WO2015016731A1 - Летательный аппарат "варианты" - Google Patents

Летательный аппарат "варианты" Download PDF

Info

Publication number
WO2015016731A1
WO2015016731A1 PCT/RU2013/000650 RU2013000650W WO2015016731A1 WO 2015016731 A1 WO2015016731 A1 WO 2015016731A1 RU 2013000650 W RU2013000650 W RU 2013000650W WO 2015016731 A1 WO2015016731 A1 WO 2015016731A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
wing
aircraft
bearing surface
engine
pylon
Prior art date
Application number
PCT/RU2013/000650
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Валерий Туркубеевич ПЧЕНТЛЕШЕВ
Original Assignee
Pchentleshev Valery Turkubeevich
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Pchentleshev Valery Turkubeevich filed Critical Pchentleshev Valery Turkubeevich
Priority to PCT/RU2013/000650 priority Critical patent/WO2015016731A1/ru
Publication of WO2015016731A1 publication Critical patent/WO2015016731A1/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/08—Aircraft not otherwise provided for having multiple wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/10—All-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/12—Canard-type aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type

Definitions

  • the invention relates to aircraft (LA) and relates in particular to aircraft.
  • a flying wing aerodynamic airplane is characterized by the fact that it has a payload (for example, passengers) placed in the wing.
  • a payload for example, passengers
  • Such an aircraft has the highest aerodynamic quality and the smallest relative weight of the airframe structure.
  • a known aircraft is a “flying wing” scheme (Patent of the Russian Federation J4 ° 2060211, IPC ⁇ 64 ⁇ 39 / 10, publ. 05.20.96, [3]), which has a swept wing and two engines.
  • one engine is attached to the front lower side of the wing by means of its pylon, and the second engine is attached to the front upper side of the wing by means of its pylon.
  • Both pylons and both engines are located in the plane of symmetry of the aircraft.
  • chassis supports At one time, a common option for attaching chassis supports was the option of attaching them to the engine nacelle.
  • the domestic Il-28 bomber had two turbojet engines (turbojet engines) installed in engine nacelles attached to the wing at some distance from the plane of symmetry of the aircraft.
  • the IL-28 used a three-leg landing gear with a front support, while the main landing gear legs were attached to the engine nacelles and, in flight, retracted into the engine nacelles (Aircraft Design Bureau named after SV Ilyushin. M .: Mechanical Engineering, 1990, p. 88, [5 ]).
  • the well-known American B-47 bomber had six turbojet engines mounted in engine nacelles attached to the wing at some distance from the plane of symmetry of the aircraft by means of pylons. At the same time, four engines were installed in twin engine nacelles (two engines in the engine nacelle) on a common pylon.
  • the B-47 used a bicycle chassis, in which two main landing gear mounts were attached to the fuselage, and two supporting legs were mounted to a twin engine nacelles and in flight were tucked into twin engine nacelles (Bauer P. Aircraft of unconventional designs. M: Mir, 1991, p.166, Fig. 8.4, [6]).
  • the advantage of attaching the landing gear support to the engine nacelle the landing gear length is reduced, and therefore the relative weights of the landing gear and the aircraft as a whole are reduced.
  • the advantage of the Farman-1020 aircraft is its good stiffness and weight characteristics of a wing of small elongation.
  • the disadvantage of the Farman-1020 aircraft is its low aerodynamic quality (due to the use of a small elongation wing).
  • the aerodynamic quality of an ekranoplane when flying close to the screen, can be 25- ⁇ (Panchenkov AN Examination of ekranoplanes. Nizhny Novgorod, 2006, p. 62, [8]), which is greater than that of an airplane (for example, as indicated above, the aerodynamic quality of the A-340 passenger main aircraft does not exceed 20).
  • the objective of the invention is to eliminate the disadvantage of the prototype.
  • the invention in one of the possible variants of its implementation, has the following essential features common with the prototype: the aircraft has at least two tandemly located bearing surfaces - front and rear, made with the possibility of creating positive lifting force, front the supporting surface consists of two consoles, the consoles of the front bearing surface are made with the possibility of their installation at large angles of attack with respect to the rear bearing surface.
  • Distinctive essential features make it possible in the claimed aircraft in flight not only to ensure pitch stability (due to “longitudinal V”), but also to form a powerful bevel of the flow behind the consoles of the front bearing surface (a powerful descending (downward) air flow), which will prevent air from flowing through the end parts of the rear bearing surface from its lower surface (from the area with higher air pressure) to its upper surface (to the area with lower air pressure). This will increase the aerodynamic quality of the rear bearing surface and the aircraft as a whole.
  • the front bearing surface has a beneficial effect (aerodynamically) on the rear bearing surface, while in the known configurations with two tandemly located bearing surfaces (for example, in the well-known aerodynamic design "duck »)
  • the front bearing surface adversely (aerodynamically) affects the rear bearing surface.
  • FIG.1 - ⁇ - 4, 8 and 9 one of the possible embodiments of the claimed invention is shown, where it is indicated: 1 - rear bearing surface (straight (not swept) wing); 2 and 3 - consoles of the front bearing surface (consoles of the front triangular all-turning horizontal tail unit); 4 and 5 - two two-circuit turbofan engines located in a common engine nacelle (but can also be located in different engine nacelles); 6 - flaps; 7 and 8 - fissile flaps; 9 - pylon located in the plane of symmetry of the aircraft; 10 - two two-wheeled main landing gear; 1 1 - one two-wheeled front landing gear; 12 - front door; 13 - the central passage; 14 - floor line in the central aisle; 15 and 16 - line of floor passages in the front and rear passenger compartments, respectively; 17 - a step; 18 - the inner contour of the ribs; 19 - passenger seat; 20 - line the floor in the front
  • Figure 1 shows the left side view of the aircraft.
  • Figure 2 shows a top view of the aircraft and the section AA.
  • Figure 3 shows a front view of the aircraft.
  • Figure 4 shows a combined graph of the dependence of the lift coefficients C for kr and C for the cpgo wing 1 and the consoles 2 and 3 of the csi, respectively, on the angle of attack a.
  • FIG. 5 shows a front view of an embodiment of the claimed invention, which differs from that shown in FIG. 3 in that on the common pylon in a common engine nacelle there are two more dual-circuit turbojets 27 and 28 (in total four engines, two each on each side of the pylon).
  • FIG. 6 shows a front view of an embodiment of the claimed invention, different from that shown in FIG. 3 in that it has two turbojet engines 29 and 30 mounted on its own pylons 31 and 32, respectively. In this case, there are two front landing gear supports 33 and 34, which are attached to the engine nacelles TRD 29 and 30, respectively.
  • Ha FIG. 7 shows a front view of an embodiment of the claimed invention, which differs from that shown in FIG. 3 in that it has on the upper side of the wing two more bypass turbofan engines 35 and 36 attached to the front upper side of the wing by means of a common pylon 37 located in the plane of symmetry of the aircraft.
  • Fig.8 shows a section aa and shows the location of section bb.
  • Figure 9 shows a section BB.
  • FIG. 10 shows a left view
  • FIG.l 1 shows a front view of an embodiment of the claimed invention, different from that shown in FIG. 1- Z in that it has two vertical wings at the ends of the wing (from its lower rear side) plumage 27 with rudders 28.
  • Fig.12 shows a top view of an embodiment of the claimed invention, where the numbers indicate: 6 - flaps; 7 and 8 - fissile flaps; 38 - a delta wing; 39 and 40 are consoles of the front triangular one-piece horizontal tail unit attached to the common engine nacelle (shown in the figures, but not indicated by numbers).
  • Fig. 13 shows a top view
  • Fig. 14 a front view of an embodiment of the claimed invention, different from that shown in Fig. 1 -KZ in that it has an additional front triangular, one-piece, horizontal plumage, consoles 41 and 42 which are attached to a common engine nacelle.
  • FIG. 15 shows a top view of an embodiment of the claimed invention, different from that shown in FIG. 13-I 4 in that it has a rear bearing surface 1 ′ (wing) and consoles of the front bearing surface 2 ′ and 3 ′ swept.
  • FIG.16 shows a front view
  • FIG.17 a top view of an embodiment of the claimed invention, different from that shown in Fig.1- ⁇ 3 in that it has consoles 2 "and 3" of the front one-turn horizontal tail unit straight (not swept).
  • FIG. 18 shows a top view of an embodiment of the claimed invention, which differs from that shown in FIGs. 1–3 in that it has consoles of the front bearing surface 45 and 46, and consoles of the front one-piece horizontal turning unit. 47 and 48.
  • the inventive aircraft is made according to the airplane scheme, and in one of its possible variants - in the embodiment of a passenger aircraft, it is as follows.
  • wing 1 rear bearing surface
  • CPGO front bearing surface
  • consoles 2 and 3 of the front bearing surface (directly adjacent to the end parts of the wing 1) have a smaller value than the end chord wing 1 (to which the console 2 and 3 are adjacent).
  • Consoles 2 and 3 of the central control center are made with the possibility of their installation at a certain positive (larger) angle a 0 , with respect to wing 1 (to ensure “longitudinal V” - to ensure the aircraft's pitch stability).
  • Consoles 2 and 3 of the central control center are installed at a certain positive angle ⁇ of the transverse V (for ensuring the “transverse V” - for ensuring the aircraft stability along the roll).
  • Pylon 9 and the total thrust vector of engines 4 and 5 are located in the plane of symmetry of the aircraft.
  • the turbojet engines 4 and 5 are located in a common engine nacelle (but can also be located in different engine nacelles).
  • the aircraft used a three-leg landing gear with a front support.
  • the two main two-wheeled landing gear supports 10 are attached to the wing 1 and retracted into the wing in flight.
  • the front two-wheeled landing gear support 1 1 is attached to the common engine nacelle (or to the pylon 9) and in flight retracts into the general engine nacelle.
  • the payload (passengers) is located in wing 1.
  • the claimed aircraft on the one hand, can be attributed to the “flying wing” aerodynamic design (since it does not have a fuselage), and on the other hand, to the “duck” aerodynamic design (since it has a front bearing surface , consisting of two consoles, and creating a positive lift).
  • consoles 2 and 3 of the CPGO are installed at larger angles of attack a than wing 1 (to ensure “longitudinal, V” - to ensure the stability of the aircraft in pitch), as well as due to the mutual positioning
  • a powerful bevel a powerful descending (downward) air flow. This downward airflow will prevent air from flowing through the end parts of wing 1 from its lower surface (from the region with higher air pressure) to its upper surface (into the region with lower air pressure). This will increase the aerodynamic quality of wing 1 and the aircraft as a whole.
  • the front bearing surface (consoles 2 and 3 of the CPSC) has a favorable (aerodynamically) effect on the rear bearing surface (on wing 1), while in the known arrangements with two tandem layouts with female bearing surfaces (as indicated above), the front bearing surface adversely affects the rear bearing surface.
  • the consoles 2 and 3 of the central control center will have a critical angle of attack a greater than that of wing 1.
  • the inclination angle of the straight section a-in 25 (FIG.4) of the lift coefficient ⁇ p to the axis of the angle of attack and wing 1 will have more than the slope of the rectilinear section d of curve 26 of the lift coefficient C of tgo for consoles 2 and 3 of the CPGO.
  • the lift on the wing 1 will increase by a large amount (due to a larger increase in the lift coefficient C v Kp ) than the lift on the arms 2 and 3 CPGO (due to a smaller increase in the coefficient of lifting force C at r0 ), which will lead to the occurrence of a stabilizing pitch moment (dive moment), and, therefore, will contribute to the stability of the claimed pitch pitch.
  • the lift on the wing 1 With a decrease in the angle of attack of the aircraft (for example, with a random vertical gust of air), the lift on the wing 1 will decrease by a larger amount (due to a larger decrease in the lift coefficient ⁇ p ) than the lift on the consoles 2 and 3 of the central control center (from due to a smaller decrease in the lift coefficient ⁇ at TL ⁇ 0 ), which will lead to the appearance of a stabilizing moment in pitch (moment for cabling), and, therefore, will contribute to the stability of the claimed aircraft in pitch.
  • the balancing point b is far from the critical angle of attack a as for wing 1, and for consoles 2 and 3 of the central control center, and, therefore, flow disruption both on consoles 2 and 3 of the central control center, and on wing 1 is impossible.
  • Curve 25 (FIG. 4) of wing 1 has a straight section a-c and a curved section c-d.
  • Curve 26 of consoles 2 and 3 of the central control center has a rectilinear section e and a curved section e-g.
  • curve 26 of consoles 2 and 3 of the central control center has a flatter section of the maximum than curve 25 of wing 1.
  • the cantilevers 2 and 3 of the CPGO earlier reach the point e of the beginning of the curved section of curve 26 than the wing
  • the stability of the claimed aircraft in pitch is ensured both by providing a "longitudinal V", and due to the fact that the front bearing surface (consoles 2 and 3 of the central control center) has a critical angle of attack a greater than the angle of inclination of the curve 26 of the coefficient the lifting force of CPG0 is less than that of the rear bearing surface (of wing 1), and also due to the fact that the curve of the coefficient of lifting force C of r0 of consoles 2 and 3 of CPSC have a more gentle maximum than that of wing 1.
  • the claimed invention Since the claimed invention has two tandem bearing surfaces, this allows it to use take-off and landing mechanization on the wing and helps to reduce balancing losses in cruising flight (compared to the traditional “flying wing”).
  • the claimed aircraft is controlled: by pitch - by deflecting the cantilevers 2 and 3 of the central civil aircraft in one direction (flaps 6 may also be used); roll - by differential deviation of consoles 2 and 3 ⁇ in different directions; at the heading - by deflecting the fissile shields 7 and 8 (for example, as is the case with the famous American B-2 bomber made by the “flying wing” aerodynamic scheme).
  • An embodiment of the claimed invention is possible when the consoles of the front bearing surface thereof are not fully rotatable.
  • elevators which can also be used as ailerons
  • An embodiment of the claimed invention is possible when the consoles of the front bearing surface are mounted at a large angle of attack with respect to the rear bearing surface (with respect to the wing).
  • the above consoles are made stationary and do not have rudders.
  • the aircraft is controlled: by pitch — by deflecting the elevons (the role of which is performed by the flaps) in one direction; roll - by differential deviation of the elevons.
  • a straight wing has the greatest load-bearing properties and aerodynamic quality, as well as the simplest and cheapest design of all types of wings.
  • two bypass turbofan engines 4 and 5 are located in a common engine nacelle on a common pylon 9 (as in the well-known American bombers B-47 and B-52) under the front lower part of wing 1. Moreover, the common pylon 9 is located in plane of symmetry of the aircraft.
  • the adopted arrangement of engines 4 and 5 makes it easy to provide the required alignment of the aircraft (by installing engines 4 and 5 at the required distance from the leading edge of the wing 1) while placing the payload over the entire wing profile.
  • engines 4 and 5 make it possible to bring the axes of engines 4 and 5 closer to the minimum possible distance relative to each other, which allows, in the event of failure of one of engines 4 and 5, to have a minimum turning moment along the course (even less than that of known aircraft fuselage scheme with two engines mounted on horizontal pylons in the rear of the fuselage). This, in turn, makes it possible to have steering surfaces for controlling along the course of the minimum area, which increases the aerodynamic quality of the claimed aircraft and reduces the relative weight of the airframe structure.
  • the front bearing surface (consoles 2 and 3) not only improves the aerodynamic quality of the rear bearing surface (wing 1), but also creates a positive lifting force, which improves the aerodynamic quality of the system as a whole (consisting of front and rear bearing surfaces).
