс полета самолета 1 данного типа и преимущества использованной в нем схемы достаточно полно описаны в указанных выше описании и документах известного уровня техники. В этих документах показано, что применение широкого несущего фюзеляжа улучшает массо-габаритные характеристики самолета, расширяет его компоновочные возможности. Однако, как говорилось при характеристике известных документов, возникает проблема в управляемости самолета при различных маневрах. Особенно наглядно и определенно этот недостаток проявляется при развороте самолета.
Настоящее изобретение эффективно решает эту проблемную задачу и обеспечивает понятную и надежную управляемость при маневрах самолета, в частности при его развороте.
Это осуществляется следующим образом.
При необходимости разворота самолета 1, например влево от направления полета, цельноповоротные рули направления 10 как на левом, так и на правом стабилизаторе отклоняются также влево (их задние кромки уходят влево). В самолете 1 согласно настоящему изобретению строительные плоскости стабилизаторов 8 пересекаются в плоскости симметрии самолета или на главной продольной оси самолета 9 или ниже ее. Поэтому возникающая на отклоненных рулях направления 10 аэродинамическая сила либо не создает момента вокруг продольной оси самолета X, либо создает на небольшом плече момент вокруг оси X, ведущий к кренению самолета в сторону поворота, т.е. поднимающий правую консоль 5 крыла 4. Рулевые поверхности 13 левого и правого стабилизаторов также могут участвовать в управлении креном, отклоняясь дифференциально. В результате, органы управления креном на крыле могут быть существенно уменьшены.
Таким образом, создается понятный, а значит, и эффективный способ управления самолетом при маневрах в полете, оставляя без изменения схему и габариты основных элементов самолета и, следовательно, не уменьшая все преимущества данной схемы самолета с несущим фюзеляжем.
Рули направления 10 согласно настоящему изобретению выполняются стреловидными для уменьшения сопротивления при полетах на числах М~0,8, они представляют собой аэродинамически плоскую поверхность. Расположение оси их поворота, обеспечивающее деление руля на две приблизительно равные по площади части, уменьшает шарнирный момент, требующийся для его поворота, и облегчает управляемость рулем. Создание такой конструкции не представляет сложности при современном развитии авиационной техники.
Claims (4)
1. Самолет с несущим фюзеляжем, содержащий крыло, на консолях которого установлены двигатели, фюзеляж, у которого ширина значительно превышает его высоту, а передняя часть фюзеляжа в плане плавно переходит от более узкой носовой части в широкую основную часть, при этом хвостовое оперение имеет два разнесенных по ширине фюзеляжа в сторону от продольной вертикальной плоскости симметрии самолета и установленных под углом к ней стабилизатора с рулевыми поверхностями, на каждом из которых с образованием Т-образного хвостового оперения установлен цельноповоротный стреловидный руль направления, ось вращения которого расположена на стабилизаторе в плоскости руля направления, а строительные плоскости стабилизаторов пересекаются в плоскости симметрии самолета на главной продольной оси самолета либо ниже ее.
2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что указанная ось вращения делит руль направления на две приблизительно равные по площади части для уменьшения шарнирного момента и облегчения управляемости.
3. Самолет по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что указанная ось вращения руля направления размещена на конце стабилизатора.
4. Самолет по п.1, отличающийся тем, что угол γ между осью стабилизатора и горизонтальной плоскостью находится в диапазоне 10-30°.
