САМОЛЕТ, СКОРОСТНОЕ СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО И ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА САМОЛЕТА
AIRPLANE, FAST-SPEED ARROW WING AND FUEL SYSTEM

Заявляемая группа изобретений относится к авиационной технике, а именно к пассажирским самолетам, и включает объединенные единым изобретательским замыслом технические решения, позволяющие решать вопросы выбора проектно-конструктивных решений пассажирского самолета, предназначенного для разработки на его базе семейства пассажирских самолетов - модельного ряда самолетов с различной пассажировместимостью и максимальной расчетной дальностью полета, а также аэродинамической схемы его скоростного стреловидного крыла и его топливной системы.
Анализ технических решений, связанных с выбором облика пассажирского самолета для создания на его основе семейства пассажирских самолетов, и динамики их развития (см., например, Проектирование пассажирских самолетов, под ред. Г.В.Новожилова, М.: Машиностроение, 1991 г., стр.244-249) позволяет выделить два подхода к разработке модельного ряда пассажирских самолетов.
Первый подход связан с последовательным в течение длительного времени созданием модельного ряда самолетов семейства, когда каждая последующая модель самолета создается на базе предыдущей. Примерами реализации этого подхода к созданию семейства пассажирских самолетов является процесс развития семейств пассажирских самолетов Ил-18, Ил-62, Боинг-707, Боинг-727, Боинг-737. Второй подход связан с изначальным проектированием самолета, предназначенного для разработки на его базе семейства самолетов, то есть с параллельным проектированием семейства самолетов, включающих самолеты различной пассажировместимости и/или назначения с максимальной степенью унификации. Примеры реализации этого подхода можно найти в решениях по патенту РФ 2148534, Германии 4323020, США 6575406, 6938854, ЕПВ 0857648, в которых самолеты семейства отличаются формой фюзеляжа, числом двигателей и их характеристиками, числом крыльев. Практическая реализация этих технических решений достаточно проблематична.
К примерам практической реализации второго подхода к выбору модельного ряда самолетов семейства могут быть отнесены семейства пассажирских самолетов L-1011, DC 10, А319-А321, которые основаны на проектировании самолета, служащего базой для всего модельного ряда самолетов семейства.
Самолет L-1011 (см. П.Н.Белянин. Производство широкофюзеляжных самолетов. М.: Машиностроение, 1979 г., стр.87-101) содержит фюзеляж, скоростное стреловидное крыло, вертикальное и горизонтальное оперение, двигатели и шасси.
Самолет L-1011 технологическими стыками разделен на носовую часть фюзеляжа (носовой отсек), среднюю часть фюзеляжа (передний отсек, центральный отсек), задний отсек, хвостовой отсек, отъемные консоли крыла, центроплан с дополнительными стенками, размещенными параллельно лонжеронам, вертикальное и горизонтальное оперение. Скоростное стреловидное крыло включает передний и задний лонжероны и силовой набор из стрингеров и нервюр.
Модельный ряд самолетов семейства L-1011 «Локхид Эйкрафт» (см. Беляев В.В. Пассажирские самолеты мира. М.: изд. Аспол, Аргус, 1997 г., стр.236-242) включает две группы самолетов, первая из которых рассчитана на перевозку до 400 пассажиров, вторая на перевозку до 330 пассажиров.
Первая группа самолетов содержит самолеты, рассчитанные на четыре уровня дальности полетов. Самолетом с наименьшим уровнем дальности этой группы является самолет L-1011-1: при перевозке 276 пассажиров с багажом дальность его полета 5350 км. Самолеты L-1011 - 100 и L-1011-200 являются моделями самолетов с промежуточными уровнями дальности полета, при аналогичной загрузке дальности полета этих самолетов составляют 6390 и 7600 км. Самолет L-1011-250 является самолетом с наибольшим уровнем дальности полета в этой группе, его дальность полета при перевозке 276 пассажиров с багажом составляет 8890 км.
Вторая по пассажировместимости группа самолетов этого семейства представлена одной моделью - L-1011-500, предназначенной для перевозки 246 пассажиров с багажом с дальностью полета 9700 км.
Переход от первой группы самолетов семейства ко второй осуществляется за счет уменьшения длины переднего и заднего отсеков, кроме того, при переходе от самолетов первой группы ко второй увеличивается размах крыла.
Во внутреннем объеме скоростного стреловидного крыла, разделенном технологическими стыками на центроплан и отъемные консоли крыла, размещены топливные баки. При этом переход внутри первой группы самолетов от самолета с наименьшей дальностью полета L-1011 - 1 к самолету с промежуточной дальностью полета L-1011 - 100 осуществляется за счет введения в конструкцию центроплана центрального топливного бака и соответствующего увеличения массы топлива. Переход к следующему уровню дальности полета (самолет L-1011 - 200) от самолета L-1011 - 100 осуществлен за счет использования более мощных двигателей, а переход к самолету с наибольшей дальностью полета L-1011 - 250 осуществлен за счет дальнейшего увеличения массы топлива в центральном топливном баке.
Другим примером технического решения самолета, предназначенного для разработки семейства пассажирских самолетов, является самолет DC-10 фирмы Mс Donnel Douglas.
Самолет рассматриваемого семейства (см. Белянин П.Н. Производство широкофюзеляжных самолетов, М.: Машиностроение, 1979 г., стр.72-87) состоит из фюзеляжа, разделенного технологическими стыками на носовой, передний, центральный, задний и хвостовой отсеки, скоростного стреловидного крыла, шасси.
Скоростное стреловидное крыло состоит из центроплана и отъемных консолей крыла, выполненных по двухлонжеронной схеме, и включает передний и задний лонжероны, обшивку с ее верхней и нижней частями, нервюры и силовой набор стрингеров. Крыло выполнено с переменной по полуразмаху крыла относительной толщиной профилей крыла, при этом относительная толщина крыла в корневой части ~ 12,2%, в концевой ~ 8,4%. Стреловидность крыла по линии четвертей хорд - 35 градусов.
Под консолями крыла размещены два двигателя в мотогондолах. Кроме того возможно размещение еще одного двигателя в хвостовой части фюзеляжа. Кроме того, в самолете могут быть использованы двигатели различных марок с различными характеристиками.
Топливная система включает крыльевые топливные баки и топливный бак в центроплане. На базе этого самолета может быть разработано семейство самолетов, включающих 2 группы самолетов с различной пассажировместимостью.
Первая группа, предназначенная для перевозки 236 пассажиров, включает один самолет (DC-10 Twin), рассчитанный на полет до 4050 км (см. Струков Ю.П. Современные самолеты США и Западной Европы, Итоги науки и техники, сер. Авиастроение, т.1, М., ВИНИТИ, 1973 г., стр.47).
В модельный ряд второй по пассажировместимости группы этого семейства, рассчитанного на перевозку до 380 пассажиров, включено 4 модели самолетов с различными уровнями дальности полета (см. Беляев В.В. Пассажирские самолеты мира. М.: изд. Аспол, Аргус, 1997 г., стр.262-269). В этой группе самолет DC-1010 имеет наименьшую дальность полета - 5370 км при перевозке 277 пассажиров с багажом, самолет DC-1015 является моделью с промежуточным уровнем дальности этой группы - 6940 км при перевозке этого же количества пассажиров. Самолеты DC-1030 и DC-1040 являются моделями с наибольшей дальностью полета в этой группе: при перевозке 277 пассажиров с багажом дальность полета самолета DC-1030 - 10460 км, самолета DC-1040 - 10280 км.
В рассматриваемом семействе самолетов переход от одной группы по пассажировместимости к другой группе осуществляется за счет изменения длины фюзеляжа и изменения числа двигателей на самолете: длина фюзеляжа самолета первой по пассажировместимости группы меньше длины фюзеляжа самолета второй по пассажировместимости группы, при этом самолет первой по пассажировместимости группы оснащен двумя двигателями, а второй по пассажировместимости группы - тремя.
Внутри второй по пассажировместимости группы переход от самолета с наименьшей расчетной максимальной дальностью полета (DC-1010) к самолетам с промежуточной (DC-1015) и наибольшей расчетной максимальной дальностью полета (DC-1030, DC-1040) осуществлен за счет следующих изменений в конструкции самолета с наименьшей расчетной максимальной дальностью полета:
изменением крыла самолета (размах крыла самолета увеличен на 3,05 м);
изменением топливной системы самолета (увеличен объем топливных баков за счет введения центрального топливного бака в центроплане);
изменением шасси самолета (самолеты промежуточной и максимальной расчетной дальностью полета снабжаются дополнительной (третьей) главной опорой шасси, размещаемой под фюзеляжем между двумя основными опорами);
изменением двигателей самолета с различными тяговыми характеристиками и показателями экономичности расхода топлива.
Приведенные технические решения самолетов подходят для разработки семейств широкофюзеляжных самолетов, рассчитанных на перевозку от 200 до 400 пассажиров с диапазоном дальностей полета, включающих межконтинентальные перелеты. Кроме того, модельный ряд рассмотренных семейств самолетов, представленный двумя группами самолетов с различной пассажировместимостью, в одну из которых включена лишь одна модель самолета с одним уровнем максимальной расчетной дальности полета, не может в современных условиях обеспечить гибкого реагирования на изменение требований авиакомпаний к пассажирским самолетам с различной пассажировместимостью и дальностью полета. Особенно это актуально для сегмента региональных пассажирских самолетов, рассчитанных на перевозку от 60 до 100 пассажиров.
Рассмотренные технические решения модельных рядов семейств самолетов характеризуются невысокой степенью унификации самолетов: в самолетах могут использоваться различные двигатели, например двигатели различных производителей, может изменяться конструкция крупных узлов планера самолета (крыльев, шасси, структуры баков топливной системы и т.д.).
Решение задачи проектирования семейства самолетов с высокой степенью унификации, включающих различные по пассажировместимости группы, а следовательно, и различные продольные габариты фюзеляжа, требует решения задачи оснащения самолетов семейства скоростным стреловидным крылом одной геометрии.
Известно техническое решение скоростного стреловидного крыла (см. патент РФ 1775972, МПК В64С 3/10, опубл. 30.09.1994). В соответствии с этим техническим решением каждая из консолей крыла составлена из двух частей, разграниченных друг от друга базовыми сечениями, параллельными плоскости симметрии самолета, размещенными последовательно вдоль размаха консолей крыла, плавно сопряженными друг с другом и сформированными как единая пространственная система. В этом решении первая часть каждой из консолей крыла ограничена бортовым сечением и сечением в срединной части консоли крыла при z=0,3, вторая часть каждой из консолей крыла ограничена отмеченным сечением в срединной части консоли крыла и концевым сечением.
Консоли крыла выполнены как единая пространственная система на базе неплоской срединной поверхности с уменьшающейся вдоль полуразмаха крыла относительной толщиной профиля и уменьшающимся при переходе от бортового к концевому сечению углом геометрической крутки сечений крыла.
При переходе от бортового к концевому сечению крыла профили сечений выполнены с монотонным уменьшением максимальной относительной толщины профиля от 16…17% в бортовом сечении до 15,6…16% на границе первой и второй частей и до 13% в концевом сечении.
Кроме того, в этом техническом решении крыло выполнено с отрицательным углом геометрической крутки сечений, уменьшающимся по размаху крыла: при переходе от бортового сечения к границе между первой и второй частями консолей крыла угол установки сечений изменяется от  до  и далее при переходе к концевому сечению до .
Кроме того, в этом техническом решении профили первой и второй частей консолей крыла выполнены с расположением средней линии профилей выше хорды. В данном техническом решении, а также в рассматриваемом ниже техническом решении по патенту РФ 2228282 в качестве одного из признаков рассматривается положение средней линии профиля относительно хорды. Здесь и далее в случае расположения средней линии профиля выше хорды будем использовать термин положительной вогнутости профиля, а при обозначении максимальной относительной положительной вогнутости (отношение максимального отклонения средней линии от хорды к длине хорды) использовать положительные величины. В случае расположения средней линии профиля ниже хорды будем использовать термин отрицательной вогнутости, а для обозначения максимальной отрицательной вогнутости использовать отрицательные величины. Максимальная относительная положительная вогнутость профилей на первой и второй частях консолей в этом решении стреловидного крыла размещена при , а при переходе от бортового сечения к границе между первой и второй частями консолей крыла максимальная относительная вогнутость профилей возрастает от  до  и при дальнейшем переходе по второй части аэродинамической несущей поверхности практически не меняется.
1/4
зл
В соответствии с этим техническим решением скоростное стреловидное крыло используется для крыла дозвукового самолета с удлинением λ=11…12, сужением , постоянной стреловидностью по передней и задней кромкам со стреловидностью по 1/4 ј хорд χ=3°, при этом стреловидность по линии заднего лонжерона χ=0°.
Данное техническое решение скоростного стреловидного крыла эффективно при крейсерских скоростях полета с числом Маха до 0,64…0,66 и не обеспечивает оптимальные аэродинамические характеристики при полете с крейсерской скоростью до 0,82 М. Кроме того, это техническое решение не решает задачу размещения под консолями крыла самолета турбореактивных двигателей большой степени двухконтурности, отличающихся большими габаритами.