  • the front bearing surface in aerodynamic terms favorably affects the rear bearing surface, and the aerodynamic quality of the whole system (consisting of the front and rear bearing surfaces) will be greater than the aerodynamic quality of the front and rear bearing surface separately. That is, the cumulative effect is obtained.
  • the console of the front bearing surface and the rear bearing surface may have any acceptable shape: small elongation; high elongation; direct (not swept); swept (direct or reverse sweep); triangular ;, sliding, etc.
  • the invention can be used as a manned aircraft of any type (for example, as a passenger aircraft) or as an unmanned aircraft.
  • the fastening of the front landing gear in the claimed invention to the common engine nacelle (or to the common pylon) reduces the relative weight of the front landing gear, and therefore reduces the relative weight of the landing gear and the aircraft as a whole.
  • An embodiment of the claimed invention is possible when it has a thrust vector of the engine (or engines) can change its position in the longitudinal plane relative to the chord of the rear bearing surface (to create a pitch moment - for balancing and controlling the aircraft). This can be done either by turning the entire engine. (or engines) or by using a rotary nozzle on the engine (or engines).
  • a possible embodiment of the claimed invention when it has a fuselage when it has a fuselage.
  • One (or more) engines located in the engine race is attached to the lower front of the fuselage by means of a common pylon (which is located in the plane of symmetry of the aircraft).
  • the front landing gear is attached to the engine nacelle.
  • the inventive aircraft can have any acceptable flight speed: subsonic, supersonic, hypersonic.
  • An embodiment of the claimed invention is possible, for example, in a variant of a supersonic administrative aircraft (for example, for 4 people), when its passenger cabin is located in the front part of the engine nacelle.
  • Two turbojet engines are located vertically one above the other in the plane of symmetry of the aircraft.
  • the engines used air intakes with a common horizontal wedge, while the air intake of the upper turbojet engine is located on the upper side of the horizontal wedge, and the air intake of the lower turbojet engine is located on the lower side of the horizontal wedge.
  • the front glazing of the crew cabin is located in the upper half of the horizontal wedge of the air intake (this allows you to not have a deflectable bow, for example, as in the well-known supersonic passenger aircraft Concord and Tu-144).
  • the passenger cabin can be separated from the plane and descend by parachute (for example, as with the famous American fighter-bomber FB-111).
  • An embodiment of the claimed invention is possible, for example, in a variant of a multi-seat aircraft, when it has a passenger gangway in the common pylon for attaching engines to the wing.
  • the two front bow sections of the pylon open in both directions and provide access to the stairs (or an escalator like metro escalators), along which passengers climb into the passenger cabin located in the wing.
  • a passenger cabin (FIG. 8 and 9) located in wing 1 has a central passage 13 (may have several passages) of the required height in the direction from one end of the wing to the other end of the wing, located at the maximum the smallest thickness of the wing profile 1.
  • the wing-pressurized cabin has ribs 21 and 22 of arch type, of which rib 21 is located in the passenger compartment, and rib 22 is located between the passenger cabins (in the figures only one arched rib 21 and 22 is indicated by numbers in fact in every pass There are four type 21 ribs and two type 22 ribs in the Azhir salon.
  • the upper and lower halves of the arched rib 22 are connected in places between the passenger cabins by a flat truss (stands and braces, not shown in the figures).
  • To the left and to the right of the central aisle 13 are passenger cabins with rows of passenger seats and with one passage between the ribs in each compartment.
  • the floor lines of the aisles 15, 16 and steps 17 (there are several of them in each aisle) in the passenger compartments (and the space above the passage dams - over the heads of passengers in the aisle) are recessed with respect to the inner contour of 18 arched ribs 21 and 22 (in the direction of the outer contour of the ribs).
  • the floor line 14 in the central aisle 13 is flush with the floor line 15.
  • Each passenger cabin, when entering from the central aisle has frame frames. Or, more precisely, the wall (or two walls) of the wing 1 along the central passage 13 (from one end of the wing to the other end of the wing) has the shape of a frame with vertical struts.
  • the deepening of the floor lines of the aisles 15 and 16 and steps 17 in the passenger compartments (and the space above the aisles above the heads of the passengers in the aisle) with respect to the inner contour 18 of the arched ribs 21 and 22, allow the invention to compress the pressurized cabin for passengers as much as possible that allows you to reduce the wing area (for a given passenger capacity), therefore, allows you to increase the specific load on the wing, and, therefore, allows you to increase the aerodynamic quality of the aircraft.
  • the mutual arrangement of the central passage 13 and the passages in the passenger compartment adopted in the claimed invention makes it possible to divide the passage between the rows of seats (along the wing chord 1) into several sections (levels). This allows for cruising flight, on the one hand, to have an angle of inclination of the floor line in passages 14, 15 and 16 and steps 17 (there are several in each pass) of the required size (for example, not more than one degree), on the other hand have the required angle of attack of wing 1 (for example, equal to 3 + 4 °) in cruising flight, which improves the aerodynamic quality of the aircraft.
  • the angle of inclination of the floor line in all sections will also be the required value (for example, about zero degrees with respect to to the horizon).
  • luggage compartments, kitchens and office space can be placed at the ends of the wing. This will allow you to perform a wing with a large elongation, which increases the aerodynamic quality of the aircraft.
  • the placement of the front door 12 (FIG. 1) in the terminal rib of wing 1 makes it easy to ensure that the claimed invention has emergency evacuation requirements for passengers. In this case, there can be several entrance doors (and emergency hatches) in each end rib of wing 1.
  • FIG.5 A possible embodiment of the claimed invention (FIG.5) differs from that shown in FIG.3 in that it has an additional two bypass turbofan engines 27 and 28 (in total - 4 engines), which are located in a common nacelle with engines 4 and 5.
  • the total thrust vector of all four engines lies in the plane of symmetry of the aircraft. With so many (four) engines, you can create an airplane of almost any reasonable payload.
  • FIG.6 A possible embodiment of the claimed invention (FIG.6), which differs from that shown in FIG.3 in that it has two turbojet engines 29 and 30, placed in separate engine nacelles, is attached to the lower front part of the wing by means of individual pylons 31 and 32 , respectively veno.
  • the total thrust vector of all engines lies in the plane of symmetry of the aircraft.
  • the aircraft has two front unicycle landing gear 33 and 34 attached to the engine nacelles of engines 29 and 30, respectively.
  • FIG. 7 An embodiment of the claimed invention (FIG. 7) is possible, which differs from that shown in FIG. 3 in that it additionally has two turbojet engines 35 and 36 (that is, four engines in total), located in a common nacelle, which the common pylon 37 is attached to the front upper side of the wing 1. Moreover, the pylon 37 and the total thrust vector of the engines 35 and 36 are located in the plane of symmetry of the aircraft. However, it is possible that the pylon 37 of engines 35 and 36 is attached to the upper middle or rear part of wing 1. With this number of (four) engines, an aircraft of practically any reasonable payload can be created.
  • FIG. 12 An embodiment of the claimed invention (FIG. 12) is possible, which differs from that described above and shown in FIG. 1 -KZ in that it has a triangular wing 38 and triangular consoles 39 and 40 of the front one-turn horizontal tail unit attached to the general engine nacelle (engines are shown in the figure, but are not indicated by numbers).
  • the engine nacelle is attached to the wing 38 from its front lower side by means of a pylon located in the plane of symmetry of the aircraft. It is possible that the consoles 39 and 40 are attached to the above pylon.
  • the aircraft was made ultrasonic by the “duck” aerodynamic design.
  • the front landing gear is attached to the engine nacelle (or to the pylon), and the main landing gear is attached to the wing 38 (the landing gear is not shown in the figure).
  • the shock waves from the engine nacelle and the pylon sit only on the lower surface wing 38, which increases its aerodynamic quality and aerodynamic quality of the aircraft as a whole.
  • the claimed aircraft in this embodiment is controlled: by pitch - by deflecting the cantilever arms 39 and 40 of the CPGO in one direction (flaps 6 may also be used); roll - by differential deviation of the fissile flaps 7 and 8 up and down; at the heading - by deflecting the fissile flaps 7 or 8 simultaneously up and down at one end of the wing 38.
  • An embodiment of the claimed invention is possible, which differs from that shown in FIG. 12 in that it does not have consoles 39 and 40 of the front horizontal tail unit.
  • the aircraft is controlled by pitch by deflecting the flaps 6 (which can also perform the function of elevators) and / or by changing the direction of the engine thrust vector in the longitudinal plane.
  • the invention may have one or more engines of any suitable type: turbojet engine (single or dual circuit); liquid rocket engine; screw or fan (driven by: turboshaft engine; electric motor; etc.); Plasma etc.
  • turbojet engine single or dual circuit
  • liquid rocket engine screw or fan (driven by: turboshaft engine; electric motor; etc.); Plasma etc.
  • they can be located both in a common engine nacelle (as shown in FIG.1- ⁇ ), and in individual engine nacelles.
  • various types of engines can be used.
  • the claimed invention may not have an engine at all - for example, be used as a glider.
  • the front landing gear can be attached to the engine pylon either directly or by means of a nacelle engines (as shown in FIG.1-H), or attached directly to the wing.
  • individual engine nacelles can be attached to the pylon (by means of which they are attached to the wing) either directly or by means of horizontal pylons (for example, made in the form of a front horizontal tail unit).
  • An embodiment of the claimed invention is possible, which differs from that shown in FIGS. 1- ⁇ 3 in that its wing in the region of the plane of symmetry (where the pylon with the engine nacelle is attached to the wing) has arches (lower compression, transverse plane). This allows, on the one hand, when the aircraft is parked on the ground, the wing is brought closer to the ground, which reduces the height of the main and front landing gear, and therefore reduces the weight of the landing gear. On the other hand, this arch makes it possible to pass a jet stream from the engines at a safe distance from the lower surface of the wing.
  • FIG. 10-4 1 An embodiment of the claimed invention is possible (FIG. 10-4 1), which differs from that shown in FIGS. 1-3 by the fact that it has a two-keel vertical tail unit 27 with rudders 28 located at the ends of the wing with its lower rear side.
  • a possible embodiment of the claimed invention differs from the one described above in that it uses elevons located along the trailing edge of the wing to control pitch and roll.
  • the Center for Civil Aviation Management is used only for pitch balancing.
  • FIG.13-44 A possible embodiment of the claimed invention (FIG.13-44), which differs from that shown in FIG.1 ⁇ -3 in that it has an additional third triangular bearing surface, made with the possibility of creating a positive lifting force, is integral pivoting consoles 41 and 42 of which are attached to the engine nacelle of the engines. Since the cantilevers 41 and 42 on the one hand, and the wing 1 on the other hand are spaced in height, therefore, the cantilevers 41 and 42 will have a minimal adverse (aerodynamically) effect on the wing 1.
  • the claimed aircraft in this embodiment uses - completeness is controlled: by pitch - by deflecting the consoles 41 and 42 in one direction; roll - by differential deviation of consoles 2 and 3 in different directions; along the course - by rejecting the fissile shields 7 or 8.
  • the consoles 2 and 3 are fixed (not rotary) at a certain angle of attack relative to wing 1.
  • the consoles 2 and 3 can elevators are located (but may be absent).
  • Consoles 2 and 3 can have any acceptable shape in plan (triangular, as shown in FIG.13-14; straight; etc.).
  • FIG. 15 An embodiment of the claimed invention (FIG. 15) is possible, which differs from that shown in FIG. 13-44 in that its wing G is swept.
  • FIG.16-I 7 An embodiment of the claimed invention is possible (FIG.16-I 7), which differs from that shown in FIG.1 3 in that it has 2 ”and 3” consoles of the front center (front bearing surface) made straight (not swept).
  • consoles 2 "and 3” On the upper side of each console 2 "and 3” there are vertical ridges 44 and 43, respectively, located along the entire chord of the console.
  • Consoles 2 "and 3" have a negative geometric twist and a small relative thickness of the profile. In such consoles, flow stall when reaching a critical angle of attack initially occurs at the root chord. Vertical ridges 43 and 44 will prevent the flow stall from spreading to the rest (end) of the consoles. This will ensure a smooth stall. current from the front bearing surface without pecking characteristic of the aerodynamic design.
  • the claimed aircraft in this embodiment is controlled: by pitch — by tipping the consoles 2 "and 3" in one direction; roll - by differential deviation of consoles 2 "and 3" in different directions; at the heading - by deflecting the fissile flaps 7 and 8.
  • FIG. 18 A possible embodiment of the claimed invention (FIG. 18), differing from that shown on FIG L-KZ in that it has attached one more console to the ends of the consoles of the front bearing surface 45 and 46 (closer to their leading edges) 47 and 48 of the bearing surface, the root chords of which are smaller than the end chords of the consoles 45 and 46.
  • the consoles 45 and 46 are made with the possibility of their installation at a larger angle of attack, compared with the angle of attack of wing 1
  • the console 47 and 48 are made with the possibility of their installation at a larger (or equal) angle of attack, compared with the angle attack console 46.
  • Console 45 and 47 and 48 form a strong downdraft preventing over- percolation of air through the end portions of brackets 45 and 46, respectively, with their lower surfaces on their upper surface. And the consoles 45, 46, 47 and 48, together, form a powerful downward air flow, preventing air from flowing through the end parts of wing 1 from its lower surface to its upper surface.
  • the aerodynamic quality of the ekranoplan when flying near the screen, can be 25 ⁇ 30, which is more than that of an airplane.
  • the ekranoplan has problems with providing pitch stability when flying near the screen.
  • the claimed invention can be used as a screen plan. At the same time, it will have a stabilizing moment both on the crane and on the pitch (due to the tandem arrangement of two bearing surfaces).
  • the front bearing surface aerodynamically favorably affects the rear bearing surface, which increases the aerodynamic quality of the aircraft as a whole.
  • the claimed invention can be used both in a variant of a plane taking off and landing, and in a variant of a plane taking off and landing.
  • the aircraft may have additional lifting engines located in the wing.
  • marching engines can also be used (for example, by using rotary nozzles).
  • the claimed invention can be used as an airplane of any type (supersonic, hypersonic, subsonic etc.), both manned (for example, passenger) and unmanned.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Заявляемое изобретение имеет отношение к авиации и касается в частности самолетов. В одном из возможных вариантов своего исполнения заявляемое изобретение имеет две тандемно расположенные несущие поверхности. Передняя несущая поверхность состоит из двух консолей. Консоли передней несущей поверхности примыкают к концевым частям задней несущей поверхности, при этом, ближе к передней кромке задней несущей поверхности. Корневая хорда консолей передней несущей поверхности имеет меньшую величину, чем концевая хорда задней несущей поверхности. Консоли передней несущей поверхности выполнены с возможностью их установки на большие углы атаки, по отношению к задней несущей поверхностью.