Priority Applications (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004133827/11A RU2282560C2 (ru) | 2004-11-19 | 2004-11-19 | Самолет с несущим фюзеляжем |
EP05818061A EP1829782A2 (en) | 2004-11-19 | 2005-11-18 | Lifting-type aeroplane fuselage |
PCT/RU2005/000579 WO2006057575A2 (fr) | 2004-11-19 | 2005-11-18 | Avion a fuselage porteur |
US11/791,082 US20080179450A1 (en) | 2004-11-19 | 2005-11-18 | Lifting-Type Aeroplane Fuselage |
CA002596429A CA2596429A1 (en) | 2004-11-19 | 2005-11-18 | Lifting-type aeroplane fuselage |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004133827/11A RU2282560C2 (ru) | 2004-11-19 | 2004-11-19 | Самолет с несущим фюзеляжем |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004133827A RU2004133827A (ru) | 2006-04-20 |
RU2282560C2 true RU2282560C2 (ru) | 2006-08-27 |
Family
ID=36498371
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004133827/11A RU2282560C2 (ru) | 2004-11-19 | 2004-11-19 | Самолет с несущим фюзеляжем |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20080179450A1 (ru) |
EP (1) | EP1829782A2 (ru) |
CA (1) | CA2596429A1 (ru) |
RU (1) | RU2282560C2 (ru) |
WO (1) | WO2006057575A2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2453473C2 (ru) * | 2007-09-25 | 2012-06-20 | Юрий Иванович Безруков | Самолет короткого взлета и посадки - аэромобиль |
Families Citing this family (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2937302B1 (fr) * | 2008-10-17 | 2010-12-24 | Airbus France | Avion a empennage queue-de-morue. |
CN107161324A (zh) * | 2017-06-12 | 2017-09-15 | 河北天启通宇航空器材科技发展有限公司 | 旋翼机尾翼总成结构 |
FR3074142A1 (fr) | 2017-11-30 | 2019-05-31 | Airbus Helicopters | Giravion de type hybride comportant un empennage horizontal et deux derives agencees sur l'empennage horizontal |
EP3670323B1 (en) * | 2018-12-19 | 2021-02-17 | LEONARDO S.p.A. | Aircraft and related manufacturing method |
CN114115314B (zh) * | 2021-11-26 | 2023-05-23 | 北京航空航天大学 | 一种变体飞行器的后掠角确定方法及系统 |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2353856A (en) * | 1942-11-21 | 1944-07-18 | Glenn L Martin Co | Auxiliary airfoil |
US4135687A (en) * | 1972-08-10 | 1979-01-23 | Jones Jr Allen | Steering and stabilization apparatus for aircraft |
RU2046058C1 (ru) * | 1991-04-26 | 1995-10-20 | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского | Горизонтальное оперение |
US5957405A (en) * | 1997-07-21 | 1999-09-28 | Williams International Co., L.L.C. | Twin engine aircraft |
RU2174089C1 (ru) * | 2000-10-13 | 2001-09-27 | Карклин Андрей Михайлович | Самолет с несущим фюзеляжем |
-
2004
- 2004-11-19 RU RU2004133827/11A patent/RU2282560C2/ru not_active IP Right Cessation
-
2005
- 2005-11-18 EP EP05818061A patent/EP1829782A2/en not_active Withdrawn
- 2005-11-18 US US11/791,082 patent/US20080179450A1/en not_active Abandoned
- 2005-11-18 WO PCT/RU2005/000579 patent/WO2006057575A2/ru active Application Filing
- 2005-11-18 CA CA002596429A patent/CA2596429A1/en not_active Abandoned
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2453473C2 (ru) * | 2007-09-25 | 2012-06-20 | Юрий Иванович Безруков | Самолет короткого взлета и посадки - аэромобиль |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1829782A2 (en) | 2007-09-05 |
RU2004133827A (ru) | 2006-04-20 |
WO2006057575A3 (fr) | 2006-08-10 |
CA2596429A1 (en) | 2006-06-01 |
US20080179450A1 (en) | 2008-07-31 |
WO2006057575A2 (fr) | 2006-06-01 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6592073B1 (en) | Amphibious aircraft | |
EP1167183B1 (en) | Blended wing and multiple-body airplane configuration | |
US8651431B1 (en) | Aircraft with movable winglets and method of control | |
US5681014A (en) | Torsional twist airfoil control means | |
US8657226B1 (en) | Efficient control and stall prevention in advanced configuration aircraft | |
US4566657A (en) | Span loaded flying wing control | |
JP2020534212A (ja) | 電動垂直離着陸(vtol)機用の翼傾斜作動システム | |
US4746081A (en) | Aircraft | |
CN106672232A (zh) | 一种高效垂直起降飞行器 | |
US20060016931A1 (en) | High-lift, low-drag dual fuselage aircraft | |
US20060284010A1 (en) | Hydrofoil for an amphibious aircraft | |
US5542625A (en) | Gull wing aircraft | |
CN108082471B (zh) | 一种变体超音速飞机 | |
CN108177777A (zh) | 一种基于翼尖涡流增升的飞行器 | |
WO2006057575A2 (fr) | Avion a fuselage porteur | |
US8262017B2 (en) | Aircraft with forward lifting elevator and rudder, with the main lifting surface aft, containing ailerons and flaps, and airbrake | |
CA2331944A1 (en) | Seaplane having main wing mounted beneath fuselage | |
US6543720B2 (en) | Directional control and aerofoil system for aircraft | |
RU2082651C1 (ru) | Легкий летательный аппарат | |
US4913378A (en) | Airplane with transonic/hypersonic to short take off and landing (STOL) flight capability | |
CN207943171U (zh) | 一种基于翼尖涡流增升的飞行器 | |
US20090173838A1 (en) | Narrow Wing System for Airplanes | |
US10654556B2 (en) | VTOL aircraft with wings | |
EP4008628B1 (en) | A compound helicopter with braced wings in joined-wing configuration | |
AU2017202056A1 (en) | Joint Box Wing aircraft configuration, offering efficiency gains through aerodynamic advantage and improved structural efficiency through its unique geometry. Resulting in an increase in lift capability, range and endurance above traditional aircraft platforms. |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20081120 |