Разработка самолета для создания на его базе унифицированного модельного ряда семейства пассажирских самолетов ставит и определенные проблемы в разработке топливной системы самолета семейства. При этом к традиционным техническим задачам, решаемым при разработке топливных систем самолетов, например увеличению массы заправляемого топлива, снижению сухой массы топливных систем, уменьшению невырабатываемых остатков топлива, оптимизации выработки топлива из многобаковых топливных систем самолетов, добавляются задачи по разработке топливной системы, оптимизированной для использования в самолетах, рассчитанных на различную пассажировместимость и различную максимальную расчетную дальность полета.
Примером известного технического решения топливной системы самолета является техническое решение топливной системы самолета ТУ-134А (см. В.А.Бороденко. «Самолет ТУ-134А», изд. «Машиностроение», 1975 г., стр.44-51, 305-308, 319). Эта топливная система содержит топливные баки, размещенные в центроплане и консолях крыла. В этом техническом решении крыло содержит продольный силовой набор, включающий передний и задний лонжероны, поперечный силовой набор с нервюрами и обшивку с ее верхней и нижней частями. Центроплан, выполненный в виде кессона, ограничен передним и задним лонжеронами, бортовыми нервюрами, верхней и нижней панелями обшивки и разделен нервюрами на четыре отсека. Каждая из консолей крыла выполнена в виде кессона, ограниченного передним и задним лонжеронами, нижней и верхней обшивками и снабжена нервюрами, часть из которых выполнена герметичными, и продольным силовым набором. Крыло в этом техническом решении выполнено с отрицательным углом поперечного V крыла.
Топливная система этого технического решения содержит две группы топливных баков, размещенных в правой и левой консолях крыла самолета, каждая из которых включает первый топливный бак (в терминологии источника - бак №1), прилегающий к центроплану самолета, второй топливный бак (в терминологии источника - бак №3), размещенный на периферии размаха крыла, и третий топливный бак (в терминологии источника - бак №2), размещенный между первым и вторым баком, и расходный отсек, размещенный во внутреннем объеме одного из топливных баков, магистраль подачи топлива в двигатель, вход которой соединен с расходным отсеком. Кроме того, топливная система снабжена магистралями перекачки топлива с насосами перекачки, входы которых соединены с внутренними полостями крыльевых баков, а выходы - с расходными отсеками групп баков.
В этом техническом решении топливной системы расходные отсеки размещены во внутренних объемах первых топливных баков, при этом одна из стенок расходных отсеков совмещена с передним лонжероном, а две другие - с нервюрами, размещенными внутри первых баков топливной системы. Кроме того, в двух центральных отсеках центроплана размещены два дополнительных топливных бака небольшого объема (в терминологии источника баки №1А), один из которых структурно включен в одну, а другой - в другую группу топливных баков.
При выработке топлива в полете сначала опорожняются вторые топливные баки, размещенные на периферии консолей крыла, затем примерно половина топлива из первых топливных баков, прилегающих к фюзеляжу самолета, потом третьи топливные баки, после чего вырабатывается вторая половина топлива из первых топливных баков и в последнюю очередь вырабатывается топливо из расходных отсеков. Для управления процессами выработки топлива система предусматривает наличие сложных систем управления выработкой топлива.
Топливная система этого технического решения не обеспечивает эффективное ее использование в самолете, предназначенном для использования в модельном ряде самолетов с различной пассажировместимостью и различной максимальной расчетной дальностью полета, отличающихся различной величиной максимальной заправки топливом. Велика и масса топливной системы, в ходе полета значительно изменяется и положение центра тяжести самолета.
Ближайшим аналогом заявляемому техническому решению «Самолет» является техническое решение самолета, которое используется в семействе пассажирских самолетов А319-А320-А321.
Самолет этого семейства (см. Пассажирский самолет Эрбас Индастри А320, сост. Зайцева Н.Н., ЦАГИ, 1993 г., стр.13-48, стр.51-58) снабжен фюзеляжем, разделенным технологическими стыками на последовательно размещенные носовой, передний, центральный, задний и хвостовой отсеки. Носовой, центральный и хвостовой отсеки фюзеляжа самолета выполнены идентичными для всех самолетов семейства, а передний и задний отсеки выполнены с длиной, обеспечивающей возможность размещения на борту самолета числа пассажиров, соответствующего группе самолета по пассажировместимости. За счет этого меняется длина самолетов и осуществляется переход от одной группы по пассажировместимости к другой: так, длина самолетов первой группы - 33,84 м, второй - 37,57 м, третьей - 44,51 м.
Все модели самолетов этого семейства снабжаются идентичным для всех самолетов семейства скоростным стреловидным крылом одной геометрии и одного конструктивного исполнения. При этом крыло выполнено с углом стреловидности 25°, удлинением λ=9,42 с постоянным положительным углом поперечного V крыла, близким значению 5°6'36''. При переходе от бортового к концевому сечению относительная толщина профиля уменьшается от 15,3% до 10,8%. При этом на половине полуразмаха консоли крыла, прилегающей к бортовой нервюре, консоль крыла снабжена участком с локальным минимумом относительной толщины профилей (см. Пассажирский самолет Эрбас Индастри А320. ЦАГИ, М., 1993 г., стр.22, рис.26): от бортовой нервюры до относительной координаты по полуразмаху крыла  относительная толщина профилей уменьшается, достигая локального минимума при , а от  до  увеличивается, после чего при  относительная толщина профилей продолжает уменьшаться.
Скоростное стреловидное крыло самолетов семейства состоит из центроплана и консолей крыла. Оно включает продольный и поперечный силовой набор, при этом в продольный силовой набор включены передний и задний лонжероны и стрингеры, а в поперечный силовой набор - нервюры, часть из которых выполнена герметичными, и обшивку крыла с ее верхней и нижней частями.
В каждой из консолей крыла размещено по сухому отсеку, при этом одна из стенок сухих отсеков совмещена с передним лонжероном. В рассматриваемом техническом решении две другие стенки сухого отсека совмещены с нервюрами крыла, а четвертая стенка отделяет сухой отсек от внутреннего объема консоли крыла.
Кроме того, самолеты семейства снабжены силовой установкой, содержащей два турбовентиляторных воздушно-реактивных двигателя, размещенные под консолями крыла симметрично относительно плоскости симметрии самолета. Рассматриваемое техническое решение самолета предусматривает использование различных двигателей в самолетах различных групп по пассажировместимости и дальности полета.
Рассматриваемое решение самолета предполагает соединение реактивных двигателей магистралями подачи топлива с топливной системой, снабженной двумя группами топливных баков, каждая из которых включает первый и второй топливные баки, размещенные в консолях крыла, при этом первые баки групп размещены в корневой части консолей крыла, а вторые баки - на их периферии. Топливные баки консолей крыла отделены друг от друга герметичными нервюрами.
Рассматриваемое техническое решение самолета предусматривает, кроме того, возможность размещения дополнительного запаса топлива в центральном топливном баке, размещенном в центроплане, боковые стенки которого образованы передним и задним лонжеронами центроплана и бортовыми нервюрами.
Кроме того, самолеты семейства снабжены шасси, включающими две основные опоры и носовую опору.
На базе рассмотренного технического решения самолета возможна разработка семейства пассажирских самолетов, модельный ряд которого состоит из трех групп самолетов различной пассажировместимости (см. Беляев В.В. Пассажирские самолеты мира. М.: изд. АСПОЛ, Аргус,  1997, стр.108-121): первая группа включает самолеты, рассчитанные на перевозку 124…148 пассажиров (самолеты A319-110, A319-130), вторая группа самолетов включает самолеты, рассчитанные на перевозку 164…179 пассажиров (А320-110, А320-210, А320-230), третья группа включает самолеты, рассчитанные на перевозку 200…220 пассажиров (А321-100, А321-200).
При этом вторая группа содержит три самолета, рассчитанные на различные дальности полета: А320-110 - наименьшую - 4900 км, А320-210 - промежуточную - 5185 км и А320-230 - наибольшую - 5370 км при перевозке 150 пассажиров с багажом. Третья группа включает три самолета, рассчитанные на различные дальности полета: A321-100 - наименьшую - 4170 км и промежуточную - 4350 км, А321-200 - наибольшую - 5000 км при перевозке 185 пассажиров с багажом.
Рассмотренное техническое решение семейства пассажирских самолетов подходит для самолетов, рассчитанных на пассажировместимость от 148 до 220 пассажиров, однако при переходе к самолетам меньшей размерности технико-экономические показатели семейства являются неудовлетворительными. Во-первых, недостаточна степень унификации самолетов модельного ряда. По сравнению с рассмотренными выше аналогами (семейства самолетов L-1011 и DC-10) все модели самолетов семейства используют стреловидное крыло одной геометрии, однако модельный ряд самолетов семейства включает самолеты с различными двигателями, отличается структура и расположение баков топливных систем самолетов различных групп и максимальной расчетной дальности полета.
Во-вторых, технические характеристики скоростного стреловидного крыла и топливной системы не дают возможности их использования в составе модельного ряда региональных пассажирских самолетов меньшей пассажировместимости, а следовательно, и меньших габаритов. Так, характеристики крыла не оптимальны для использования их при размещении под консолями крыла современных турбовентиляторных реактивных двигателей со значительными габаритами вблизи фюзеляжа, масса топливной системы велика, не обеспечивается ее устойчивая работа и надежная управляемость самолета.
Ближайшим аналогом заявляемому техническому решению скоростного стреловидного крыла является крыло (см. патент РФ 2228282, МПК В64С 3/14, опубл. 10.05.10.2004), каждая из консолей которого составлена из шести частей, разграниченных друг от друга базовыми сечениями, параллельными плоскости симметрии самолета.
В этом техническом решении каждая из консолей крыла составлена из шести последовательно размещенных вдоль каждой консоли частей: первая часть от бортового сечения до сечения G-G (см. фиг.1 описания к указанному патенту), вторая - от сечения G-G до сечения F-F, третья от сечения F-F до сечения D-D, четвертая от сечения D-D до сечения С-С, пятая от сечения С-С до В-В, шестая от сечения В-В до сечения А-А. Части консолей крыла плавно сопряжены друг с другом, при этом крыло сформировано как единая пространственная система на базе неплоской срединной поверхности. Профили сечений консолей крыла выполнены с изменением положения средней линии профилей относительно хорд: положение средней линии профилей относительно хорды плавно меняется как по сечению крыла, так и по размаху консоли. Плавно меняются по размаху консоли угол геометрической крутки сечений и относительная толщина профилей сечений.
Профили сечений частей консолей крыла этого технического решения, прилегающие к бортовому сечению, начиная с первой от бортового сечения, выполнены с участками с S-образной формой средних линий профилей, составленной из двух полуволн. Одна из полуволн выполнена с отрицательной вогнутостью: средняя линия профиля расположена ниже хорды. Другая полуволна выполнена с положительной вогнутостью: средняя линия профиля расположена выше хорды. Профили сечений на периферии крыла, прилегающие к его законцовке, выполнены с положительной вогнутостью: средние линии профилей вдоль всей хорды расположены выше хорды.
В рассматриваемом техническом решении полуволна S-образной формы срединной поверхности с положительной вогнутостью предшествует полуволне с отрицательной вогнутостью при переходе от носка крыла к его задней части.
Кроме того, при переходе от бортового к концевому сечению крыла профили сечений выполнены с монотонным уменьшением угла геометрической крутки сечений по нелинейному закону от положительных значений до отрицательных значений и уменьшением максимальной относительной толщины профилей до значения 9…10%. В этом техническом решении угол геометрической крутки бортового сечения близок к 2 градусам, в концевых сечениях угол геометрической крутки сечений выбран из диапазона от минус 2 до минус 2.5 градусов, а переход от положительного значения угла геометрической крутки к отрицательным значениям выполнен в сечении с относительной координатой по полуразмаху крыла, близкой 30%. В этом техническом решении максимальная относительная толщина сечения в бортовом сечении немного превышает 11%, а по размаху крыла уменьшается по закону, близкому к линейному.
Кроме того, в рассматриваемом техническом решении скоростного стреловидного крыла в бортовом сечении переход от полуволны S-образной формы средних линий с положительной вогнутостью к полуволне с отрицательной вогнутостью выполнен при относительной координате . В бортовом сечении значение максимальной положительной вогнутости выбрано из диапазона  и размещено по бортовому сечению по координате . При переходе от бортового сечения к законцовке крыла положение максимального значения положительной вогнутости смещается к хвостику профиля до значения . Максимальные относительные толщины профилей располагаются при .
В соответствии с этим техническим решением рассмотренное скоростное стреловидное крыло используется для крыла дозвукового самолета с удлинением λ=9…11, сужением , стреловидностью по передней кромке на первых, вторых и третьих частях консолей χ=25…35° и стреловидностью по передней кромке на четвертых, пятых и шестых частях консолей χ=0…30°.
у
Приведенное техническое решение скоростного стреловидного крыла не позволяет обеспечить высокие аэродинамические характеристики на крейсерских режимах полета при М=0,75…0,82 с использованием современных двигателей с высокой степенью двухконтурности и в широком диапазоне изменения коэффициента подъемной силы С, что характерно при использовании крыла в составе самолета с различной пассажировместимостью и с различной дальностью полета. Кроме того, в техническом решении не решен вопрос, связанный с размещением двигателей большой степени двухконтурности под крылом из-за небольшого расстояния между контуром гондолы двигателя и поверхностью Земли.