Description

О П И С А Н И Е И З О Б Р Е Т Е Н И Я
Летательный аппарат «варианты» Область техники
Изобретение имеет отношение к летательным аппаратам (ЛА) и каса- ется в частности самолетов.
Предшествующий уровень техники
Как известно, самолет аэродинамической схемы «летающее крыло» характеризуется тем, что у него полезная нагрузка (например, пассажи- ры) размещена в крыле. Такой самолет имеет наибольшее аэродинами- ческое качество и наименьший относительный вес конструкции планера.
Согласно (Соболев Д. А. Самолеты особых схем. М.: Машиностроение, 1989, с.62^-63, табл. .1.4-4.5, [1]) бомбардировщик ХВ-35 американской фирмы Нортроп, выполненный по аэродинамической схеме «летающее крыло», имел аэродинамическое качество, равное 22,6.
Для сравнения, согласно (Бюшгенс Г.С. Аэродинамика и динамика по- лета магистральных самолетов. М.: ЦАГИ, 1995, с.738, рис.1 1.9, [2]) со- временный пассажирский магистральный самолет фюзеляжной схемы А-340 (европейской фирмы Эрбас) имеет аэродинамическое качество около 20.
Недостатки самолета аэродинамической схемы «летающее крыло»: малая удельная нагрузка на крыло; проблемы с обеспечением устойчи- вости по тангажу; проблемы с аварийной эвакуацией пассажиров; за- труднительно использовать взлетно-посадочную механизацию.
Известен самолет схемы «летающее крыло» (Патент Российской Фе- дерации J4° 2060211, МПК В64С39/10, опубл.20.05.96, [3]), у которого имеется стреловидное крыло и два двигателя. При этом, один двигатель прикреплен к передней нижней стороне крыла посредством своего пи- лона, а второй двигатель прикреплен к передней верхней стороне крыла посредством своего пилона. Оба пилона и оба двигателя расположены в плоскости симметрии самолета.
Преимуществом такой компоновки двигателей на самолете является то, что при отказе любого из двигателей в полете не возникает развора- чивающего момента по курсу. Это позволяет иметь самолету органы управления по курсу минимального размера, что увеличивает аэродина- мическое качество самолета и снижает вес его конструкции.
Как известно (Проектирование самолетов. П/р. Егера СМ. М.: Маши- ностроение, 1983, с.103, [4]), для продольной статической устойчивости любых аэродинамических схем, состоящих из двух тандемно располо- женных несущих поверхностей, необходимо чтобы угол атаки передней несущей поверхности был больше угла атаки задней несущей поверхности - «правило продольного V».
У самолетов, выполненных по аэродинамическим схемам «утка» и «тандем» две тандемно расположенные несущие поверхности создают положительные подъемные силы (например, в отличие от «нормальной» аэродинамической схемы, у которой горизонтальное оперение создает отрицательную подъемную силу). При этом, в этих схемах передняя не- сущая поверхность установлена на больший угол атаки по сравнению с задней несущей поверхностью («правило продольного V»). В авиации известно такое явление, как скос потока, суть которого за- ключается в том, что за несущей поверхностью, создающей подъемную силу, направление движения потока воздуха отличается от такового для потока воздуха, набегающего на несущую поверхность. Тоесть, поток воздуха, обтекая несущую поверхность (создающую положительную подъемную силу), поворачивается на некоторый угол вниз по сравнению со своим первоначальным направлением движения. Поэтому, у самоле- тов, у которых используются две (и более) тандемно расположенных не- сущих поверхности (аэродинамические схемы «утка» и «тандем»), пе- редняя несущая поверхность неблагоприятно влияет (в аэродинамиче- ском отношении) на несущую поверхность, стоящую за ней по потоку, что уменьшает аэродинамическое качество ЛА в целом.
В свое время распространенным вариантом крепления опор шасси был вариант их крепление к мотогондоле двигателя.
Например, отечественный бомбардировщик Ил-28 имел два турборе- активных двигателя (ТРД), установленных в мотогондолах, прикреплен- ных к крылу на некотором расстоянии от плоскости симметрии самоле- та. У Ил-28 использовано трехопорное шасси с передней опорой, при этом, основные опоры шасси крепились к мотогондолам двигателей и в полете убирались в мотогондолы двигателей (Самолеты ОКБ им. СВ. Ильюшина. М.: Машиностроение, 1990, с.88, [5]).
Известный американский бомбардировщик Б-47 имел шесть ТРД, ус- тановленных в мотогондолах, прикрепленных к крылу на некотором расстоянии от плоскости симметрии самолета посредством пилонов. При этом, четыре двигателя были установлены в спаренных мотогондо- лах (по два двигателя в мотогондоле) на общем пилоне. У Б-47 исполь- зовано велосипедное шасси, у которого две основные опоры шасси кре- пились к фюзеляжу, а две поддерживающие опоры крепились к спарен- ным мотогондолам двигателей и в полете убирались в спаренные мото- гондолы двигателей (Бауэре П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. М.: Мир, 1991, с.166, рис.8.4, [6]).
Преимущество крепления опоры шасси к мотогондоле двигателя: уменьшается длина опоры шасси, а, следовательно, уменьшаются отно- сительные веса шасси и самолета в целом.
Большинство современных пассажирских самолетов имеют по два двухконтурных ТРД (если имеются двигатели требуемой суммарной тя- ги), что выгодно как экономически, так и эксплуатационно.
Согласно (Бадягин А. А. и др. Проектирование легких самолетов. М.: Машиностроение, 1972, с.132, рис.7.19 и 7.20, [7]) на некоторых легких самолетах, у которых размеры фюзеляжа невелики, проход в пассажир- ской кабине углубляют на некоторую величину по отношению к по- верхности пола (на которой установлены пассажирские сидения). Это позволяет (при заданных размерах фюзеляжа) несколько увеличить вы- соту прохода в пассажирской кабине.
Известен французский самолет «Фарман-1020» ([6], с.118, рис.6.3), созданный в 1934 году. Он выполнен по «нормальной» аэродинамиче- ской схеме и имеет полукруглое крыло малого удлинения. В передней части крыла имеются небольшие выступающие законцовки, на которых размещаются элероны. Самолет также имеет горизонтальное оперение.
Достоинством самолета «Фарман-1020» является хорошие жесткост- ные и весовые характеристики крыла малого удлинения.
Недостатком самолета «Фарман-1020» является низкое аэродинамиче- ское качество (из-за использования крыла малого удлинения).
Известен самолет HW-X-26-52 «Хортен Уинглесс», построенный в 1954 году в США братьями Хортен ([6], с.314-315, рис.16.12-14). Он имеет прямое крыло малого удлинения, по краям которого установлены аэродинамические шайбы (служащие для предотвращения перетекания воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю поверхность крыла, и тем самым повышающие аэродинамическое качество крыла). На концах крыла (ближе к его передней кромке) установлены небольшие полууби- рающиеся (путем изменения угла их стреловидности) законцовки, на ко- торых размещены элероны для управления на малых скоростях полета. Бортовая хорда законцовок крыла меньше концевой хорды крыла. Име- ется также вертикальное оперение, кабина экипажа и два двигателя с воздушными винтами.
Достоинство и недостаток самолета HW-X-26-52 те же, что и самолета «Фарман-1020». Кроме того, концевые аэродинамические шайбы, не- сколько увеличивая несущие свойства крыла малого удлинения, в то же время увеличивают аэродинамическое сопротивление самолета в целом, что снижает возможный выигрыш от их использования.
Аэродинамическое качество экраноплана, при его полете вблизи экра- на, может составлять 25- ЗО (Панченков А.Н. Экспертиза экранопланов. Нижний Новгород, 2006, с.62, [8]), что больше чем у самолета (напри- мер, как указано выше у пассажирского магистрального самолета А-340 аэродинамическое качество не превышает 20).
При полете вблизи экрана на экраноплан действует стабилизирующий момент по крену (Диомидов В. Д. Автоматическое управление движени- ем экранопланов. Санкт-Петербург.: ГНЦ РФ ЦНИИ «Электроприбор», 1996, с.16, [9]).
Наиболее близким к заявляемому изобретению является любой само- лет аэродинамической схемы «утка».
Недостаток прототипа: неблагоприятное влияние (в аэродинамическом отношении) переднего горизонтального оперения на стоящее за ним по потоку крыло. Раскрытие изобретения
Задачей заявляемого изобретения является устранение недостатка про- тотипа.
Очевидно, если такая задача может быть решена, то это «неочевидное» решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техни- ки, поскольку у прототипа она не решена.
Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его испол- нения, имеет следующие общие с прототипом существенные признаки: летательный аппарат имеет, по меньшей мере, две тандемно располо- женные несущие поверхности - переднюю и заднюю, выполненные с возможностью создания положительной подъемной силы, передняя не- сущая поверхность состоит из двух консолей, консоли передней несу- щей поверхности выполнены с возможностью их установки на большие углы атаки по отношению к задней несущей поверхности.
Отличительными от прототипа существенными признаками являются: консоли передней несущей поверхности своими корневыми хордами примыкают к концевым частям (концевым хордам) задней несущей по- верхности, при этом, ближе к передней кромке задней несущей поверх- ности, передняя несущая поверхность имеет меньшую по величине кор- невую хорду, чем концевая хорда задней несущей поверхности.
Отличительные существенные признаки позволяют в заявляемом ЛА в полете не только обеспечить устойчивость по тангажу (за счет «про- дольного V»), но и формировать за консолями передней несущей по- верхности мощный скос потока (мощный нисходящий (направленный вниз) поток воздуха), который будет препятствовать перетеканию воз- духа через концевые части задней несущей поверхности с ее нижней поверхности (из области с более высоким давлением воздуха) на ее верхнюю поверхность (в область с более низким давлением воздуха). Это будет увеличивать аэродинамическое качество задней несущей по- верхности и ЛА в целом.
Таким образом, в заявляемом изобретении передняя несущая поверх- ность оказывает благоприятное влияние (в аэродинамическом отноше- нии) на заднюю несущую поверхность, в то время как у известных ком- поновок с двумя тандемно расположенными несущими поверхностями (например, в известной аэродинамической схеме «утка») передняя не- сущая поверхность неблагоприятно (в аэродинамическом отношении) влияет на заднюю несущую поверхность.
Краткое описание фигур чертежей
На FIG.1-^-4, 8 и 9 показан один из возможных вариантов исполнения заявляемого изобретения, где обозначено: 1 - задняя несущая поверх- ность (прямое (не стреловидное) крыло); 2 и 3 - консоли передней не- сущей поверхности (консоли переднего треугольного цельно- поворотного горизонтального оперения (ЦПГО)); 4 и 5 - два двухкон- турных ТРД, размещенные в общей мотогондоле (но могут размещаться и в разных мотогондолах); 6 - закрылки; 7 и 8 - расщепляющиеся щит- ки; 9 - пилон, расположенный в плоскости симметрии самолета; 10 - две двухколесные основные опоры шасси; 1 1 - одна двухколесная передняя опора шасси; 12 - входная дверь; 13 - центральный проход; 14 - линия пола в центральном проходе; 15 и 16 - линия пола проходов в переднем и заднем пассажирских салонах, соответственно; 17 - ступенька; 18 - внутренний контур нервюры; 19 - пассажирское сидение; 20 - линия пола в переднем пассажирском салоне (на котором установлены пасса- жирские сидения 19); 21 и 21 ' - нижняя и верхняя половины арочной нервюры, соответственно; 22 и 22' - нижняя и верхняя половины ароч- ной нервюры, соответственно; 23 - верхняя сотовая панель: 24 - нижняя сотовая панель; 25 - кривая зависимости коэффициента подъемной силы С р от угла атаки а крыла 1 ; 26 - кривая зависимости коэффициента подъемной силы Су го от угла атаки а консолей 2 и 3 ЦПГО; а0 - угол установки консолей 2 и 3 ЦПГО по отношению к крылу 1 ; ψ - угол по- перечного V консолей 2 и 3 ЦПГО; а. в и г - точки на кривой 25; д, е и ж - точки на кривой 26; б - точка пересечения кривых 25 и 26.
На FIG.1 показан вид слева летательного аппарата.
На FIG.2 показан вид сверху летательного аппарата и место сечения А-А.
На FIG.3 показан вид спереди летательного аппарата.
На FIG.4 показан совмещенный график зависимости коэффициентов подъемной силы Су кр и Су цпго крыла 1 и консолей 2 и 3 ЦПГО, соответст- венно, от угла атаки а.
На FIG.5 показан вид спереди варианта исполнения заявляемого изо- бретения, отличающийся от показанного на FIG.3 тем, что у него на об- щем пилоне в общей мотогондоле установлены еще два двухконтурных ТРД 27 и 28 (в сумме четыре двигателя - по два с каждой стороны пило- на).
На FIG.6 показан вид спереди варианта исполнения заявляемого изо- бретения, отличающийся от показанного на FIG.3 тем, что у него уста- новлены два ТРД 29 и 30 на собственных пилонах 31 и 32, соответствен- но. При этом имеется две передние опоры шасси 33 и 34, которые при- креплены к мотогондолам ТРД 29 и 30, соответственно. Ha FIG.7 показан вид спереди варианта исполнения заявляемого изо- бретения, отличающийся от показанного на FIG.3 тем, что у него с верх- ней стороны крыла расположены еще два двухконтурных ТРД 35 и 36 , прикрепленные к передней верхней стороне крыла посредством общего пилона 37, расположенного в плоскости симметрии самолета.
На FIG.8 показано сечение А-А и показано место сечения Б-Б.
На FIG.9 показано сечение Б-Б.
На FIG.10 показан вид слева, а на FIG.l 1 вид спереди варианта испол- нения заявляемого изобретения, отличающийся от показанного на FIG.1- З тем, что у него на концах крыла (с его нижней задней стороны) расположено два вертикальных оперения 27 с рулями направления 28.
На FIG.12 показан вид сверху варианта исполнения заявляемого изо- бретения, где цифрами обозначено: 6 - закрылки; 7 и 8 - расщепляю- щиеся щитки; 38 - треугольное крыло; 39 и 40 - консоли переднего тре- угольного цельно-поворотного горизонтального оперения, прикреплен- ные к общей мотогондоле двигателей (на фигурах показаны, но цифрами не обозначены).
На FIG.13 показан вид сверху, а на FIG.14 вид спереди варианта ис- полнения заявляемого изобретения, отличающийся от показанного на FIG.1 -КЗ тем, что у него имеется дополнительное переднее треугольное цельно-поворотного горизонтального оперения, консоли 41 и 42 кото- рого прикреплены к общей мотогондоле двигателей.
На FIG.15 показан вид сверху варианта исполнения заявляемого изо- бретения, отличающегося от показанного на FIG.13-И 4 тем, что у него задняя несущая поверхность 1 ' (крыло) и консоли передней несущей по- верхности 2' и 3 ' выполнены стреловидными. Ha FIG.16 показан вид спереди, а на FIG.17 вид сверху варианта ис- полнения заявляемого изобретения, отличающийся от показанного на FIG.1-^3 тем, что у него консоли 2" и 3" переднего цельно-поворотного горизонтального оперения выполнены прямыми (не стреловидными). При этом, с верхней стороны консолей 3" и 2" имеются вертикальные перегородки (гребни) 43 и 44, соответственно, расположенные по потоку (в направление хорды консоли 2" и 3").
На FIG.18 показан вид сверху варианта исполнения заявляемого изо- бретения, отличающийся от показанного на FIG.1- З тем, что он имеет консоли передней несущей поверхности 45 и 46, и консоли переднего цельно-поворотного горизонтального оперения. 47 и 48.
Варианты осуществление изобретения
Заявляемый летательный аппарат выполнен по самолетной схеме, и в одном из возможных вариантов его исполнения - в варианте пассажир- ского самолета, представляет собой следующее. Имеется прямое (пря- моугольное, нестреловидное) крыло 1 (задняя несущая поверхность) ма- лого удлинения (FIG.1^3), переднее треугольное ЦПГО (передняя несу- щая поверхность), консоли 2 и 3 которого прикреплены к концевым час- тям крыла 1 (ближе к передней кромки крыла 1 - в этом случае вектор суммарной подъемной силы передней несущей поверхности (консолей 2 и 3) расположен впереди (в направлении продольной оси самолета) век- тора подъемной силы задней несущей поверхности (крыла 1)). При этом, корневые хорды консолей 2 и 3 передней несущей поверхности (непо- средственно примыкающие к концевым частям крыла 1 ) имеет меньшую величину, чем концевая хорда крыла 1 (к которой консоли 2 и 3 примыкают). Консоли 2 и 3 ЦПГО вы- полнены с возможностью их установки под некоторым положительным (большем) углом а0, по отношению к крылу 1 (для обеспечения «про- дольного V» - для обеспечения устойчивости ЛА по тангажу). Консоли 2 и 3 ЦПГО установлены под некоторым положительным углом ψ попе- речного V (для обеспечения «поперечного V» - для обеспечения устой- чивости ЛА по крену). Соотношение между площадями крыла 1 с одной стороны и консолей 2 и 3 ЦПГО с другой стороны, например, такое же, как, соотношение между площадями крыла и переднего горизонтального оперения в известной аэродинамической схеме «утка». Имеются два двухконтурных ТРД 4 и 5, прикрепленные к передней нижней части крыла 1 посредством общего пилона 9. Пилон 9 и суммарный вектор тя- ги двигателей 4 и 5 расположены в плоскости симметрии самолета. ТРД 4 и 5 размещены в общей мотогондоле (но могут размещаться и в раз- ных мотогондолах). На самолете использовано трехопорное шасси с пе- редней опорой. Две основные двухколесные опоры шасси 10 прикрепле- ны к крылу 1 и в полете убираются в крыло. Передняя двухколесная опора шасси 1 1 прикреплена к общей мотогондоле (или к пилону 9) и в полете убирается в общую мотогондолу. Полезная нагрузка (пассажиры) размещена в крыле 1.
Таким образом, заявляемый ЛА, с одной стороны можно отнести к аэ- родинамической схеме «летающее крыло» (так как у него нет фюзеля- жа), с другой стороны - к аэродинамической схеме «утка» (так как у него имеется передняя несущая поверхность, состоящая из двух консолей, и создающая положительную подъемную силу).
Из-за того, что консоли 2 и 3 ЦПГО установлены под большие углы атаки а, чем крыло 1 (для обеспечения «продольного, V» - для обеспече- ния устойчивости ЛА по тангажу), а также из-за взаимного располо- жения консолей 2 и 3 ЦПГО и крыла 1 , в крейсерском полете за консо- лями 2 и 3 ЦПГО формируется мощный скос потока (мощный нисходя- щий (направленный вниз) поток воздуха). Этот нисходящий поток воз- духа будет препятствовать перетеканию воздуха через концевые части крыла 1 с его нижней поверхности (из области с более высоким давле- нием воздуха) на его верхнюю поверхность (в область с более низким давлением воздуха). Это будет увеличивать аэродинамическое качество крыла 1 и ЛА в целом.
Таким образом, в заявляемом изобретении передняя несущая поверх- ность (консоли 2 и 3 ЦПГО) оказывает благоприятное (в аэродинамиче- ском отношении) влияние на заднюю несущую поверхность (на крыло 1), в то время как у известных компоновок с двумя тандемно располо- женными несущими поверхностями (как об этом указывалось выше) пе- редняя несущая поверхность неблагоприятно влияет на заднюю несу- щую поверхность.
Так как крыло 1 выполнено прямым (не стреловидным), а консоли 2 и 3 ЦПГО выполнены треугольными, следовательно, у консолей 2 и 3 ЦПГО критический угол атаки а будет больше, чем у крыла 1. Угол на- клона прямолинейного участка а-в кривой 25 (FIG.4) коэффициента подъемной силы С р к оси угла атаки а у крыла 1 будет больше, чем угол наклона прямолинейного участка д-е кривой 26 коэффициента подъемной силы Су тго у консолей 2 и 3 ЦПГО. При сбалансированном по тангажу заявляемом ЛА вышеуказанные кривые 25 и 26 пересекаются в точке б. При увеличение угла атаки а ЛА (например, при случайном вертикальном порыве воздуха) подъемная сила на крыле 1 будет увели- чиваться на большую величину (из-за большего увеличения коэффици- ента подъемной силы Cv Kp), чем подъемная сила у консолей 2 и 3 ЦПГО (из-за меньшего увеличения коэффициента подъемной силы Су г0), что будет приводить к возникновению стабилизирующего момента по тан- гажу (момента на пикирование), а, следовательно, будет способствовать устойчивости заявляемого ЛА по тангажу. При уменьшение угла атаки ЛА (например, при случайном вертикальном порыве воздуха) подъемная сила на крыле 1 будет уменьшаться на большую величину (из-за боль- шего уменьшения коэффициента подъемной силы С р), чем подъемная сила у консолей 2 и 3 ЦПГО (из-за меньшего уменьшения коэффициента подъемной силы Су тг0)„ что будет приводить к возникновению стабили- зирующего момента по тангажу (момента на кабрирование), а, следова- тельно, будет способствовать устойчивости заявляемого ЛА по тангажу.
При этом, точка балансировки б далека от критического угла атаки а как у крыла 1 , так и у консолей 2 и 3 ЦПГО, а, следовательно, срыв по- тока как на консолях 2 и 3 ЦПГО, так и на крыле 1 невозможен. Кривая 25 (FIG.4) крыла 1 имеет прямолинейный участок а-в и криволинейный участок в-г. Кривая 26 консолей 2 и 3 ЦПГО имеет прямолинейный уча- сток д-е и криволинейный участок е-ж. При этом, кривая 26 консолей 2 и 3 ЦПГО имеет более пологий участок максимума, чем кривая 25 крыла 1 . Причем, при увеличение угла атаки а ЛА консоли 2 и 3 ЦПГО раньше достигают точки е начала криволинейного участка кривой 26, чем крыло
1 достигает точки в начала криволинейного участка кривой 25. Следова- тельно, при увеличение угла атаки ЛА после прохода консолями 2 и 3 ЦПГО точки е на кривой 26 (в направление точки ж) подъемная сила на консолях 2 и 3 ЦПГО резко замедляет свой рост (но в тоже время еще нет срыва потока с консолей 2 и 3 ЦПГО), в то же время подъемная сила крыла 1 продолжает увеличиваться более значительно (чем на консолях
2 и 3 ЦПГО) - так как крыло 1 еще не достигло точки в на кривой 25 (коэффициент подъемной силы С р крыла 1 еще находится на прямоли- нейном участке а-в кривой 25). Следовательно, заявляемый ЛА не будет попадать в ситуацию, когда наблюдается срыв потока как с крыла 1 , так и с консолей 2 и 3 ЩИ О (особенно опасный на взлетно-посадочных ре- жимах полета и свойственный известным самолетам аэродинамической схемы «утка»).
Таким образом, устойчивость заявляемого ЛА по тангажу обеспечива- ется как за счет обеспечения «продольного V» , так и за счет того, что у передней несущей поверхности (у консолей 2 и 3 ЦПГО) критический угол атаки а больше а угол наклона кривой 26 коэффициента подъемной силы у ЦПГ0 меньше, чем у задней несущей поверхности (у крыла 1), а также за счет того, что кривая коэффициента подъемной силы Су г0 кон- солей 2 и 3 ЦПГО имеют более пологих максимум, чем у крыла 1.
Так как у заявляемого изобретения имеются две тандемно располо- женные несущие поверхности, то это позволяет использовать у него взлетно-посадочную механизацию на крыле и способствует снижению потерь на балансировку в крейсерском полете (по сравнению с традици- онным «летающем крылом»).
Заявляемый ЛА управляется: по тангажу - посредством отклонения консолей 2 и 3 ЦПГО в одном направлении (могут использоваться и за- крылки 6); по крену - путем дифференциального отклонения консолей 2 и 3 ЦПГО в разных направлениях; по курсу - путем отклонения расщеп- ляющихся щитков 7 и 8 (например, как это имеет место у известного американского бомбардировщика Б-2, выполненного по аэродинамиче- ской схеме «летающее крыло»).