Наиболее близким аналогом топливной системы самолетов семейства является техническое решение топливной системы (см. «ИЛ-86», Внуковское производственное объединение, М., 1988 г., часть 1, стр.99-104, часть 2, стр.45-62), реализованное в самолете Ил-86.
В этом техническом решении крыло содержит поперечный силовой набор, выполненный из нервюр, продольный силовой набор, включающий передний и задний лонжероны и стрингеры, и обшивку, включающую верхнюю и нижнюю ее части. Центроплан, выполненный в виде кессона, ограничен передним и задним лонжеронами, бортовыми нервюрами, верхней и нижней панелями и снабжен продольными стенками, размещенными параллельно лонжеронам. В стенках центроплана выполнены вырезы.
Каждая из консолей крыла выполнена в виде кессона, ограниченного передним и задним лонжеронами, нижней и верхней частями обшивки и снабженного нервюрами, часть из которых выполнена герметичными, и продольным силовым набором. Крыло в этом техническом решении выполнено с положительным углом поперечного V.
Топливная система содержит центральный топливный бак и две группы топливных баков. Центральный топливный бак размещен в центроплане, он выполнен в виде кессона, ограничен передним и задним лонжеронами и бортовыми нервюрами и разделен стенками центроплана на отсеки. За счет вырезов в стенках центроплана отсеки центрального топливного бака этого технического решения выполнены сообщающимися между собой.
Две группы топливных баков размещены в консолях крыла, ограничены передним и задним лонжеронами, нижней и верхней частями обшивки консолей крыла и отделены друг от друга герметичными нервюрами. В каждую группу баков включены первый топливный бак (в терминологии источника баки №2 и №3), прилегающий к фюзеляжу и отделенный от центрального топливного бака бортовой нервюрой, второй топливный бак (в терминологии источника баки №1А и №4А), размещенный на периферии консолей крыла, третий топливный бак (в терминологии источника баки №1 и 4), размещенный между первым и вторым топливными баками. Кроме того, во внутренних объемах третьих топливных баках каждой консоли размещены расходные и основные отсеки (в терминологии источника - основные части третьих баков). Одна из стенок расходного отсека совмещена с нервюрой, отделяющей третий топливный бак от первого топливного бака.
Рассматриваемое техническое решение предполагает наличие в каждой группе баков двух расходных отсеков, соединенных магистралями подачи топлива с двигателями. При этом расходные отсеки рассматриваемого решения размещены во внутренних объемах предрасходных отсеков, размещенных во внутренних объемах первых баков групп (в терминологии источника баков №2 и №3) и во внутренних объемах третьих баков групп (в терминологии источника баков №1 и №4). Расходные отсеки в этом техническом решении размещены во внутренних объемах третьих топливных баков вблизи оси консолей крыла.
Кроме того, топливная система снабжена магистралями перекачки топлива с насосами перекачки, входы которых соединены с внутренними полостями первого бака и основного отсека третьего бака каждой группы, а внутренняя полость центрального бака соединена со входами двух магистралей перекачки топлива, причем выход одной из них соединен с первой, а выход другой - со второй группой баков.
В рассматриваемом техническом решении выходы магистралей перекачки топлива из первых баков размещены в предрасходных отсеках, которые соединены с расходными отсеками дополнительными магистралями перекачки топлива.
Кроме того, топливная система рассматриваемого технического решения выполнена с обеспечением возможности перелива топлива из вторых топливных баков в основные отсеки третьих топливных баков. Это обеспечивается за счет наличия трубопровода между вторыми баками и основными отсеками третьих баков, снабженного электроуправляемым клапаном и обратным клапанами, обеспечивающими перемещение топлива самотеком из вторых баков.
Рассматриваемое техническое решение используется в крыле с положительным углом поперечного V.
В процессе выработки топлива сначала опорожняется центральный топливный бак, затем начинают одновременно опорожняться первые баки топливной системы и третьи баки. По опорожнению третьих баков, продолжая выработку топлива из первых баков топливной системы, начинается опорожнение вторых баков системы. После опорожнения первых и вторых баков в последнюю очередь вырабатывается топливо из расходных отсеков.
Рассматриваемое техническое решение топливной системы в основном может быть использовано для широкофюзеляжных самолетов большой пассажировместимости и дальности полета. Использование этого решения для самолетов меньшей пассажировместимости и дальности полета, а следовательно, и рассчитанных на меньшие объемы заправляемого топлива имеет ряд недостатков.
Относительная масса топливной системы в соответствии с этим техническим решением велика из-за сложной структуры топливной системы, включающей предрасходные отсеки и дополнительные магистрали перекачки топлива. Велики и невырабатываемые остатки топлива в топливной системе. Недостатком этой системы является и сложность управления выработкой топлива из баков системы, что требует наличия в топливной системе специальных систем по контролю выработки топлива.
Кроме того, эта топливная система не обеспечивает возможности ее использования для семейства пассажирских самолетов, состоящего из групп самолетов различной пассажировместимости, в каждый из которых включены самолеты с различной дальностью полета. Самолеты различной пассажировместимости и дальности полета отличаются продольными габаритами фюзеляжа и различной массой заправляемого топлива для самолетов различной дальности полета. При использовании указанного технического решения топливной системы для семейства самолетов изменяется продольная центровка самолета, что значительно усложняет процесс управления самолетом.
Технической задачей, решаемой заявляемым решением самолета, является разработка самолета с высокими технико-экономическими и технико-эксплуатационными показателями, включающими высокую степень унификации, массовым совершенством, надежной управляемостью, высокой безопасностью, в сочетании с возможностью создания на его базе модельного ряда самолетов с различной пассажировместимостью и дальностью полета.
Технической задачей, решаемой заявляемым решением скоростного стреловидного крыла, является разработка крыла с высокими аэродинамическими характеристиками, обеспечивающего возможность его использования без изменения геометрических параметров в самолете, предназначенном для использования в семействе пассажирских самолетов различной пассажировместимости и дальности полета в сочетании с возможностью размещения под крылом двух двигателей с большими габаритами для использования в диапазоне крейсерских режимов полета, характеризующихся числом М=0,75…0,82.
Технической задачей, решаемой заявляемой топливной системой самолета, является разработка устройства топливной системы, обеспечивающей снижение массы топливной системы и уменьшение невырабатываемых остатков топлива, улучшение управляемости самолета и повышение безотказности ее работы при нештатных ситуациях в сочетании с возможностью ее использования в семействе самолетов, включающем группы самолетов с различной пассажировместимостью и различной максимальной расчетной дальностью полета.
Заявляемым техническим решением самолета поставленная техническая задача решается следующим образом.
Известно техническое решение самолета, выполненного с обеспечением возможности изменения максимальной расчетной дальности полета. Фюзеляж самолета состоит из последовательно размещенных носового, переднего, центрального, заднего и хвостового отсеков. В известном решении передний и задний отсеки выполнены с длиной, обеспечивающей возможность размещения на борту самолета различного числа пассажиров. Шасси включает две основные и носовую опоры.
Скоростное стреловидное крыло известного решения самолета состоит из центроплана и консолей крыла, включает продольный и поперечный силовой набор и обшивку с нижней и верхней ее частями.
Крыло выполнено с положительным углом поперечного V.
В продольный силовой набор известного крыла включен передний и задний лонжероны, а в поперечный силовой набор - нервюры, часть из которых выполнена герметичными. Каждая консоль крыла снабжена «сухим отсеком», одна из стенок которого совмещена с передним лонжероном.
Консоли известного крыла выполнены с уменьшением максимальной относительной толщины их профилей при переходе от бортового сечения консоли к законцовке, причем на половинах консолей, прилегающих к бортовым сечениям, размещены участки с локальным минимумом максимальной относительной толщины профилей.
Самолет известного решения снабжен силовой установкой, содержащей два турбовентиляторных воздушно-реактивных двигателя, установленных под консолями крыла симметрично относительно плоскости симметрии самолета. Двигатели соединены магистралями подачи топлива с топливной системой.
Топливная система известного решения снабжена двумя группами топливных баков. Топливные баки отделены друг от друга герметичными нервюрами. Каждая из групп баков включает первый и второй топливные баки, размещенные в консолях крыла, при этом первые баки групп размещены в корневой части консолей крыла, а вторые баки - на их периферии. Кроме того, в известном решении самолета его топливная система снабжена центральным топливным баком, размещенным в центроплане, боковые стенки которого образованы передним и задним лонжеронами крыла и бортовыми нервюрами.
В заявляемом техническом решении самолета новым является то, что плоскости установки турбовентиляторных воздушно-реактивных двигателей расположены вблизи одной трети полуразмаха крыла. При переходе по консоли крыла от бортового сечения к одной четверти полуразмаха крыла стреловидное крыло самолета выполнено с увеличением угла поперечного V крыла, а при дальнейшем переходе к законцовке крыла - с его уменьшением. В заявляемом решении профили от бортового сечения до, по крайней мере, половины полуразмаха крыла выполнены с положительными углами геометрической крутки их сечений.
Локальный минимум максимальной относительной толщины профилей консолей крыла заявляемого решения смещен по сравнению с аналогом к одной трети от полуразмаха крыла.
В каждую из групп баков топливной системы заявляемого решения самолета дополнительно включен третий топливный бак, размещенный в консолях крыла между первыми и вторыми баками групп. Третьи баки разделены на основные и расходные отсеки. Расходные отсеки соединены с магистралями подачи топлива. Одна из стенок расходных отсеков совмещена с герметичной нервюрой, отделяющей третьи топливные баки от первых, а другая - с задним лонжероном.
Топливная система заявляемого самолета выполнена с обеспечением возможности выработки топлива вначале из центрального топливного бака, затем из первых баков, потом из вторых баков, а в последнюю очередь из третьих баков групп. Суммарный объем двух групп баков и объем всего центрального топливного бака выбраны из расчета обеспечения заправки топливом самолета с наибольшим значением максимальной расчетной дальности полета.
Сухие отсеки топливной системы заявляемого решения самолета размещены по обе стороны от герметичных нервюр, отделяющих первые топливные баки от третьих. Кроме того, в упомянутый продольный силовой набор каждой консоли включен стрингер закрытого П-образного профиля, герметично соединенный с верхней частью обшивки крыла. Внутренняя полость П-образного профиля выполнена сообщающейся с первыми и вторыми баками топливной системы. Стрингеры П-образного профиля на большей части своей длины размещены вблизи участков с максимальной относительной толщиной профилей консолей крыла самолета.
В заявляемом решении самолета, кроме того, новым является то, что носовой и задний отсеки фюзеляжа могут быть выполнены с длиной, обеспечивающей возможность перевозки самолетом от 58 до 68, от 66 до 83 и от 83 до 108 пассажиров.
Кроме того, в заявляемом решении самолета эквивалентный диаметр фюзеляжа может быть выбран из диапазона 3,3…3,55 м, при этом удлинение фюзеляжа самолета, рассчитанного на перевозку от 58 до 68 пассажиров, может быть выбрано из диапазона 6,5…6,7, рассчитанного на перевозку от 66 до 83 пассажиров - из диапазона 7,3…7,6, а удлинение фюзеляжа самолета, рассчитанного на перевозку от 83 до 108 пассажиров, может быть выбрано из диапазона 8,2…8,6.
Фюзеляж и скоростное стреловидное крыло заявляемого самолета могут быть выполнены для обеспечения возможности полета с крейсерской скоростью с числом Маха от 0,75 до 0,82.
Кроме того, в заявляемом решении самолета в центроплане могут быть установлены две снабженные вырезами стенки, параллельные лонжеронам, при этом указанными стенками центральный топливный бак может быть разделен на три отсека, первый из которых размещен у заднего лонжерона, третий - у переднего лонжерона, а второй - между стенками. При этом вырезы в стенках центроплана могут быть выполнены с обеспечением возможности герметичного перекрытия их крышками. Суммарный объем двух групп баков и объем первого отсека центрального топливного бака могут быть выбраны из расчета обеспечения заправки топливом самолета с наименьшим значением максимальной расчетной дальности полета. Суммарный объем двух групп баков и объем первого и второго отсеков центрального топливного бака могут быть выбраны из расчета обеспечения заправки топливом самолета с промежуточным значением максимальной расчетной дальности полета.
Кроме того, в заявляемом решении самолета герметичная нервюра, отделяющая первые и третьи баки консолей крыла, по крайней мере, в своей хвостовой части может быть размещена в пределах первой четверти полуразмаха крыла.
Высокие технико-экономические показатели самолета достигаются, в первую очередь, за счет разработки скоростного стреловидного крыла единой геометрии для всего модельного ряда самолетов с различной длиной фюзеляжа и обеспечивающего размещение под консолями крыла воздушно-реактивных двигателей больших габаритов.
Предлагаемое решение самолета, предусматривающее установку двигателей и размещение локального минимума максимальной относительной толщины профилей консолей крыла вблизи одной трети полуразмаха крыла в сочетании с увеличением угла поперечного V крыла до одной четверти полуразмаха крыла с последующим его уменьшением и выполнением профилей с положительными углами геометрической крутки до, по крайней мере, половины полуразмаха крыла обеспечивает высокие аэродинамические характеристики самолета при размещении двигателей значительных габаритов под консолями крыла и при изменении габаритных размеров фюзеляжа.