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него консоли передней несущей поверхности выполнены не цельно- поворотными. В этом случае на вышеуказанных консолях располагают- ся рули высоты (которые могут использоваться и как элероны). Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него консоли передней несущей поверхности установлены под большим уг- лом атаки, по отношению к задней несущей поверхности (по отношению к крылу). При этом, вышеуказанные консоли выполнены неподвижными и не имеют рулей. В этом случае управление самолетом осуществляется: по тангажу - посредством отклонения элевонов (роль которых выпол- няют закрылки) в одном направлении; по крену - посредством диффе- ренциального отклонения элевонов.
Как известно, прямое крыло имеет наибольшие несущие свойства и аэродинамическое качество, а также наиболее простую и дешевую кон- струкцию из всех типов крыльев.
Однако, использование прямого крыла в самолете, выполненном по аэродинамической схеме «летающее крыло», трудновыполнимо, так как согласно ([4], с.207) у прямого крыла центр масс должен лежать в диапа- зоне 0,2-^-0,25 относительно носка средней аэродинамической хорды крыла, что трудно выполнимо, так как в этом случае основную нагрузку (например, пассажиров) необходимо сконцентрировать в передней части крыла. В этом случае более половины профиля крыла невозможно ис- пользовать для размещения платной нагрузки, что нерационально.
В заявляемом изобретении два двухконтурных ТРД 4 и 5 расположены в общей мотогондоле на общем пилоне 9 (как у известных американ- ских бомбардировщиков Б-47 и Б-52) под передней нижней частью кры- ла 1. При этом, общий пилон 9 расположен в плоскости симметрии са- молета. Принятое расположение двигателей 4 и 5 позволяет без труда обеспечивает требуемую центровку самолета (путем установки двигате- лей 4 и 5 на нужном расстоянии от передней кромки крыла 1) при раз- мещении полезной нагрузки по всему профилю крыла. Такое располо- жение двигателей 4 и 5 позволяет сблизить оси двигателей 4 и 5 на ми- нимально возможное расстояние друг относительно друга, что позволяет иметь, при отказе одного из двигателей 4 и 5, минимальный разворачи- вающий момент по курсу (даже меньший, чем у известных самолетов фюзеляжной схемы с двумя двигателями, установленными на горизон- тальных пилонах в хвостовой части фюзеляжа). Это, в свою очередь, по- зволяет иметь рулевые поверхности для управления по курсу минималь- ной площади, что повышает аэродинамическое качество заявляемого самолета и уменьшает относительный вес конструкции планера.
Использование в заявляемом изобретение двух двигателей выгодно как экономически, так и эксплуатационно.
В авиации известны способы снижения индуктивного сопротивления крыла путем предотвращения перетекания воздуха через концевые части крыла с нижней поверхности крыла (из области с более высоким давле- нием воздуха) на верхнюю поверхность крыла (в область с более низким давлением воздуха). Для это используются: концевые шайбы (например, как у вышеуказанного самолета HW-X-26-52 «Хортен Уинглесс»), спе- циальные крылышки (крылышки Уиткомба) и др. Однако, эти поверх- ности, улучшая аэродинамическое качество крыла, сами по себе не соз- дают подъемной силы, а лишь увеличивают сопротивление и вес крыла, что снижает их положительный эффект.
В заявляемом изобретении, путем формирования мощного н исход яще- го (направленного вниз) потока воздуха консолями 2 и 3 передней несу- щей поверхности, вообще предотвращается перетекание воздуха через концевые части крыла 1 с его нижней поверхности на его верхнюю по- верхность. При этом, передняя несущая поверхность (консоли 2 и 3) не только повышает аэродинамическое качество задней несущей поверхно- сти (крыла 1), но и сама создает положительную подъемную силу, что повышает аэродинамическое качество системы в целом (состоящей из передней и задней несущих поверхностей).
Таким образом, передняя несущая поверхность (в аэродинамическом отношении) благоприятно воздействует на заднюю несущую поверх- ность, и аэродинамическое качество системы в целом (состоящей из пе- редней и задней несущих поверхностей) будет больше, чем аэродинами- ческое качество передней и задней несущей поверхности в отдельности. Тоесть, получается куммулятивный эффект.
В заявляемом изобретения консоли передней несущей поверхности и задняя несущая поверхность могут иметь любую приемлемую форму: малого удлинения; большого удлинения; прямую (не стреловидную); стреловидную (прямая или обратная стреловидность); треугольную;, скользящую и др.
Заявляемое изобретение может быть использовано в качестве пилоти- руемого ЛА любого типа (например, в варианте пассажирского самоле- та) или в качестве беспилотного ЛА.
В варианте исполнения заявляемого изобретения, когда у него имеется два двигателя, они могут располагаться или горизонтально (как показано на FIG.1-КЗ) или вертикально (один над другим).
Крепление в заявляемом изобретении передней опоры шасси к общей мотогондоле двигателей (или к общему пилону) уменьшает относитель- ный вес передней опоры шасси, а, следовательно, уменьшает относи- тельный вес шасси и ЛА в целом.
Возможен варианте исполнения заявляемого изобретения, когда у него вектор тяги двигателя (или двигателей) может изменять свое положение в продольной плоскости относительно хорды задней несущей поверхно- сти (для создания момента по тангажу - для балансировки и управления ЛА). Это может осуществляться или путем поворота всего двигателя (или двигателей) или путем использования у двигателя (или двигателей) поворотного сопла.
Возможен варианте исполнения заявляемого изобретения, когда у него имеется фюзеляж. Один (или более) двигатель, размещенный в мотогон- доле, посредством общего пилона (который расположен в плоскости симметрии самолета) прикреплен к нижней передней части фюзеляжа. Передняя опора шасси прикреплена к мотогондоле двигателя.
Заявляемый ЛА может иметь любую приемлемую скорость полета: дозвуковую, сверхзвуковую, гиперзвуковую.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, например, в варианте сверхзвукового административного самолета (например, на 4 человека), когда у него пассажирская кабина размещена в передней час- ти мотогондолы двигателей. Два ТРД расположены вертикально друг над другом в плоскости симметрии самолета. У двигателей использова- ны воздухозаборники с общим горизонтальным клином, при этом, воз- духозаборник верхнего ТРД расположен с верхней стороны горизон- тального клина, а воздухозаборник нижнего ТРД расположен с нижней стороны горизонтального клина. Лобовое остекление кабины экипажа расположено в верхней половине горизонтального клина воздухозабор- ника (это позволяет не иметь отклоняемой носовой части, например, как у известных сверхзвуковых пассажирских самолетов Конкорд и Ту- 144). В аварийной ситуации пассажирская кабина может отделяется от само- лета и спускается на парашюте (например, как у известного американ- ского истребителя-бомбардировщика FB -111 ).
В варианте сверхзвукового или гиперзвукового самолета у заявляемого изобретения при полете на сверхзвуковой или гиперзвуковой скорости скачки уплотнения от мотогондолы двигателей и пилона садятся на нижнюю поверхность крыла, что повышает аэродинамическое качество крыла и самолета в целом. Тоесть, в заявляемом изобретении имеет ме- сто положительная сверхзвуковая (и гиперзвуковая) интерференция ме- жду частями самолета.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, например, в варианте многоместного самолета, когда у него пассажирский трап вы- полнен в общем пилоне крепления двигателей к крылу. Например, две передние носовые части пилона раскрывается в обе стороны и открыва- ют доступ к лестнице (или эскалатору по типу эскалаторов метро), по которым пассажиры поднимаются в пассажирскую кабину, расположен- ную в крыле.
В варианте пассажирского самолета гермокабина для пассажиров (FIG.8 и 9), размещенная в крыле 1, имеет центральный проход 13 (может иметь несколько проходов) требуемой высоты в направлении от одно- го конца крыла к другому концу крыла, размещенный в месте макси- мальной толщины профиля крыла 1. Крыло-гермокабина имеет нервюры 21 и 22 арочного типа, из которых нервюра 21 расположена в пассажир- ском салоне, а нервюра 22 расположена между пассажирскими салонами (на фигурах обозначено цифрами лишь по одной арочной нервюре 21 и 22 - на самом деле в каждом пассажирском салоне имеются четыре нервюры типа 21 и две нервюры типа 22). Верхняя и нижняя половины арочной нер- вюры 22 соединенные в местах между пассажирскими салонами плоской фермой (стоики и раскосы, на фигурах не показаны). Слева и справа от центрального прохода 13 расположены пассажирские салоны с рядами пассажирских сидений и с одним проходом между нервюрами в каж- дом салоне. Линии пола проходов 15, 16 и ступеньки 17 (их в каждом проходе несколько) в пассажирских салонах (и пространство над прохо- дами - над головами пассажиров в проходе) углубленны по отношению к внутреннему контуру 18 арочных нервюр 21 и 22 (в направление внешнего контура нервюр). Линия пола 14 в центральном проходе 13 находится на одном уровне с линией пола 15. Каждый пассажирский са- лон при входе в него из центрального прохода, имеет рамные шпангоуты. Или, точнее говоря, стенка (или две стенки) крыла 1 вдоль центрального прохода 13 (от одного конца крыла к другому концу крыла) имеет форму рамы с вертикальными стойками.
Углубление линий пола проходов 15 и 16 и ступенек 17 в пассажир- ских салонах (и пространства над проходами - над головами пассажиров в проходе) по отношению к внутреннему контуру 18 арочных нервюр 21 и 22, позволяют у заявляемого изобретения максимально обжать гермо- кабину для пассажиров, что позволяет уменьшить площадь крыла (при заданной пассажировместимости), следовательно, позволяет увеличить удельную нагрузку на крыло, а, следовательно, позволяет увеличить аэ- родинамическое качество самолета.
Принятое в заявляемом изобретение взаимное расположение цен- трального прохода 13 и проходов в пассажирских салонах позволяет разбить проход между рядами кресел (вдоль хорды крыла 1 ) на несколь- ко участков (уровней). Это позволяет в крейсерском полете, с одной стороны, иметь угол наклона линии пола в проходах 14, 15 и 16 и ступе- нек 17 (их в каждом проходе несколько) требуемой величины (напри- мер, не более одного градуса), с другой стороны иметь требуемый угол атаки крыла 1 (например, равный 3+4°) в крейсерском полете, что по- вышает аэродинамическое качество самолета. И в третьих, при стоянке самолета на земле угол наклона линии пола на всех участках также бу- дет требуемой величины (например, около нуля градусов по отношению к горизонту). Это очень важное преимущество заявляемого изобретения перед известными самолетами схемы «летающее крыло», у которых угол атаки центроплана крыла (из-за необходимости обеспечения угла накло- на линии пола в один градус) в крейсерском полете невелик (около од- ного градуса), что снижает аэродинамическое качество такого самолета.
У самолета схемы «летающее крыло» при нормируемом переводе са- молета в посадочной конфигурации из крена γ = - 30° в крен γ = +30° перегрузки в крайних но ширине салона рядах пассажирских кресел (на концах крыла) будут больше, чем у фюзеляжных самоле- тов. В пассажирском варианте исполнения заявляемого изобретения ба- гажные отсеки, кухни и служебные помещения могут размещаться на концах крыла. Это позволит выполнить крыло с большим удлинением, что повышает аэродинамическое качество самолета.
Размещение входной двери 12 (FIG.1) в концевой нервюре крыла 1 по- зволяет без труда обеспечить у заявляемого изобретения требования по аварийной эвакуации пассажиров. При этом, входных дверей (и аварий- ных люков) в каждой концевой нервюре крыла 1 может быть несколько.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (FIG.5), отли- чающийся от показанного на FIG.3 тем, что у него имеются дополни- тельно два двухконтурных ТРД 27 и 28 (в сумме - 4 двигателя), которые расположены в общей мотогондоле с двигателями 4 и 5. Суммарный вектор тяги всех четырех двигателей лежит в плоскости симметрии са- молета. При таком количестве (четыре) двигателей можно создать само- лет практически любой разумной грузоподъемности.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (FIG.6), отли- чающийся от показанного на FIG.3 тем, что у него два ТРД 29 и 30, раз- мещенные в отдельных мотогондолах, прикреплены к нижней передней части крыла посредством индивидуальных пилонов 31 и 32, соответст- венно. Суммарный вектор тяги всех двигателей лежит в плоскости сим- метрии самолета. При этом, самолет имеет две передние одноколесные опоры шасси 33 и 34, прикрепленные к мотогондолам двигателей 29 и 30, соответственно.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (FIG.7), отли- чающийся от показанного на FIG.3 тем, что у него дополнительно име- ются два ТРД 35 и 36 (тоесть, в сумме четыре двигателя), размещенные в общей мотогондоле, которая посредством общего пилона 37 крепится к передней верхней стороне крыла 1. При этом, пилон 37 и суммарный вектор тяги двигателей 35 и 36 расположены в плоскости симметрии са- молета. Однако, возможен вариант, когда пилон 37 двигателей 35 и 36 прикреплен к верхней средней или задней части крыла 1. При таком ко- личестве (четыре) двигателей можно создать самолет практически лю- бой разумной грузоподъемности.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (FIG.12), от- личающийся от описанного выше и показанного на FIG.1 -КЗ тем, что у него имеется треугольное крыло 38 и треугольные консоли 39 и 40 пе- реднего цельно-поворотного горизонтального оперения, прикрепленные к общей мотогондоле двигателей (двигатели на фигуре показаны, но цифрами не обозначены). Мотогондола двигателей прикреплена к крылу 38 с передней нижней его стороны посредством пилона, расположенного в плоскости симметрии самолета. Возможен вариант, когда консоли 39 и 40 прикреплены к вышеуказанному пилону. Самолет выполнен сверх- звуковым по аэродинамической схеме «утка». Передняя опора шасси прикреплена к мотогондоле двигателей (или к пилону), а основные опо- ры шасси прикреплены к крылу 38 (опоры шасси на фигуре не показа- ны). При полете на сверхзвуковой скорости скачки уплотнения от мото- гондолы двигателей и пилона садятся только на нижнюю поверхность крыла 38, что повышает его аэродинамическое качество и аэродинами- ческое качество самолета в целом. Заявляемый ЛА в таком варианте ис- полнения управляется: по тангажу - посредством отклонения консолей 39 и 40 ЦПГО в одном направлении (могут использоваться и закрылки 6); по крену - путем дифференциального отклонения расщепляющихся щитков 7 и 8 вверх и вниз; по курсу - путем отклонения расщепляю- щихся щитков 7 или 8 одновременно вверх и вниз на одном из концов крыла 38.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличаю- щийся от показанного на FIG.12 тем, что у него нет консолей 39 и 40 переднего горизонтального оперения. В этом случае управление ЛА по тангажу осуществляется отклонением закрылков 6 (которые могут вы- полнять и функцию рулей высоты) и/или изменением направления век- тора тяги двигателей в продольной плоскости.
Заявляемое изобретение может имеет один или несколько двигателей любого приемлемого типа: ТРД (одно или двухконтурный); жидкостный ракетный двигатель; винтовой или вентиляторный (приводимый в дей- ствие: турбовальным двигателем; электрическим двигателем; и др.); плазменный; и др. При этом, при использовании в заявляемом изобрете- нии более одного двигателя они могут располагаться как в общей мото- гондоле (как показано на FIG.1- З), так и в отдельных мотогондолах. В заявляемом изобретении можно использовать двигатели разного типа.
Заявляемое изобретение может вообще не иметь двигателя - например, использоваться в качестве планера.
В заявляемом изобретении передняя опора шасси может крепиться к пилону двигателей или непосредственно или посредством мотогондолы двигателей (как показано на FIG.1- З), или крепиться непосредственно к крылу.
В заявляемом изобретении отдельные мотогондолы двигателей могут крепиться к пилону (посредством которого они прикреплены к крылу) или непосредственно или посредством горизонтальных пилонов (напри- мер, выполненных в виде переднего горизонтального оперения).
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличаю- щийся от показанного на FIG.1-^3 тем, что у него крыло в районе плос- кости симметрии (где к крылу крепится пилон с мотогондолой двигате- лей) имеет арочность (поджатие снизу, в поперечной плоскости). Это позволяет, с одной стороны, при стоянке самолета на земле приблизить крыло к поверхности земли, что позволяет уменьшить высоту основных и передней стойки шасси, а, следовательно, уменьшить вес шасси. С другой стороны, эта арочность позволяет проходить реактивной струе от двигателей на безопасном расстоянии от нижней поверхности крыла.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (FIG.10-4 1 ), отличающийся от показанного на FIG.1- 3 тем, что у него имеется двух- килевое вертикальное оперение 27 с рулями направления 28, размещен- ное на концах крыла с его нижней задней стороны.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличаю- щийся от выше описанного тем, что у него для управления по тангажу и крену используются элевоны, расположенные вдоль задней кромки кры- ла. В этом варианте исполнения заявляемого изобретения ЦГГГО исполь- зуется только для балансировки самолета по тангажу.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (FIG.13-44), отличающийся от показанного на FIG.1^-3 тем, что у него имеется до- пол нительная третья треугольная несущая поверхность, выполненная с возможностью создания положительной подъемной силы, цельно- поворотные консоли 41 и 42 которой прикреплены к мотогондоле двига- телей. Так как консоли 41 и 42 с одной стороны, и крыло 1 с другой сто- роны разнесены между собой по высоте, следовательно, консоли 41 и 42 будут оказывать минимальное неблагоприятное (в аэродинамическом отношении) влияние на крыло 1. Заявляемый ЛА в таком варианте ис- полнения управляется: по тангажу - посредством отклонения консолей 41 и 42 в одном направлении; по крену - путем дифференциального от- клонения консолей 2 и 3 в разных направлениях; по курсу - путем от- клонения расщепляющихся щитков 7 или 8. Однако, возможен вариант, когда консоли 2 и 3 выполнены зафиксированными (не поворотными) под некоторым положительным углом атаки, по отношению к крылу 1. При этом, на консолях 2 и 3 могут располагаться рули высоты (но могут и отсутствовать). Консоли 2 и 3 могут иметь любую приемлемую форму в плане (треугольную, как показано на ФИГ.13Ή4; прямую; и др.).
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (FIG.15), от- личающийся от показанного на FIG.13-44 тем, что у него крыло Г вы- полнено стреловидным.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (FIG.16-И 7), отличающийся от показанного на FIG.1 3 тем, что у него консоли 2" и 3" переднего ЦПГО (передней несущей поверхности) выполнены пря- мыми (не стреловидными). При этом, на верхней стороне каждой консо- ли 2" и 3" имеются вертикальные гребни 44 и 43, соответственно, распо- ложенные вдоль всей хорды консоли. Консоли 2" и 3" имеют отрица- тельную геометрическую крутку и небольшую относительную толщину профиля. У таких консолей срыв потока при достижении критического угла атаки первоначально наступает у корневой хорды. Вертикальные гребни 43 и 44 будут предотвращать распространение срыва потока на остальную (концевую) часть консолей. Это обеспечит плавный срыв по- тока с передней несущей поверхности без характерного для аэродина- мической схемы «утка» клевка. Заявляемый ЛА в таком варианте испол- нения управляется: по тангажу - посредством отклонения консолей 2" и 3" в одном направлении; по крену - путем дифференциального отклоне- ния консолей 2" и 3" в разных направлениях; по курсу - путем отклоне- ния расщепляющихся щитков 7 и 8.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (FIG.18), от- личающийся от показанного на FIG Л -КЗ тем, что у него к концам консо- лей передней несущей поверхности 45 и 46 (ближе к их передним кром- кам) прикреплены еще одни консоли 47 и 48 несущей поверхности, кор- невые хорды которых меньше, чем концевые хорды консолей 45 и 46. При этом, консоли 45 и 46 выполнены с возможностью их установки на больший угол атаки, по сравнению с углом атаки крыла 1 , а консоли 47 и 48 выполнены с возможностью их установки на больший (или равный) угол атаки, по сравнению с углом атаки консолей 45 и 46. Консоли 47 и 48 формируют мощный нисходящий поток воздуха, предотвращая пере- текания воздуха через концевые части консолей 45 и 46, соответственно, с их нижних поверхностей на их верхние поверхности. А консоли 45, 46, 47 и 48, в совокупности, формируют мощный нисходящий поток возду- ха, предотвращая перетекания воздуха через концевые части крыла 1 с его нижней поверхности на его верхнюю поверхность.
Как указано выше в ([8], с.62), аэродинамическое качество экранопла- на, при его полете вблизи экрана, может составлять 25^30, что больше чем у самолета. Однако, у экраноплана существуют проблемы с обеспе- чением устойчивости по тангажу при полете вблизи экрана.
Согласно ([8], с. 26) теоретически и экспериментально установлено, что свойством самобалансировки по тангажу обладает экраноплан аэро- динамической схемы «утка». Однако, как об этом указывалось выше, в известной аэродинамической схеме «утка» переднее горизонтальное оперение в аэродинамическом отношении неблагоприятно влияет на расположенное за ним по потоку крыло, что снижает аэродинамическое качество Л А в целом.
Как указано выше в ([9], с.16), при полете вблизи экрана на экраноплан действует стабилизирующий момент по крену.
Заявляемое изобретение может быть использовано в качестве экрано- плана. При этом, оно будет иметь стабилизирующий момент как по кре- ну, так и по тангажу (из-за тандемного расположения двух несущих по- верхностей). У заявляемого изобретения передняя несущая поверхность в аэродинамическом отношении благоприятно влияет на заднюю несу- щую поверхность, что увеличивает аэродинамическое качество ЛА в це- лом.
Заявляемое изобретение может быть использовано как в варианте са- молета обычного взлета и посадки, так и в варианте самолета вертикал ь- ного взлета и посадки. В последнем случае самолет может иметь допол- нительные подъемные двигатели, размещенные в крыле. Для создания вертикальной тяги при вертикальном взлете могут использоваться так же маршевые двигатели (например, путем применения у них поворот- ных сопел).
Промышленная применимость
Заявляемое изобретение может быть использовано в качестве самолета любого типа (сверхзвукового, гиперзвукового, дозвукового др.) как пи- лотируемого (например, пассажирского) так и беспилотного.