Включение в топливную систему самолета третьих баков, размещенных в консолях крыла между первыми и вторыми баками, и включение в продольный силовой набор каждой консоли стрингера закрытого П-образного профиля, соединяющего полости первых и вторых баков топливной системы, обеспечивает возможность выработки топлива вначале из центрального топливного бака самолета, затем из первых баков, потом из вторых баков, а в последнюю очередь из третьих баков групп, что не только положительно сказывается на устойчивости и управляемости самолета, но и дает возможность варьировать максимальную заправку самолета, при которой суммарный объем двух групп баков и объем всего центрального топливного бака могут обеспечить заправку топливом самолета с наибольшим значением максимальной расчетной дальности полета.
Совмещение одной из стенок расходных отсеков с герметичной нервюрой, отделяющей третьи топливные баки от первых, а другой - с задним лонжероном, размещение сухих отсеков в каждой консоли крыла у переднего лонжерона по обе стороны от герметичных нервюр, отделяющих первые топливные баки от третьих, и включение в продольный силовой набор стрингера закрытого П-образного профиля снижают массу консолей крыла. При этом размещение стрингеров закрытого П-образного профиля вблизи участков с максимальной относительной толщиной профилей дополнительно обеспечивает надежную работу топливной системы. Проектно-конструкторские оценки показывают, что масса конструкции самолета в соответствии с заявляемым решением уменьшается на 5…7% по сравнению с аналогами.
Кроме того, расположение расходного отсека, топливо из которого выбирается в последнюю очередь, относительно «сухого» отсека консоли повышает безопасность полетов, так как расходный отсек максимально удален от зоны нелокализованного разлета роторов маршевой силовой установки.
Особенности изменения угла поперечного V крыла и угла геометрической крутки сечений по консоли крыла в сочетании с возможностью размещения герметичной нервюры, отделяющей первые и третьи баки консолей крыла, способствует повышению безопасности и надежности работы топливной системы в нештатных ситуациях.
Как и в ближайшем аналоге, переход от одной группы самолетов по пассажировместимости к другой обеспечивается изменением длины фюзеляжа, для чего фюзеляж каждого из самолетов семейства разделен технологическими стыками на последовательно размещенные носовой, передний, центральный, задний и хвостовой отсеки, причем носовой, центральный и хвостовой отсеки самолетов семейства выполнены одинаковыми для всех самолетов семейства, а передний и задний отсеки выполняются с длиной, обеспечивающей возможность размещения на борту самолета числа пассажиров, соответствующего группе самолета по пассажировместимости.
Изменение максимальной дальности полета моделей самолетов внутри группы семейства может достигаться в заявляемом решении изменением располагаемого под заправку топливом объема центрального топливного бака. При этом вырезы в стенках центроплана могут быть выполнены с обеспечением возможности герметичного перекрытия их крышками. При этом суммарный объем двух групп баков топливной системы и объем первого отсека центрального топливного бака могут быть выбраны из расчета обеспечения заправки топливом самолета любой группы с наименьшим значением дальности полета в своей группе, суммарный объем двух групп баков и объем первого и второго отсеков центрального топливного бака могут быть выбраны из расчета обеспечения заправки топливом самолета любой группы с промежуточным значением дальности полета в своей группе, а суммарный объем двух групп баков и объем всего центрального топливного бака могут быть выбраны из расчета обеспечения заправки топливом самолета любой группы с наибольшим значением дальности полета в своей группе.
Возможность перекрытия вырезов стенок центроплана крышками способствует смещению центра тяжести самолетов в область задних центровок, снижению невырабатываемых остатков топлива, уменьшению динамического воздействия топлива на конструкцию самолета. Эти факторы особенно актуальны для самолетов наименьшей и промежуточной дальности полета.
Возможны и другие технические решения, обеспечивающие возможность изменения массы заправляемого топлива под максимальную расчетную дальность полета самолета.
Заявляемое устройство самолетов семейства вместе с указанными уровнями максимальной расчетной дальности полета может обеспечить еще один, четвертый, уровень дальности полета, который обеспечивается запасом топлива, размещаемым только в баках консолей крыла. В этом случае центральный топливный бак, расположенный в центроплане, топливом не заправляется, а конструктивно он выполняется изолированным по гидравлическим связям с топливными баками консолей крыла.
Проектно-конструктивные проработки показывают, что на основании заявляемого решения самолета может быть разработан модельный ряд пассажирских самолетов, включающий три группы самолетов, рассчитанных на перевозку от 58 до 68, от 66 до 83 и от 83 до 108 пассажиров. При округлой форме поперечного сечения фюзеляжа с эквивалентным диаметром 3,3…3,55 м удлинение фюзеляжа самолета может изменяться от 7,3 до 8,6. При размахе крыла 25…30 м в каждой группе самолетов по пассажировместимости могут быть представлены три модели самолета с наименьшей, промежуточной и наибольшей максимальной расчетной дальностью полета в своей группе. Каждая группа самолетов по пассажировместимости при этом может включать самолеты с наименьшей (3100…3300 км), промежуточной (3900…4100 км) и наибольшей (4600…4900) максимальной расчетной дальностью полета.
Таким образом, приведенные признаки заявляемого технического решения самолета позволяют выбрать его устройство, для которого характерны высокие технико-эксплуатационные показатели, обеспечивающие разработку модельного ряда пассажирских самолетов с различной пассажировместимостью и дальностью полета, предназначенных преимущественно для обслуживания региональных линий. При этом для предлагаемого самолета характерна высокая степень унификации, снижение по сравнению с аналогами массы самолета, надежная управляемость и безопасность.
Поставленная техническая задача заявляемым решением скоростного стреловидного крыла решается следующим образом.
Известно техническое решение скоростного стреловидного крыла, состоящего из центроплана и консолей. Каждая из консолей крыла составлена из шести частей, разграниченных друг от друга сечениями, параллельными продольной плоскости симметрии самолета, размещенных последовательно вдоль размаха консолей крыла и плавно сопряженных друг с другом. Консоли сформированы как единая пространственная система на базе неплоской срединной поверхности.
В известном решении профили сечений консолей, прилегающие к фюзеляжу, выполнены с S-образной формой средних линий, составленной из двух полуволн, одна из которых выполнена с отрицательной вогнутостью, а другая - с положительной. Профили сечений на периферии консолей крыла выполнены с положительной вогнутостью средних линий.
В известном решении крыла, кроме того, при переходе от бортового к концевому сечению крыла профили выполнены с монотонным уменьшением угла геометрической крутки от положительных до отрицательных значений и уменьшением максимальной относительной толщины профилей до значения 9…11%.
В заявляемом решении скоростного стреловидного крыла новым является то, что профили с S-образной формой средней линии размещены на первых пяти, считая от фюзеляжа, частях каждой консоли. Кроме того, при переходе по хорде профиля от его носка к его законцовке полуволна с отрицательной вогнутостью средней линии профилей предшествует полуволне с положительной вогнутостью. Профили с положительной вогнутостью средней линии размещены на шестой части каждой из консолей. В заявляемом решении новым является и то, что на первой, четвертой и пятой частях каждой из консолей крыла двум полуволнам S-образной формы средней линии профилей предшествует дополнительная полуволна с положительной вогнутостью средней линии профилей.
В заявляемом решении крыла, кроме того, вблизи бортового сечения значение угла поперечного V крыла по передней кромке выбрано из диапазона 6…8 градусов, причем при переходе от бортового сечения до границы между второй и третьей частями консолей крыло выполнено с возрастанием угла поперечного V крыла по передней кромке до значений от 9 до 12°, а при дальнейшем переходе к законцовке крыло выполнено с уменьшением угла поперечного V крыла до значения из диапазона 5…6°.
Кроме того, вблизи бортового сечения значение угла геометрической крутки выбрано из диапазона плюс 3 … плюс 3,8 градусов, а значение максимальной относительной толщины профилей выбрано из диапазона 14…16%. В заявляемом решении на границе между третьей и четвертой частями консолей крыла размещен локальный минимум максимальной относительной толщины профилей крыла, причем при переходе по четвертой части от границы ее с третьей частью к границе с пятой частью профили выполнены с увеличением максимальной относительной толщины профилей.
В заявляемом решении скоростного стреловидного крыла переход от сечений с положительными значениями угла геометрической крутки профилей к сечениям с отрицательными значениями геометрической крутки профилей может быть выполнен на границе между пятой и шестой частями консолей крыла.
Кроме того, в заявляемом решении крыла максимальные относительные толщины профилей целесообразно расположить при , где  - относительная координата по хорде профиля.
Участок с максимальной отрицательной вогнутостью профилей в заявляемом скоростном стреловидном крыле может быть расположен при  и при переходе от бортового сечения к границе между пятой и шестой частями консолей крыла значение максимальной относительной вогнутости профилей целесообразно уменьшать от значений из диапазона  до 0, где  - относительная координата по хорде профиля.
Относительную координату перехода от полуволны с отрицательной вогнутостью S-образной формы средней линии профилей к полуволне с положительной вогнутостью средней линии профилей при переходе от бортового сечения к границе между пятой и шестой частями консолей крыла в заявляемом решении выгодно смещать из диапазона  в диапазон , где  - относительная координата по хорде профиля.
Участок максимальной положительной вогнутости профилей целесообразно располагать при , при этом при переходе от бортового сечения к законцовке крыла значение максимальной относительной вогнутости профилей целесообразно увеличивать от  до , где  - относительная координата по хорде профиля.
Наиболее предпочтительно заявляемое скоростное стреловидное крыло выполнять с углом стреловидности по передней кромке на первой, второй и третьей частях консолей крыла, выбранном из диапазона 31…33°, а на четвертой, пятой и шестой частях консолей крыла - из диапазона 26…28°. При этом задняя кромка крыла на первой, второй, третьей и четвертой частях консолей крыла может быть выполнена без стреловидности, а угол стреловидности задней кромки на пятой и шестой частях консолей крыла может быть выбран из диапазона 20…23°.
При использовании заявляемого решения скоростного стреловидного крыла в региональном пассажирском самолете наиболее предпочтительно координаты бортовых сечений крыла выбрать из диапазона , координаты границы между первой и второй частями консолей крыла - из диапазона , второй и третьей частями - , третьей и четвертой частями - , четвертой и пятой частями - , пятой и шестой частями  от полуразмаха крыла.
Совокупность признаков заявляемого скоростного стреловидного крыла позволяет решить поставленную техническую задачу.
Расчеты показывают, что использование скоростного стреловидного крыла с указанным характером срединной поверхности обеспечивает близкий к оптимальному характер обтекания крыла с размещенными под крылом двигателями в мотогондолах и близкое к оптимальному распределение давления на аэродинамической несущей поверхности. При этом характер срединной поверхности, отличающийся наличием профилей с отрицательной вогнутостью средней линии на значительной части консоли крыла, прилегающей к фюзеляжу, значительно снижает вредную интерференцию между крылом и фюзеляжем.
Наличие дополнительных полуволн с положительной кривизной на носке профиля в областях, окаймляющих зону с размещенным двигателем, в сочетании с выбранным законами изменения угла поперечного V крыла и изменения максимальной относительной толщины профилей по полуразмаху крыла формируют не только благоприятные условия обтекания мотогондолы с двигателем под консолями крыла, но и обеспечивают оптимальные условия размещения под консолями крыла значительного по размерам двигателя. При этом увеличивается расстояние двигателя от взлетно-посадочной полосы.
Кроме того, значения углов поперечного V крыла по передней кромке обеспечивают необходимые характеристики поперечной устойчивости.
Кроме того, принятый характер изменения угла геометрической крутки профиля, способствует увеличению аэродинамического качества крыла. Размещение максимальной относительной толщины профиля в диапазоне от 35 до 42% от длины хорды обеспечивает дополнительное увеличение на 2…4% значения аэродинамического качества.
Размещение участков с максимальными значениями отрицательной относительной вогнутости профилей на частях консолей крыла с первой по пятую в диапазоне относительных координат по длине хорды от 35 до 42% и их плавное изменение от значения  до нуля дополнительно снижает значение аэродинамического сопротивления на 3…5%.
Расчеты показывают, что примерно на эти же величины дополнительно снижается аэродинамическое сопротивление крыла за счет смещения перехода от отрицательной полуволны S-образной формы средней линии профиля к положительной полуволне из диапазона по относительной координате по длине хорды 75…80% в диапазон 45…50% к границе между пятой и шестой частями аэродинамической несущей поверхности.
Кроме того, размещение участков с максимальной относительной положительной вогнутостью S-образной формы средних линий профилей по консоли крыла в диапазоне от 80 до 90% от длины хорды профиля и увеличение ее от значения  в бортовом сечении до значения  в концевых профилях консоли повышает аэродинамическое качество на 5…8%.
Наличие наплывов на первой - четвертой частях консолей крыла по передней и задней кромкам оптимизирует режим обтекания в зоне, примыкающей к фюзеляжу, и позволяет увеличить массу топлива в топливных баках, которые могут быть размещены в консолях крыла. Наличие прямого наплыва по задней кромке дополнительно делает более эффективной работу механизации крыла на взлетно-посадочных режимах.
Предлагаемые границы между частями несущей аэродинамической поверхности оптимизируют режимы обтекания крыла и дают возможность размещения под консолями крыла значительного по габаритам двигателя по границе между третьей и четвертой частями аэродинамической несущей поверхности.