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Летательный аппарат имеет, по меньшей мере, две тандемно распо- ложенные несущие поверхности - переднюю и заднюю, выполнен- ные с возможностью создания положительной подъемной силы, пе- редняя несущая поверхность состоит из двух консолей, консоли пе- редней несущей поверхности выполнены с возможностью их уста- новки на большие углы атаки, по отношению к задней несущей по- верхности, отличающийся тем, что консоли передней несу- щей поверхности своими корневыми хордами примыкают к конце- вым частям (к концевым хордам) задней несущей поверхности, при этом, ближе к передней кромке задней несущей поверхности, перед- няя несущая поверхность имеет меньшую по величине корневую хорду, чем концевая хорда задней несущей поверхности.
2. Летательный аппарат поп.1, отличающийся тем, что задняя несущая поверхность выполнена не стреловидной, например, прямо- угольной формы в плане, передняя несущая поверхность выполнена треугольной формы в плане.
3. Летательный аппарат по п.п.1 или 2, отличающийся тем, что имеет, по меньшей мере, один двигатель, например, турбореак- тивный двигатель, прикрепленный к передней нижней части задней несущей поверхности посредством пилона, расположенного в плос- кости симметрии летательного аппарата.
4. Летательный аппарат по п.п.1 или 2, отличающийся тем, что имеет, по меньшей мере, два двигателя, например, турбореактив- ных двигателя, размещенных, например, горизонтально в общей мо- тогондоле, вышеуказанная мотогондола прикреплена к передней нижней части задней несущей поверхности посредством пилона, вышеуказанный пилон расположен в плоскости симметрии летатель- ного аппарата.
5. Летательный аппарат по п.4, отличающийся тем, что имеет еще одну несущую поверхность, выполненную с возможностью соз- дания положительной подъемной силы, которая прикреплена или не- посредственно к вышеуказанному пилону или к мотогондоле двига- телей.
6. Летательный аппарат по любому из п.п.1-5, отличающийся тем, что имеет двухкилевое вертикальное оперение, размещенное на концах задней несущей поверхности с ее нижней задней стороны.
7. Летательный аппарат имеет, крыло, по меньшей мере, один двига- тель, например, турбореактивный двигатель, размещенный в мото- гондоле, вышеуказанная мотогондола прикреплена к крылу с его пе- редней нижней стороны посредством пилона, вышеуказанный пилон расположен в плоскости симметрии летательного аппарата, имеет шасси с передней опорой, отличающийся тем, что, перед- няя (носовая) опора шасси прикреплена или к вышеуказанной мото- гондоле двигателя или к вышеуказанному пилону.
8. Летательный аппарат по п..7, отличающийся тем, что имеет второй турбореактивный двигатель, размещенный в общей с выше- указанным первым двигателем мотогондоле, оба двигателя размеще- ны горизонтально, общая мотогондола прикреплена к крылу посред- ством вышеуказанного пилона.
9. Летательный аппарат по п..7 или 8, отличающийся тем, что имеет дополнительно, по меньшей мере, еще один двигатель, ко- торый, например, посредством пилона прикреплен к крылу с его верхней стороны, при этом, вышеуказанный пилон расположен в плоскости симметрии летательного аппарата.
10. Летательный аппарат по любому из п.п.7-9, отличающийся тем, что имеется вторая несущая поверхность (горизонтальное опере- ние), прикрепленная или к вышеуказанной мотогондоле двигателей или к вышеуказанному пилону.
11.Летательный аппарат по любому из п.п.7-10, отличающийся тем, что выполнен в пассажирском варианте, имеет трап, выполнен- ный в вышеуказанном общем пилоне двигателей.
12. Летательный аппарат имеет, крыло, пассажирскую (или грузовую) кабину, полностью или частично размещенную внутри крыла, по меньшей мере, один двигатель, например, турбореактивный двига- тель, отличающийся тем, что крыло имеет нервюры арочно- го типа, между которыми имеются продольные проходы для пасса- жиров, вышеуказанные проходы (и пространство над проходами - над головами пассажиров в проходе) углубленны по отношению к внут- реннему контуру арочных нервюр (в направление внешнего контура вышеуказанных арочных нервюр) на некоторую величину, линия по- ла каждого (или некоторых) из вышеуказанных проходов разбита на несколько участков, находящихся на разных уровнях, пассажирская кабина имеет, по меньшей мере, один поперечный проход в направ- лении от одного конца крыла к другому концу крыла.
13. Самолет по п.12, отличающийся тем, что крыло выполнено прямоугольной формы в плане (не стреловидным), имеются багаж- ные отсеки, расположенные на концах крыла.
14. Самолет по п.12 или 13, отличающийся тем, что имеются кухни и служебные помещения, расположенные на концах крыла.
PCT/RU2013/000650 2013-07-30 2013-07-30 Летательный аппарат "варианты" WO2015016731A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2013/000650 WO2015016731A1 (ru) 2013-07-30 2013-07-30 Летательный аппарат "варианты"