макс
макс
Расчеты и испытания показывают, что заявляемое решение, например, при использовании в крыле размахом от 26 до 30 м с удлинением λ=9…11, сужением, не меньшим чем , в сочетании с мотогондолами двигателей, размещенными под консолями крыла, обеспечивает высокие значения аэродинамического качества на уровне К=15…17 в широком диапазоне чисел Маха, при этом максимальное значение показателя К*М на уровне 12…13 достигается при М=0,76…0,82, что говорит о высоких аэродинамических характеристиках скоростного стреловидного крыла.
Кроме того, аэродинамические характеристики крыла с мотогондолами под крылом остаются стабильными при изменении массы и длины фюзеляжа самолетов: так, аэродинамическое качество крыла меняется в пределах не более 1…4% при переходе от самолета, рассчитанного на перевозку 60 пассажиров, к самолету, рассчитанному на перевозку 95 пассажиров. Это дает возможность использовать заявляемое скоростное стреловидное крыло без изменения геометрических параметров для семейства пассажирских самолетов различной пассажировместимости и дальности полета в сочетании с размещением под крылом двух двигателей большой степени двухконтурности в диапазоне крейсерских режимов полета, характеризующихся числом М=0,75…0,82.
Заявляемой топливной системой поставленная техническая задача решается следующим образом.
В известном техническом решении топливной системы топливные баки размещены в центроплане и консолях крыла. Крыло известного технического решения выполнено с положительным углом поперечного V и включает передний и задний лонжероны, обшивку с ее верхней и нижней частями, нервюры, часть из которых выполнена герметичными, продольный силовой набор консолей крыла, включающий стрингеры. Кроме того, в известном техническом решении в центроплан включены снабженные вырезами стенки, параллельные лонжеронам.
В известном техническом решении топливная система снабжена размещенным в центроплане центральным топливным баком, выполненным в виде кессона, ограниченным передним и задним лонжеронами и бортовыми нервюрами и разделенным стенками центроплана на отсеки. Кроме того, в известном техническом решении топливная система снабжена двумя группами топливных баков, размещенных в консолях крыла, ограниченных передним и задним лонжеронами, нижней и верхней частями обшивки и отделенных друг от друга герметичными нервюрами. При этом в каждую группу баков включены первый топливный бак, прилегающий к фюзеляжу и отделенный от центрального топливного бака бортовой нервюрой, второй топливный бак, размещенный на периферии консолей крыла, третий топливный бак, размещенный между первым и вторым топливными баками. При этом в третьем топливном баке выделены расходный и основной отсеки. Расходный отсек размещен во внутреннем объеме третьего топливного бака, при этом одна из его стенок совмещена с нервюрой, отделяющей третий топливный бак от первого топливного бака. Кроме того, каждая группа баков в известном решении снабжена магистралью подачи топлива в двигатель, вход которой соединен с расходным отсеком. В известном техническом решении, кроме того, топливная система снабжена магистралями перекачки топлива с насосами перекачки, входы которых соединены с внутренними полостями первых баков и основных отсеков групп баков, а внутренняя полость центрального бака соединена с входами двух магистралей перекачки, причем выход одной из них соединен с первой, а выход другой - со второй группой баков. Кроме того, нервюры, отделяющие вторые баки от основных отсеков третьих баков, снабжены обратными клапанами, размещенными вблизи нижней обшивки крыла и выполненными с обеспечением возможности перемещения топлива из вторых баков в основные отсеки третьих баков,
В заявляемом техническом решении новым является то, что вторая стенка расходного отсека совмещена со стенкой заднего лонжерона. Кроме того, в заявляемом техническом решении новым является то, что в верхних частях стенок, отделяющих расходные отсеки от основных отсеков третьих топливных баков, и в верхних частях нервюр, отделяющих третьи топливные баки от вторых, выполнены прорези, а в продольный силовой набор каждой консоли включен стрингер закрытого П-образного сечения, герметично соединенный с верхней частью обшивки крыла. Внутренняя полость этого стрингера соединена с внутренними полостями первого и второго топливных баков.
Кроме того, в заявляемом решении каждая группа топливных баков снабжена переливными каналами, обеспечивающими возможность перелива топлива из первых топливных баков в центральный топливный бак, входы которых размещены в верхних частях первых топливных баков, а выходы выполнены с обеспечением возможности перелива топлива в один из отсеков центрального топливного бака, при этом выходы упомянутых магистралей перекачки топлива из первых баков и центрального топливного бака соединены с третьими баками групп, а выходы магистралей перекачки из основных отсеков третьих баков соединены с расходными отсеками третьих баков.
В заявляемом решении каждая группа топливных баков может быть снабжена магистралью перекачки топлива из второго бака в третий.
Кроме того, в заявляемом решении топливной системы выходы упомянутых магистралей перекачки топлива из первых и вторых баков групп и центрального топливного бака могут быть соединены с основными отсеками третьих баков групп.
Кроме того, в заявляемом решении топливной системы выходы упомянутых магистралей перекачки топлива из первых и вторых баков групп и центрального топливного бака могут быть соединены с расходными отсеками третьих баков групп.
Кроме того, в заявляемом решении новым является то, что в нижних частях стенок, отделяющих расходные отсеки от основных отсеков третьих топливных баков, и нервюр, отделяющих первые топливные баки от основных отсеков третьих баков, могут быть размещены обратные клапаны, обеспечивающие перелив топлива из первых топливных баков в основные отсеки третьих баков и из основных отсеков третьих топливных баков в расходные отсеки и исключения перелива топлива в обратном направлении.
Кроме того, в заявляемом решении новым является то, что упомянутые переливные каналы могут быть снабжены обратными клапанами, обеспечивающими возможность перелива топлива из первых баков в центральный отсек и исключения перелива топлива в обратном направлении.
Кроме того, в заявляемом решении вырезы стенок центроплана могут быть выполнены с возможностью герметичного перекрытия их крышками.
Заявляемые признаки топливной системы позволяют решить сформулированную выше техническую задачу.
Выполнение топливной системы в соответствии с заявляемым решением позволяет снизить массу топливной системы на 10-15%, а массу невырабатываемых остатков топлива с 2…3% до 0,5…1%.
Наличие прорезей в верхних частях стенок, отделяющих расходные отсеки от основных отсеков третьих топливных баков, нервюрах, отделяющих третьи топливные баки от вторых баков, переливных каналов, соединяющих первые топливные баки и центральный топливный бак, стрингеров закрытого П-образного профиля, внутренние полости которых соединяют вторые и первые топливные баки, и обратных клапанов в нервюрах, отделяющих вторые баки от третьих топливных баков, обеспечивает заданную последовательность выработки топлива из баков топливной системы без использования сложных систем управления выработки топлива из баков топливной системы, что снижает массу системы.
Кроме того, размещение расходных отсеков в хвостовой части крыла за счет совмещения стенок расходных отсеков с задним лонжероном не только снижает массу невырабатываемых остатков топлива, но и улучшает центровку самолета.
Наличие обратных клапанов в нижних частях стенок, отделяющих расходные баки и третьи баки топливной системы, нервюр, отделяющих третьи топливные баки от первых и вторых баков топливной системы, а также в переливных каналах, соединяющих первые баки и центральный топливный бак, предотвращая незапланированные переливы топлива между баками системы, дополнительно способствуют повышению надежности работы топливной системы при случайных незапланированных эволюциях самолета. Введение в топливную систему магистралей перекачки топлива из вторых топливных баков в третьи топливные баки не меняет заданной очередности выработки топлива из баков топливной системы, однако затягивание во времени выработки топлива из основного отсека третьего топливного бака расширяет возможности по управлению изменением положения центра тяжести самолета в полете.
Соединение магистралей перекачки топлива из вторых и первых топливных баков и центрального бака топливной системы с основными отсеками третьих баков в сочетании с наличием магистралей перекачки топлива из основных отсеков в расходные отсеки топливных баков повышает надежность работы топливной системы: при такой схеме перекачки топливо отстаивается в основных отсеках, при этом газовые включения в топливе отделяются от жидкой фазы топлива.
Соединение магистралей перекачки топлива из вторых и первых топливных баков, основных отсеков третьих баков и центрального бака топливной системы непосредственно с расходными отсеками третьих баков позволяет упростить схему топливной системы и несколько снизить ее массу.
Наличие обратных клапанов в переливных каналах, соединяющих первые баки топливной системы с центральным баком, предотвращает переливы топлива из центрального бака в первые баки топливной системы при нештатных режимах работы.
В соответствии с заявляемым решением топливной системы вырезы в стенках центроплана могут быть перекрыты крышками. Это дает возможность изготавливать самолеты с топливной системой, рассчитанной на различные уровни максимальной заправки. При изготовлении самолета с небольшой максимальной дальностью полета крышками может быть снабжена одна из стенок центроплана и под заправку топливом может быть отведена часть центрального топливного бака. При этом другая часть центрального топливного бака остается «сухой». Наоборот, при изготовлении самолета наибольшей дальности полета, не снабжая вырезы стенок центроплана крышками, обеспечивается возможность использования под заправку топливом всего объема центрального топливного бака. Это улучшает центровку самолетов наименьшей и промежуточной дальностей полета. Кроме того, при использовании для самолетов наименьшей и промежуточной дальности полета снижаются возмущения, вызываемые колебаниями топлива в центральном топливном баке, за счет уменьшения площади зеркала топлива в баке.
Заявляемая группа изобретений иллюстрируется следующими материалами:
Фиг.1 - общий вид самолета;
Фиг.2 - технологическая схема членения самолета;
фиг.3 - компоновочные схемы самолетов трех групп по пассажировместимости (вид сбоку);
фиг.4 - компоновочные схемы самолетов трех групп по пассажировместимости (вид сверху);
фиг.5 - внешний вид самолета (вид сбоку и вид спереди);
фиг.6 - конструктивно-силовая схема крыла;
фиг.7 - типовая негерметичная нервюра крыла (вид Б-Б с фиг.6);
фиг.8 - сечение стрингера П-образного профиля (вид I с фиг.7);
фиг.9 - сечение нервюры по Л-Л с фиг.7;
фиг.10 - поперечное сечение центроплана крыла (сечение И-И с фиг.6);
фиг.11 - стенка центроплана с вырезами (вид Г-Г с фиг.6);
фиг.12 - вид на стенку центроплана с вырезами, перекрытыми крышками;
фиг.13 - сечение крышки (сечение по Д-Д с фиг.12);
фиг.14 - график изменения угла поперечного V по консоли крыла;
фиг.15 - график изменения максимальной относительной толщины профиля по консоли крыла;
фиг.16 - график изменения угла геометрической крутки сечений по консоли крыла;
фиг.17 - общая принципиальная схема топливной системы;
фиг.18 - схема третьего бака топливной системы;
фиг.19-20 - последовательность выработки топлива из баков топливной системы;
фиг.21 - примерная планировка салонов пассажирских самолетов, рассчитанных на перевозку 60, 75 и 95 пассажиров при шаге между рядами кресел 812,8 мм;
фиг.22 - поперечное сечение пассажирского салона самолета (сечение З-З с фиг.21);
фиг.23, 24, 25 - графики зависимостей расчетная дальность - коммерческая нагрузка самолета для 3 различных по пассажировместимости групп самолетов;
фиг.26 - схема консоли крыла;
фиг.27 - график средней линии профиля в бортовом сечении (сечение Н-Н с фиг.26),
фиг.28 - график средней линии профиля в в сечении G-G с фиг.26,
фиг.29 - график средней линии профиля в сечении F-F с фиг.26,
фиг.30 - график средней линии профиля в сечении D-D с фиг.26,
фиг.31 - график средней линии профиля в сечении С-С с фиг.26,
фиг.32 - график средней линии профиля в сечении В-В с фиг.26,
фиг.33 - график средней линии профиля в сечении А-А с фиг.26;
фиг.34 - расчетные линии обтекания верхней поверхности консоли крыла;
фиг.35 - расчетное распределение изобар по верхней поверхности консоли крыла;
max
mах
фиг.36 - график изменения максимального аэродинамического качества (К) и показателя К*М для самолета, рассчитанного на перевозку 83…108 пассажиров;
фиг.37 - график изменения аэродинамического качества крыла с мотогондолами для самолетов различной пассажировместимости;
mах
фиг.38 - сравнение аэродинамического качества и показателя К*М крыла с заявляемого крыла с одним из аналогов;
фиг.39 - принципиальная схема топливной системы с перекачкой топлива из первых баков и центрального топливного бака в основные отсеки третьих баков;
фиг.40 - принципиальная схема топливной системы с перекачкой топлива из первых и вторых баков и центрального топливного бака в расходные отсеки третьих баков;
фиг.41 - принципиальная схема топливной системы с перекачкой топлива из первых и вторых баков и центрального топливного бака в основные отсеки третьих баков;
фиг.42 - полумонтажная схема топливной системы (в соответствии с принципиальной схемой, показанной на фиг.40);
фиг.43 - продольный разрез консоли крыла по П-образному стрингеру;
фиг.44 - вид на герметичную нервюру, отделяющую баки друг от друга (вид Ж-Ж с фиг.6);
фиг.45 - схема центрального топливного бака с размещением выходов переливных каналов в первом отсеке центрального топливного бака;
фиг.46 - схема центрального топливного бака с размещением выходов переливных каналов во втором отсеке центрального топливного бака;
фиг.47-52 - схема последовательности основных этапов выработки топлива из топливной системы;
фиг.53-54 - схема последовательности основных этапов выработки топлива из топливной системы, снабженной магистралями перекачки топлива из вторых баков в третьи баки.
Заявляемое техническое решение самолета устроено следующим образом. Самолет снабжен (см. фиг.1) фюзеляжем 1, скоростным стреловидным крылом 2, силовой установкой с турбовентиляторными воздушно-реактивными двигателями 3, топливной системой, шасси с двумя основными опорами 4 и носовой опорой 5, вертикальным 6 и горизонтальным 7 оперением.
Фюзеляж 1 разделен технологическими стыками (см. фиг.2) на последовательно размещенные носовой 8, передний 9, центральный 10, задний 11, хвостовой 12 отсеки и отсек вспомогательной силовой установки 13. В направлении полета к носовому отсеку 8 примыкает носовой обтекатель 14. Отсеки фюзеляжа разделены полом 15 на пассажирские салоны 16 и багажно-технические отделения 17.
Носовой 8, центральный 10 и хвостовой 12 отсеки фюзеляжа самолета выполнены идентичными для всех самолетов модельного ряда. Передний 9 и задний 11 отсеки выполняются с длиной, обеспечивающей возможность размещения на борту самолета числа пассажиров соответствующей группы самолета по пассажировместимости. В качестве примера на фиг.3-4 представлены три самолета с различной пассажировместимостью (58…68, 66…83 и 83…108 пассажиров), представляющих три группы самолетов семейства. При этом при переходе от самолета, рассчитанного на перевозку от 58 до 68 пассажиров, к самолету, рассчитанному на перевозку от 66 до 83 пассажиров длина переднего отсека увеличивается на 1, заднего на 1,5 м, а при переходе от самолета, рассчитанного на перевозку от 58 до 68 пассажиров, к самолету, рассчитанному на перевозку от 83 до 108 пассажиров, длины указанных отсеков увеличиваются на 3 м.
Самолеты семейства снабжены шасси, включающем две основные опоры и носовую опору, при этом наиболее целесообразно выбрать устройство шасси одинаковым для всего модельного ряда самолетов семейства. Вертикальное и горизонтальное оперение также целесообразно выбрать одинаковым для всех самолетов семейства.
Предлагаемое техническое решение самолета предполагает использование (см. фиг.4) идентичного по геометрии скоростного стреловидного крыла 2 для различных по пассажировместимости самолетов. Крыло состоит из центроплана 18 и консолей 19 крыла. Крыло самолета выполнено с положительным углом поперечного V (см. фиг.5, 14).
Крыло самолета заявляемого решения (см. фиг.6) снабжено продольным и поперечным силовым набором. В продольный силовой набор включен передний 20 и задний 21 лонжероны и стрингеры 29, а в поперечный силовой набор - нервюры 22, часть из которых 24, 25, 26, 27 выполнены герметичными.
Кроме того, каждая консоль крыла снабжена «сухим» отсеком 23, который не заправляется топливом. «Сухой» отсек примыкает к переднему лонжерону: одна из стенок его совмещена с передним лонжероном 20, при этом «сухой» отсек размещается по обе стороны от нервюры 24. Нервюра 24 выполняется герметичной. Нервюры крыла расположены перпендикулярно оси консолей крыла, за исключением бортовых нервюр 25 и одной нервюры 28 в каждой консоли крыла, следующей после бортовой нервюры 25.
В продольный силовой набор консолей крыла включены стрингеры 29 (см. фиг.7, 8). Кроме указанных стрингеров 29, в продольный силовой набор консолей крыла включен стрингер 30 закрытого П-образного профиля. Этот стрингер герметично соединен с верхней частью обшивки 31 крыла.
Центроплан крыла (см. фиг.6, 10) образован передним 20 и задним 21 лонжеронами, бортовыми нервюрами 25, верхней 32 и нижней 33 панелями. Кроме того, в центроплане установлены две продольные стенки 34, размещенные параллельно лонжеронам. Стенки 34 центроплана снабжены вырезами 35. Стенками 34 внутренний объем центроплана разделен на три отсека: первый 36 из которых размещен у заднего лонжерона, третий 38 - у переднего лонжерона, а второй 37 - между стенками 34 центроплана. Вырезы 35 в стенках 34 центроплана могут быть выполнены с обеспечением возможности герметичного перекрытия их крышками 39 (см. фиг.12, 13).
Скоростное стреловидное крыло самолета выполнено одинаковой геометрии с верхней 31 и нижней 40 обшивками для всего модельного ряда.
Крыло заявляемого самолета выполнено с изменением угла поперечного V вдоль консоли (см. фиг.14). При этом угол поперечного V как по передней кромке (кривая 41 на фиг.14), так и по задней кромке (кривая 42 на фиг.14) при переходе по консоли крыла от бортового сечения к одной четверти полуразмаха крыла (25%) увеличивается, при дальнейшем переходе к законцовке крыла - уменьшается.
Кроме того, консоли крыла выполнены с уменьшением максимальной относительной толщины профилей при переходе от корневого сечения консоли к законцовке (см. фиг.15), причем на ее половине, прилегающей к бортовому сечению, размещен участок с локальным минимумом 43 максимальной относительной толщины профилей поверхности. Крыло самолета в заявляемом решении выполнено с обеспечением достижения локального минимума максимальной относительной толщины профилей поверхности вблизи одной трети полуразмаха крыла.
Кроме того, профили консолей крыла заявляемого самолета выполнены с положительными углами геометрической крутки от бортового сечения до, по крайней мере, половины полуразмаха крыла (см. фиг.16).
Упомянутый стрингер 30 закрытого П-образного профиля целесообразно пропустить по профилям консолей крыла вблизи размещения их максимальной относительной толщины. Для семейства региональных самолетов, рассчитанных на перевозку от 53 до 108 пассажиров, указанный профиль целесообразно разместить при , где  - относительная координата по хорде профиля.
Наиболее целесообразно скоростное стреловидное крыло заявляемого самолета выполнять в соответствии с заявляемым решением скоростного стреловидного крыла, описание которого приводится ниже.
Силовая установка содержит два турбовентиляторных воздушно-реактивных двигателя 3, размещенные в мотогондолах под консолями крыла симметрично относительно плоскости симметрии 67 самолета. В заявляемом решении все самолеты семейства целесообразно снабжать одинаковыми турбовентиляторными воздушно-реактивными двигателями. Так, при использовании заявляемого решения для создания семейства региональных пассажирских самолетов указанные особенности крыла позволяют разместить под его консолями реактивные двигатели большой степени двухконтурности и больших габаритов, что обеспечивает возможность их использования без изменений во всех самолетах модельного ряда семейства. Плоскости установки реактивных двигателей целесообразно расположить вблизи одной трети полуразмаха крыла, что в сочетании с отмеченными особенностями скоростного стреловидного крыла заявляемого самолета позволяет решить задачу размещения под консолями крыла реактивных двигателей больших габаритов.
Реактивные двигатели заявляемого самолета соединены (см. фиг.17) магистралями подачи топлива 44 с топливной системой.
Принципиальная схема топливной системы заявляемого семейства самолетов приведена на фиг.17. На этой схеме, а также на схемах топливной системы, приведенных на фиг.39-41, 47-54, в целях наглядности отсеки центроплана размещены в плоскости чертежа (друг над другом). Этот порядок не совпадает с их порядком размещения в заявляемом самолете семейства - вдоль продольной оси фюзеляжа.
Топливная система заявляемого самолета снабжена двумя группами топливных баков, размещенных в консолях крыла. Кроме того, самолет снабжен центральным топливным баком, размещенным в центроплане.
Каждая группа топливных баков консолей крыла самолета содержит первый 45, второй 46 и третий 47 баки. Первые баки 45 консолей крыла размещены в корневой части консолей, вторые 46 - на периферии консолей крыла, а третьи топливные 47 баки - между ними в срединной части консолей. Центральный топливный бак размещен во внутреннем объеме центроплана, его боковые стенки образованы передним 20 и задним 21 лонжеронами и бортовыми нервюрами 25. Кроме того, для обеспечения работы топливной системы, а именно межбакового перемещения топлива, упомянутые стрингеры 30 закрытого П-образного профиля целесообразно герметично соединить с верхней частью обшивки 31 консоли крыла, а его внутреннюю полость соединить с первыми 45 и вторыми 46 баками топливной системы.
Топливные баки консолей крыла отделены друг от друга и от дренажного отсека 55 герметичными нервюрами 26 и 27, а первые баки 45 групп отделены от центрального топливного бака 71 бортовыми нервюрами 25. Третьи топливные баки 47 консолей крыла баки разделены (см. фиг.6, 18) на основные 48 и расходные 49 отсеки, последние из которых соединены с магистралями подачи топлива 44 с двигателем. Одна из стенок расходных отсеков 49 совмещена с герметичной нервюрой 24, отделяющей третьи топливные баки 47 от первых 45, а другая - с задним лонжероном 21.
Топливная система заявляемого самолета выполнена с обеспечением возможности выработки топлива вначале из центрального топливного бака 71, затем из первых баков 45, потом из вторых баков 46, а в последнюю очередь из третьих баков 47 групп (см. фиг.19). Как указывалось выше, внутренние объемы третьих топливных баков 47 разделены на основные 48 и расходные 49 отсеки, из которых происходит подача топлива в двигатели. При этом топливную систему самолета целесообразно выполнять с обеспечением последнеочередной выработки топлива из расходных отсеков (см. фиг.20). Наиболее целесообразно обеспечить выработку топлива в указанной последовательности в соответствии с заявляемым решением топливной системы самолета, приведенным ниже.
Заявляемое решение самолета выполнено с обеспечением возможности его выполнения с тремя уровнями максимальной расчетной дальности полета: с наименьшей, промежуточной и наибольшей дальностью полета в своей группе.
Это может быть достигнуто гибким использованием внутреннего объема центроплана - центрального топливного бака для размещения топлива в самолете.
При этом суммарный объем двух групп баков консолей крыла и объем первого отсека 36 центрального топливного бака могут быть выбраны из расчета обеспечения заправки топливом самолета с наименьшим значением дальности полета. Использование для размещения топлива второго отсека 37 центрального бака позволяет осуществить переход от самолета с наименьшей дальностью полета к самолету с промежуточной дальностью полета: суммарный объем двух групп баков и объем первого и второго отсеков центрального топливного бака могут быть выбраны из расчета обеспечения заправки топливом самолета с промежуточным значением дальности полета. Дополнительное использование третьего отсека 38 центрального топливного бака позволяет осуществить переход от самолета с промежуточной дальностью полета к самолету с наибольшей дальностью полета: суммарный объем двух групп баков и объем центрального топливного бака выбраны из расчета обеспечения заправки топливом самолета с наибольшим значением дальности полета.
Упомянутые «сухие» отсеки целесообразно разместить в первых 45 и третьих 47 баках групп баков по обе стороны от герметичных нервюр 24, разделяющих первые и третьи топливные баки. При этом расходные 49 отсеки целесообразно разместить у задних 21 лонжеронов консолей крыла. Для одной из стенок расходных отсеков при этом целесообразно использовать ту же герметичную нервюру 24, возле которой у переднего лонжерона 20 размещен «сухой» отсек. При таком размещении расходного отсека обеспечивается его достаточное удаление от потенциально опасной зоны при нештатных ситуациях при работе реактивных двигателей, а в сочетании с размещением сухого отсека около герметичной нервюры позволяет снизить массу конструкции.
Заявляемое решение пассажирского самолета наиболее целесообразно использовать для разработки модельного ряда пассажирских самолетов, включающего три группы самолетов, рассчитанных на перевозку от 58 до 68, от 66 до 83 и от 83 до 108 пассажиров. На фиг.21 показаны примерные планировки салонов пассажирских самолетов, рассчитанных на перевозку 60, 75 и 95 пассажиров при шаге между рядами кресел 812,8 мм. При изменении шага между рядами кресел и иной планировке проходов в тех же габаритах пассажирских салонов может быть размещено от 58 до 68, от 66 до 83, от 83 до 108 пассажиров.
Для указанных групп самолетов по пассажировместимости целесообразно выбирать округлую форму поперечного сечения фюзеляжа, при этом его эквивалентный диаметр, одинаковый для всех самолетов семейства, выбирать из диапазона 3,3…3,55 м. Выбор эквивалентного диаметра фюзеляжа из этого диапазона при округлой форме поперечного сечения фюзеляжа позволяет разместить в пассажирском салоне пять кресел в ряду (см. фиг.22). При этом удлинение фюзеляжа самолетов, рассчитанных на перевозку от 58 до 68 пассажиров, целесообразно выбрать из диапазона 6,5…6,7, рассчитанных на перевозку от 66 до 83 пассажиров - из диапазона 7,3…7,6, а удлинение фюзеляжа самолетов, рассчитанных на перевозку от 83 до 108 пассажиров, целесообразно выбрать из диапазона 8,2…8,6.
Кроме того, фюзеляж, скоростное стреловидное крыло и силовую установку самолета целесообразно выбрать из расчета на полет каждого самолета семейства с крейсерской скоростью с числом Маха от 0,75 до 0,82.