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2013/000650 WO2015016731A1 (ru) 2013-07-30 2013-07-30 Летательный аппарат "варианты"

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2015016731A1 true WO2015016731A1 (ru) 2015-02-05

Family

ID=52432140

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2013/000650 WO2015016731A1 (ru) 2013-07-30 2013-07-30 Летательный аппарат "варианты"

Country Status (1)

Country Link
WO (1) WO2015016731A1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2758366A1 (es) * 2018-11-02 2020-05-05 Torres Martinez M Aeronave con generacion y acumulacion de energia
EP3782911A1 (en) * 2019-08-23 2021-02-24 Raytheon Technologies Corporation Engine wing
CN112776993A (zh) * 2019-11-05 2021-05-11 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种飞机及其吊挂结构

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2060211C1 (ru) * 1992-02-21 1996-05-20 Валерий Туркубеевич Пчентлешев Самолет схемы "летающее крыло"
DE102004019496A1 (de) * 2004-04-22 2005-12-01 Gerd Lukoschus Tragflächen (-flügel) für Fluggeräte
RU2413653C2 (ru) * 2005-09-17 2011-03-10 Эйрбас Дойчланд Гмбх Устройство для аварийной эвакуации людей

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2060211C1 (ru) * 1992-02-21 1996-05-20 Валерий Туркубеевич Пчентлешев Самолет схемы "летающее крыло"
DE102004019496A1 (de) * 2004-04-22 2005-12-01 Gerd Lukoschus Tragflächen (-flügel) für Fluggeräte
RU2413653C2 (ru) * 2005-09-17 2011-03-10 Эйрбас Дойчланд Гмбх Устройство для аварийной эвакуации людей

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
"Iz istorii sovetskoi aviatsii: Samolety OKB imeni SV .", ILIUSHINA, POD RED. AKADEMIKA G.V. NOVOZHILOVA, 2-E IZDANIE, DOPOLNENNOE., 1990, MOSKVA *
SM. EGERA: "Proektirovanie samoletov.", POD RED. D-RA TEKHN., 1983, MOSKVA, pages 103 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2758366A1 (es) * 2018-11-02 2020-05-05 Torres Martinez M Aeronave con generacion y acumulacion de energia
EP3782911A1 (en) * 2019-08-23 2021-02-24 Raytheon Technologies Corporation Engine wing
CN112776993A (zh) * 2019-11-05 2021-05-11 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种飞机及其吊挂结构

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7793884B2 (en) Deltoid main wing aerodynamic configurations
EP1167183B1 (en) Blended wing and multiple-body airplane configuration
US9180974B2 (en) Aircraft with an integral aerodynamic configuration
US7644888B2 (en) High-speed aircraft and methods for their manufacture
US6857598B2 (en) Integrated high-speed aircraft and associated methods of manufacture
US10899447B2 (en) Methods for improvements of the box wing aircraft concept and corresponding aircraft configuration
US20060016931A1 (en) High-lift, low-drag dual fuselage aircraft
GB2495846A (en) Twin-deck aircraft with mid-mounted wing
WO2013037379A9 (ru) Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления
WO2015016731A1 (ru) Летательный аппарат "варианты"
JP2004276900A (ja) 航空機、輸送機、および航空機を製造するための方法
RU64176U1 (ru) Тяжелый транспортный самолет
RU2486105C1 (ru) Летательный аппарат (варианты)
RU2384463C1 (ru) Самолет ближне-среднемагистральный
RU2335430C1 (ru) Самолет большой грузоподъемности
RU2495796C1 (ru) Летательный аппарат
RU143725U1 (ru) Дозвуковой пассажирский самолет
RU2132291C1 (ru) Пассажирский самолет схемы "триплан"
Kulfan et al. High transonic speed transport aircraft study
Edi Investigation of the application of hybrid laminar flow control and variable camber wing design for regional aircraft
US20230143095A1 (en) Aerospace vehicles having multiple lifting surfaces
RU2352496C1 (ru) Самолет
RU2602130C1 (ru) Сверхзвуковой административный самолет
Nawar et al. Conceptual Design of a Business Jet Aircraft
RU2531792C1 (ru) Самолет короткого и/или вертикального взлета и посадки

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 13890617

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 13890617

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1