Заявляемое техническое решение самолета при указанных габаритах фюзеляжа и размахе крыла самолетов семейства, выбранного из диапазона 25…30 м, позволяет в каждой группе самолетов по пассажировместимости представить три модели самолета с наименьшей, промежуточной и наибольшей максимальной расчетной дальностью полета в своей группе. На фиг.23, 24, 25 представлены зависимости «дальность полета - коммерческая нагрузка самолета» для трех групп пассажирских самолетов, рассчитанных на перевозку от 58 до 68 (фиг.23), от 66 до 83 (фиг.24) и от 83 до 108 (фиг.25) пассажиров. Каждая группа самолетов по пассажировместимости включает самолеты с тремя уровнями дальности: наименьшей (кривая 50 на фиг.23-25), промежуточной (кривая 51) и наибольшей (кривая 52) максимальной расчетной дальности полета. Максимальная заправка топливной системы модельного ряда самолетов позволяет в каждой группе по пассажировместимости самолетов представить самолеты с максимальной расчетной дальностью полета 3100…3300 км, 3900…4100 км и 4600…4900 при уровне коммерческой нагрузки 6000, 7500 и 9500 кг.
Заявляемое решение скоростного стреловидного крыла выполнено следующим образом.
Скоростное стреловидное крыло состоит из центроплана и консолей. Каждая из консолей крыла составлена из шести частей 61, 62, 63, 64, 65, 66 (см. фиг.26). Части каждой консоли крыла разграничены друг от друга сечениями, параллельными плоскости симметрии самолета 67. При этом части консоли размещены последовательно вдоль размаха консолей крыла и плавно сопряжены друг с другом.
Плавное сопряжение частей консолей крыла достигается плавным сопряжением срединных поверхностей частей, плавным изменением вдоль размаха консолей крыла максимальной относительной толщины профилей, плавным изменением угла крутки сечений и плавным изменением угла поперечного V крыла.
Части консолей крыла сформированы в виде единой пространственной системы на базе неплоской срединной поверхности. При этом профили сечений частей консолей, начиная с первой 61 от бортового сечения по пятую 65, снабжены участками с S-образной формой средних линий профилей. S-образная форма средних линий профилей составлена из двух полуволн, одна из которых 68 выполнена с отрицательной вогнутостью - средние линии профилей расположены ниже хорды, а другая 69 с положительной (см. фиг.27-31) - средние линии профилей расположены выше хорды.
Заявляемое решение скоростного стреловидного крыла отличается тем, что полуволна 68 с отрицательной вогнутостью S-образной формы средних линий профилей предшествует полуволне 69 с положительной вогнутостью при переходе по хорде профиля крыла от носка к законцовке профиля. При этом профили шестой части 66 консоли выполнены с положительной вогнутостью профилей (см. фиг.33).
Первая часть 61 каждой консоли примыкает к фюзеляжу 1 самолета и ограничена бортовым сечением Н-Н и сечением G-G (см. фиг.26).
На первой части 61 консоли крыла двум полуволнам 68 и 69 S-образной формы средних линий профилей предшествует дополнительная полуволна 70 с положительной вогнутостью средних линий профилей. В бортовом сечении на участке, прилегающем к носку профиля крыла, средняя линия профиля размещена выше хорды (выполнена с положительной вогнутостью): длина дополнительной полуволны с положительной вогнутостью может составлять при этом не более 5…8% от длины хорды профиля, а максимальное значение относительной вогнутости может составлять не более 0,001. Далее по хорде профиля бортового сечения дополнительная полуволна 70 с положительной вогнутостью переходит в S-образную форму, выполненную из двух полуволн 68 и 69, причем при переходе к концу профиля полуволна 68 с отрицательной кривизной средней линии предшествует полуволне 69 с положительной вогнутостью средней линии. Переход от отрицательной полуволны к положительной полуволне может быть при этом выполнен при , максимальное значение относительной отрицательной вогнутости может составлять при этом минус 0,01 … минус 0,015, а положительной вогнутости 0,001…0,002.
Кроме того, в бортовом сечении значение максимальной относительной толщины профиля целесообразно выбрать из диапазона 14…16% (см. фиг.15), угол геометрической крутки сечения - из диапазона 3…4 градуса (см. фиг.16), угол поперечного V крыла по передней кромке - из диапазона 6…8 градусов, а по задней кромке - из диапазона 8…10 градусов (см. фиг.14).
При переходе по первой части 61 консоли крыла от бортового сечения к границе со второй частью 62 консоли дополнительная полуволна 70 с положительной вогнутостью профилей пропадает. Переход от отрицательной полуволны 68 S-образной формы средних линий профилей к полуволне 69 с положительной вогнутостью средних линий профилей смещается при этом к носку профилей крыла.
При переходе по первой части 61 консоли крыла от бортового сечения Н-Н к границе со второй частью 62 по сечению G-G максимальная относительная толщина профилей крыла, угол их геометрической крутки при этом уменьшаются (см. фиг.15, 16), а угол поперечного V крыла увеличивается (см. фиг.14).
Вторая часть 62 консоли крыла ограничена сечениями G-G и F-F.
При переходе по второй части 62 консоли крыла от ее границы с первой ее частью до ее границы с третьей частью 63 консоли угол поперечного V крыла продолжает увеличиваться, достигая максимума на границе между второй и третьей частями консолей крыла (см. фиг.14), расположенной близко к одной четверти от полуразмаха крыла. При этом угол поперечного V крыла на границе с третьей частью поверхности по передней кромке целесообразно выбрать из диапазона 9,5…10 градусов, а по задней кромке - из диапазона 14…16 градусов.
Кроме того, при переходе по второй части консоли крыла от ее границы с первой частью 61 консоли до ее границы с третьей частью 63 две полуволны 68 и 69 S-образной формы средних линий профилей заполняют всю хорду профилей (см. фиг.28 и 29), переход от отрицательной к положительной полуволне средних линий профилей продолжает смешаться к носку профилей, угол геометрической крутки профилей и максимальная относительная толщина профилей продолжают уменьшаться (см. фиг.15, 16).
Третья часть 63 консолей крыла ограничена сечениями F-F и D-D. При переходе по третьей части консоли крыла от ее границы со второй частью по сечению F-F поверхности до ее границы с четвертой частью консоли по сечению D-D максимальная относительная толщина профилей сечений продолжает уменьшаться (см. фиг.15), достигая на границе между третьей 63 и четвертой частью 64 своего локального минимума. Его значение целесообразно выбрать из диапазона 11…12%.
Угол поперечного V крыла, начиная от границы второй и третьей частей консоли по сечению F-F, начинает уменьшаться (см. фиг.14). Уменьшение угла поперечного V крыла продолжается при дальнейшем переходе к законцовке крыла по четвертой 64, пятой 65 и шестой 66 частям аэродинамической несущей поверхности. В концевых сечениях консолей крыла значение угла поперечного V крыла целесообразно выбирать по передней кромке из диапазона 4…5,5 градусов, а по задней кромке - 5…6 градусов. Угол геометрической крутки профилей сечений на третьей части 63 аэродинамической несущей поверхности продолжает падать (см. фиг.16).
Кроме того, при переходе по третьей части 63 консоли от ее границы со второй частью 62 поверхности по сечению F-F до ее границы с четвертой частью по сечению D-D продолжает смещаться точка перехода полуволны 68 с отрицательной вогнутостью S-образной формы средних линий профилей в полуволну 69 с положительной вогнутостью.
Под консолью крыла с зазором относительно нее по границе между третьей и четвертой ее частями возможно размещение осесимметричного продолговатого тела, например реактивного двигателя в гондоле. Границу между третьей и четвертой частями консолей крыла целесообразно размещать вблизи одной трети полуразмаха крыла.
Четвертая часть 64 консоли крыла ограничена сечениями D-D и С-С.
При переходе по четвертой части консоли крыла от ее границы с третьей частью по сечению D-D до ее границы с пятой частью по сечению С-С максимальная относительная толщина профилей сечений увеличивается (см. фиг.15). На границе между четвертой и пятой частями консоли в сечении С-С ее значение может быть выбрано из диапазона 12…13%.
Заявляемое техническое решение скоростного стреловидного крыла отличается наличием на четвертой и пятой частях аэродинамической несущей поверхности дополнительной полуволны 70 с положительной вогнутостью, которая предшествует, при переходе от носка профилей крыла по хорде профилей, полуволне 68 с отрицательной кривизной S-образной формы средних линий профилей. Длина участка дополнительной полуволны 70 с положительной вогнутостью средних линий профилей от границы третьей и четвертой частей консолей по сечению D-D возрастает до 10…20% от длины хорды к границе между четвертой и пятой частями консолей по сечению С-С. При этом длина полуволны 68 с отрицательной вогнутостью S-образной формы средних линий профилей уменьшается, а переход отрицательной полуволны 68 S-образной формы средних линий профилей в положительную полуволну 69 продолжает смещаться к носку профилей крыла и на границе между четвертой и пятой частями в сечении С-С его целесообразно выполнять при .
Пятая часть 65 консоли крыла ограничена сечениями С-С и В-В.
При переходе вдоль пятой части консоли крыла от границы ее с четвертой частью по сечению С-С до ее границы с шестой частью по сечению В-В длина полуволны 68 с отрицательной вогнутостью S-образной формы средней линии профилей уменьшается и к границе между пятой и шестой частями консоли по сечению В-В полуволна 68 с отрицательной вогнутостью пропадает. При этом дополнительная полуволна 70 с положительной вогнутостью профилей к сечению В-В сливается с полуволной 69 S-образной формы средней линии профилей (см. фиг.32).
Максимальная относительная толщина профилей, начиная от границы между четвертой и пятой частями консоли, уменьшается. При дальнейшем переходе к законцовке крыла по шестой части 66 консоли максимальная относительная толщина профилей продолжает уменьшаться до значений из диапазона 9…11% (см. фиг.15).
Шестая часть 66 консоли ограничена сечениями В-В и А-А.
Шестая часть несущей консоли выполнена с положительной вогнутостью средней линии профилей (см. фиг.33).
При переходе вдоль пятой и шестой частей консоли от границы между четвертой и пятой частями до законцовки крыла угол геометрической крутки уменьшается от положительных значений до отрицательных (см. фиг.16). При этом в концевых сечениях угол геометрической крутки сечений целесообразно выбрать из диапазона - 1,5…-2,5°.
Переход от положительных углов геометрической крутки сечений к отрицательным может быть выполнен на границе между пятой и шестой частями консоли крыла, близко к сечению В-В.
Максимальные относительные толщины профилей целесообразно располагать при . При этом в бортовом сечении максимальную относительную толщину целесообразно разместить при , к границе со второй частью консоли сместить положение максимальной относительной высоты к концу профиля до 37…38%, а к границе с третьей частью консоли дополнительно сместить положение максимальной относительной толщины профиля на хорде крыла к относительной координате . На последующих частях аэродинамической несущей поверхности максимальные относительные толщины профилей целесообразно располагать при .
Участок с максимальным отрицательным значением относительной вогнутости профилей на частях консоли с первой по пятую целесообразно располагать при . При этом максимальная отрицательная относительная вогнутость профилей уменьшается от значений из диапазона  до 0, где  - относительная координата по хорде профиля.
Как отмечалось выше, на частях с первой по пятую переход от отрицательной полуволны S-образной формы средних линий профилей к положительной полуволне от относительной координаты  смещается к носку профилей, при этом на пятой части несущей поверхности переход отрицательной полуволны в положительную целесообразно размещать при .
Участок с максимальным положительным значением относительной вогнутости на частях аэродинамической несущей поверхности с первой по шестую целесообразно располагать при , при этом на первой части консоли крыла максимальное значение положительной вогнутости S-образной формы средних линий профилей целесообразно разместить при , при переходе к концевым сечениям смещать его положение к носку профиля, размещая положение участка с максимальным значением относительной положительной вогнутости профилей на шестой части - при . При этом максимальное значение относительной положительной вогнутости S-образной формы средних линий профилей целесообразно увеличивать от  в бортовых сечениях до  на пятой и шестой частях консолей крыла.
Наиболее целесообразно формировать заявляемое стреловидное крыло, располагая сечения - границы между частями консолей крыла, в следующих диапазонах: бортовое сечение Н-Н - , граница между первой 61 и второй 62 частями консолей крыла (сечение G-G) - , между второй 62 и третьей 63 частями (сечение F-F) - , граница между третьей 63 и четвертой 64 частями (сечение D-D) - , между четвертой 64 и пятой 65 частями (сечение С-С) , граница между пятой 65 и шестой 66 частями (сечение В-В) , где z - относительная координата сечения вдоль полуразмаха крыла.
mах
Расчеты и аэродинамические эксперименты показывают, что при использовании заявляемого технического решения для крыла с удлинением λ=9…11, сужением, не меньшим чем , в сочетании с мотогондолами двигателей, размещенными под консолями крыла, на поверхности крыла реализуется близкое к оптимальному характеру обтекание поверхности (см. фиг.34) и близкое к оптимальному распределение давления по поверхности крыла (см. фиг.35). При этом высокое значение аэродинамического качества (см. фиг.36) реализуется в широком диапазоне чисел Маха (М=0,2…0,82), а максимальное значение показателя К*М достигается при высоких числах М=0,75…0,82.
Аэродинамические характеристики крыла с мотогондолами под крылом при использовании заявляемого технического решения остаются стабильными при использовании в составе семейства самолетов, представленных на фиг.1, 3-5, которые отличаются массой и длиной фюзеляжа (см. фиг.37). Как показывают экспериментальные аэродинамические исследования и пересчет их результатов для самолетов, аэродинамическое качество крыла меняется в пределах не более 1…4% при переходе от самолетов, рассчитанных на перевозку 58 до 68 пассажиров, к самолетам, рассчитанным на перевозку от 66 до 83 и от 83 до 108 пассажиров, что дает возможность использовать заявляемое скоростное стреловидное крыло без изменения геометрических параметров крыла для модельного ряда самолетов, рассчитанных на различную пассажировместимость и максимальную расчетную дальность полета.
Сравнение аэродинамических характеристик крыла с характеристиками крыла одного из зарубежных аналогов (см. фиг.38) показывает, что крейсерская скорость самолета с заявляемым крылом превышает крейсерскую скорость зарубежного аналога.
Заявляемая топливная система семейства самолетов устроена следующим образом.
Заявляемая топливная система предназначена для использования конструкции самолетов с положительным V крыла. Крыло включает (см. фиг.6) передний 20 и задний 21 лонжероны, пропущенные по консолям крыла и центроплану 18, обшивку крыла с ее верхней 31 и нижней 40 частями, герметичные бортовые нервюры 25, отделяющие центроплан от консолей крыла, нервюры 22, 24, 26, 27 и продольный силовой набор консолей крыла. Центроплан 18, кроме того, снабжен продольными стенками 34, размещенными параллельно лонжеронам. Стенки центроплана снабжены вырезами 35. Как показано на фиг.10, центроплан может быть снабжен двумя стенками 34. Вырезы 35 стенок 34 центроплана могут быть выполнены с возможностью герметичного перекрытия их крышками 39.
Топливная система содержит центральный топливный бак 71, размещенный в центроплане, и две группы топливных баков, размещенные в консолях крыла. Принципиальные схемы топливных подсистем, размещенных в правой и левой консоли крыла, одинаковы, на фиг.17, 39, 40, 41 показана принципиальная схема топливной подсистемы, размещенной в левой консоли крыла.
Центральный топливный бак 71 (см фиг.6, 41), выполненный в виде кессона, ограничен передним 20 и задним 21 лонжеронами, бортовыми нервюрами 25, нижней 33 и верхней 32 панелями. Стенки 34 центроплана делят его на отсеки. В случае наличия в центроплане двух стенок 34 центральный топливный бак делится на три отсека 36, 37, 38, первый из которых 36 примыкает к заднему лонжерону, третий 38 - к переднему, а второй - 37 находится между ними.
В каждую группу топливных баков, размещенных в консолях крыла, включены первый топливный бак 45, прилегающий к герметичной бортовой нервюре 25, второй топливный бак 46, размещенный на периферии консоли крыла, третий топливный бак 47, размещенный между первым и вторым баком. Внутренний объем третьего топливного бака 47 каждой группы поделен на основной 48 и расходный 49 отсеки.
Топливные баки консолей крыла ограничены передним 20 и задним 21 лонжеронами, нижней 40 и верхней 31 частями обшивки крылав. Они отделены друг от друга герметичными нервюрами 24, 26.
Нервюра 26, отделяющая вторые баки групп от основных отсеков третьих баков, снабжена обратными клапанами 83, обеспечивающими возможность перемещения топлива из вторых баков в основные отсеки третьих баков и исключения перелива топлива в обратном направлении.
Одна из стенок расходного отсека 49 совмещена с нервюрой 24, отделяющей третий топливный бак 47 от первого топливного бака 45, а другая стенка расходного отсека совмещена со стенкой заднего лонжерона 21 (см. фиг.41, 18).
Кроме того, в каждую группу топливных баков включена магистраль подачи 44 топлива в двигатель, вход которой соединен с третьим топливным баком 47, а именно с его расходным отсеком 49. Магистрали подачи топлива в двигатель левой и правой консоли крыла целесообразно связать магистралью кольцевания топлива с магистральным краном кольцевания, которые не показаны на схемах. Магистрали подачи 44 топлива в двигатель снабжены насосами подкачки 72.
Топливная система снабжена магистралями 74, 76 перекачки топлива с насосами перекачки 73. Вход магистрали перекачки 74 соединен с внутренней полостью первого бака, вход магистрали 76 соединен с основным отсеком 48 третьего бака.
Кроме того, внутренняя полость центрального бака (см. фиг.17) соединена со входами двух магистралей перекачки 77, причем выход одной из них соединен с третьим баком одной группы баков, а выход другой - с третьим баком другой группы баков. Кроме того, топливная система может быть снабжена магистралью перекачки 75, которая обеспечивает перекачку топлива из вторых баков топливной системы в третьи баки.
Выходы магистралей перекачки 74, 75, 77 топлива из первого и второго баков и центрального топливного бака могут быть соединены, как показано на фиг.41, с основным отсеком 48 третьего топливного бака. Выходы указанных магистралей могут быть соединены, как показано на фиг.40 и непосредственно с расходными отсеками 49 групп баков.
В стенках 53, отделяющих расходные отсеки от основных отсеков третьих топливных баков, и в герметичной нервюре 26 (см. фиг.39, 40, 41), отделяющих третьи топливные баки от вторых, выполнены прорези 78. Прорези выполнены в верхних частях стенок и нервюр, возможно более близко к верхней обшивке консолей крыла (см. фиг.43).
В поперечный силовой набор каждой консоли включен стрингер 30 закрытого П-образного сечения (см. фиг.7, 8, 17, 39, 40, 41, 42), герметично соединенный с верхней частью 31 обшивки крыла. Внутренняя полость П-образного стрингера 30 (см. фиг.43) сообщена с внутренними полостями первого 45 и второго 46 топливных баков. При этом вход внутренней полости П-образного стрингера целесообразно разместить в верхней части второго топливного бака возможно наиболее близко к верхней части обшивки крыла.
Кроме того, каждая группа топливных баков снабжена переливными каналами 80, обеспечивающими возможность перелива топлива из первых топливных баков в центральный топливный бак. Входы переливных каналов целесообразно разместить в верхних частях первых топливных баков 45.
Входы переливных каналов, соединяющих первые топливные баки с центральным топливным баком, целесообразно разместить выше выхода П-образных стрингеров в первых топливных баках. Выходы переливных каналов 80 в центральном топливном баке необходимо выполнить с обеспечением возможности перелива топлива в один из отсеков центрального топливного бака.
При использовании заявляемой топливной системы в самолетах различной дальности полета выполнение переливного канала 80 может быть различным. При использовании топливной системы в самолете с наименьшей дальностью полета выход переливного канала 80 целесообразно разместить, например, как показано на фиг.45, в первом отсеке 36 центрального топливного бака, а вырезы в стенке центроплана 34, отделяющей первый отсек 36 центрального топливного бака от второго отсека 37, могут быть перекрыты крышками 39. При использовании топливной системы в самолетах с промежуточной и наибольшей дальностью полета выход переливного канала 80 можно разместить во втором отсеке 37 центрального топливного бака, как показано на фиг.45. При этом при использовании топливной системы в самолете с промежуточной дальностью вырезы в стенке 34 центроплана, отделяющей второй отсек 37 центрального топливного бака от третьего 38 отсека, могут быть перекрыты крышками. В модели самолета с наибольшей дальностью полета вырезы стенок центроплана 34, как показано на фиг.45, крышками не перекрываются.
В нижних частях стенок, отделяющих расходные отсеки 49 от основных отсеков 48 третьих топливных баков 47, и нервюр 24, отделяющих первые топливные баки от третьих, целесообразно разместить обратные клапаны 81, обеспечивающие перелив топлива из первых топливных баков в основные отсеки третьих баков и из основных отсеков третьих топливных баков в расходные отсеки и исключение перелива топлива в обратном направлении.
Кроме того, переливные каналы 80 целесообразно также снабдить обратными клапанами 82, обеспечивающими возможность перелива топлива из первых баков в центральный отсек и исключение перелива топлива в обратном направлении.
Прорези 78 в стенках расходного отсека и герметичных нервюр 26, отделяющих третьи топливные баки от вторых, входы и выходы внутренних полостей П-образных стрингеров 30 и входы переливных каналов 80 целесообразно выполнять согласованными по высоте расположения их относительно друг друга. При этом входы во внутренние полости П-образных стрингеров целесообразно разместить выше прорезей 78 в нервюре 26, отделяющей вторые баки от третьих, которые в свою очередь целесообразно разместить выше прорезей в стенках расходного отсека 49, отделяющих его от внутреннего объема основных отсеков 48 третьих топливных баков.
Заявляемая топливная система работает следующим образом.
При изготовлении топливной системы в соответствии с уровнем максимальной расчетной дальности полета заказанного самолета выбирается требуемое значение максимальной заправки топливом топливной системы. При этом вырезы в одной из стенок центроплана могут быть герметично перекрыты крышками. Так, центральный топливный бак на приведенных схемах снабжается двумя стенками. Это дает возможность сформировать топливную систему, рассчитанную на три уровня максимальной заправки топливом.
Топливная система с наименьшей максимальной заправкой топлива может быть реализована при перекрытии крышками вырезов стенки центроплана, ближайшей к заднему лонжерону крыла. При этом топливом заправляются баки консолей крыла и отсек центрального бака, примыкающий к заднему лонжерону.
Топливная система с промежуточным значением максимальной заправки топлива может быть реализована при перекрытии крышками вырезов стенки центроплана, ближайшей к переднему лонжерону крыла.
При этом топливом заправляются баки консолей крыла и отсек центрального бака, примыкающий к заднему лонжерону, и отсек между двумя стенками центроплана.
Могут быть предложены и иные приемы заправки топливом топливной системы при использовании ее в моделях самолетов минимальной и промежуточной максимальной расчетной дальности полета.
Топливная система с наибольшим значением максимальной заправки топлива реализуется при отсутствии крышек на вырезах в стенках центроплана. При этом топливом заправляются баки консолей крыла и весь центральный топливный бак.
После заправки топливом топливной системы и включения всех насосов перекачки начинается циркуляция топлива между баками (см. фиг.47).
По магистралям перекачки топлива 74, 77 топливо из центрального бака и первых баков подается в третьи баки консолей крыла. При этом топливо из первых баков групп и центрального бака может в соответствии со схемой, приведенной на фиг.39, 41, подаваться в основные отсеки третьих баков, из которых топливо по магистрали перекачки 76 может перекачиваться в расходный отсек. По магистралям перекачки 74, 76 и 77 из первых баков групп, основных отсеков третьих баков и центрального бака может в соответствии со схемой, приведенной на фиг.40, перекачиваться и непосредственно в расходный отсек.
Излишки топлива из расходных отсеков через прорези 78 в стенках 53, отделяющих расходные отсеки от основных отсеков третьих баков, перемещаются в основные отсеки третьих баков. Далее через прорези 78 в герметичных стенках 26 между третьими и вторыми баками топливо перемещается во вторые баки. По внутренней полости стрингера 30 с П-образным профилем топливо перемещается в первые топливные баки, откуда по переливным каналам 80 его излишки могут перемещаться в центральный топливный бак 71.
После включения двигателей часть топлива из расходных отсеков начинает поступать в двигатель.
При понижении уровня топлива в первых топливных баках ниже входа в переливные каналы 80 (см. фиг.48), соединяющие первые топливные баки с центральным топливным баком, прекращается компенсация расхода из центрального топливного бака переливом из первых топливных баков и центральный топливный бак опорожняется.
После опорожнения центрального топливного бака общий уровень топлива в топливных баках консолей крыла понижается и при понижении его ниже входа во внутреннюю полость П-образных стрингеров (см. фиг.49) перелив его в первые топливные баки прекращается. Перекачка топлива из первых топливных баков в расходные отсеки не компенсируется переливом топлива из вторых топливных баков в первые топливные баки. Первые топливные баки опорожняются.
После опорожнения первых топливных баков начинается выработка топлива из вторых и третьих топливных баков. За счет наличия обратного клапана 83 уровень топлива во втором топливном баке не превышает уровня топлива в основном отсеке третьего бака, клапан 83 обеспечивает перелив излишек топлива из второго бака в основной отсек третьего бака. Так как крыло выполнено с положительным углом поперечного V, вначале опорожняется второй топливный бак (см. фиг.50, 51). После опорожнения второго топливного бака (см. фиг.51) топливо продолжает перекачиваться по магистрали 76 в расходный отсек. После выработки топлива из основного отсека третьего бака выработка топлива продолжается из расходного отсека (см. фиг.52).
Введение в топливную систему магистрали перекачки топлива 75 (см. фиг.40, 41) из второго топливного бака в третий топливный бак не меняет порядок выработки топлива из баков топливной системы. При этом несколько изменяется центровка самолета.
После выработки первых топливных баков (см. фиг.49) топливо вырабатывается из второго топливного бака (см. фиг.53). Обратный клапан 83 не допускает перемещения топлива из основного отсека третьего бака во второй бак топливной системы. За счет перекачки топлива основной отсек третьего бака остается наполненным, выработка производится только из вторых баков топливной системы.
После выработки топлива из вторых баков (см. фиг.54) топливо вырабатывается из основных отсеков третьих баков и расходных отсеков (см. фиг.52).
Заявляемые решения самолета, скоростного стреловидного крыла и топливной системы могут быть изготовлены на предприятиях авиационной промышленности.