Самолёт короткого взлёта и посадки
SHORT TAKE-OFF AND LANDING AIRCRAFT

Изобретение относится к области самолетостроения, в частности, к разработке грузовых, пассажирских и многоцелевых самолетов короткого взлета и посадки, обеспечивающих грузопассажирские перевозки, спасательные операции и т.п. в районах со слаборазвитой аэродромной сетью и требующих плечо перевозок более 1000 км (например, в Арктических и Восточно-Сибирских регионах).
Известны самолет Ан-28, разработанный ОКБ им. Антонова (см. www.aviawiki.com\antonov\an-28) и его аналоги (DO-228NG, DHC-6-400, L-410UVP-E20, С-212-400 и др). В штатном варианте самолеты имеют длину разбега 300…400 м и длину пробега 200…300 м. Поскольку расчетным случаем является отказ двигателя, потребная для них длина ВПП составляет значение 550…900 м. Крейсерский полет самолеты осуществляют на высоте до 3 км со скоростью 300…400 км/час и имеют максимальную дальность полета (перегоночную) 1300…1800 км. Самолеты выполнены по нормальной аэродинамической схеме с механизированным по задней кромке крылом большого удлинения. Силовая установка с турбовинтовыми двигателями (ТВД) и винтами относительно большого диаметра размещена на обдуваемом струей от винтов крыле. Самолеты содержат фюзеляж, в котором расположены кабина экипажа, оборудование, грузопассажирская кабина. Горизонтальное и вертикальное оперение установлено на хвостовой части фюзеляжа.
Известны также и гибридные самолеты короткого взлета и посадки, содержащие на крыльях двигатели гибридной силовой установки (патент РФ №2577931 МПК В64С 29/00; 27/28 от 20.03.2016)
Недостатками указанных самолетов являются большая площадь омываемой поверхности, большой относительный вес планера и, как следствие, относительно малые крейсерская скорость (до 400 км/час) и дальность (до 1500 км). Кроме того, величина дистанции взлета и посадки составляет более 550 м.
Известен проект самолета Onera Amhere (Франция, www.onera.fr\Fiche_AMPERE_VA) с распределенной электрической силовой установкой, в которой используется 32 электрических туннельных вентиляторов, установленных над передней кромкой крыла. Самолет рассчитан на дальность полета 400…500 км со скоростью 200…250 км/час.
Недостатком указанного самолета являются малые крейсерская скорость и дальность полета.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является проект самолета вертикального взлета и посадки Lilium, разработанный в Германии (см. felix.schoefer@lilium.com). Предполагается, что самолет будет оснащен электрической силовой установкой, осуществлять вертикальные взлет и посадку на площадку с твердым покрытием без дополнительной специальной подготовки и обеспечит полет на высоте до 3 км со скоростью до 300 км/час на дальность до 500 км. Самолет выполнен по схеме «бесхвостка» и содержит крыло, фюзеляж, энергетическую установку и линейки вентиляторных движителей на отклоняемых закрылках. Для балансировки самолета на режиме взлета и посадки применяются убираемые в полете в носовую часть фюзеляжа электровентиляторные подъемные двигатели. Самолет имеет практически прямое крыло умеренного удлинения.
Недостатком указанного самолета являются малые крейсерская скорость и дальность полета.
В результате, указанные недостатки не позволяют эффективно применять данные самолеты в районах со слаборазвитой аэродромной сетью с дистанциями перевозок более 1000 км (время полета туда и обратно составляет более 7 час).
Задача данного изобретения - разработка высокоэффективного самолета короткого взлета и посадки с распределенной силовой установкой, обеспечивающая увеличение скорости крейсерского полета до 600…750 км/час при одновременном снижении потребной длины ВПП до 300…350 м и обеспечении всепогодности при сохранении высоких уровней безопасности и низких затрат на эксплуатацию.
Технический результат состоит в достижении высоких несущих свойств крыла во взаимодействии с силовой установкой на взлетно-посадочных режимах, снижении лобового сопротивления на крейсерских режимах полета и обеспечении высокого уровня весового совершенства самолета.
Технический результат достигается тем, что в самолете короткого взлета и посадки, содержащем крыло, фюзеляж, энергетическую установку и линейки вентиляторных движителей на отклоняемых закрылках, для сочленения крыла с фюзеляжем и размещения энергетической установки дополнительно содержится соединительный обтекатель, выполненный в виде профилированного корневого крыла малого удлинения с углами наклона 10…60° его сопрягаемых с фюзеляжем нижней и верхней поверхностей относительно горизонтальной плоскости, с относительной толщиной профиля 10…20%, причем в хвостовой части фюзеляжа установлены две консоли V-образного оперения и фюзеляжный руль высоты, перед которым расположена дополнительная линейка вентиляторных движителей.
Технический результат достигается также тем, что закрылки выполнены из двух звеньев с возможностью поворота первого звена на углы 0°-40°, а второго звена на ±20…30° относительно плоскости первого.
Технический результат достигается также тем, что линейка вентиляторных движителей имеет механический или электрический привод от энергетической установки.
Изобретение иллюстрируется графическими материалами, где на фиг. 1 (а, б, в) показана схема самолета, а на фиг. 2 сечение А-А по консоли крыла.
Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме (см. фиг. 1а, б, в), и содержит фюзеляж 1; консоли крыла 2; соединительный обтекатель 3 плавного сочленения лонжеронов консолей крыла с фюзеляжными шпангоутами 13; энергетическую установку, включающую воздухозаборники 5, турбовальные двигатели 6 и электрогенераторы 7; фюзеляжный руль высоты 10, хвостовую линейку вентиляторных движителей 8, консоли V-образного оперения 14, высоконесущие поверхности 12. На фиг 2 в сечении крыла А-А показаны также линейки вентиляторных движителей 15 на отклоняемых закрылках 4 и второе звено закрылков 11.
Соединительный обтекатель 3 сочленения лонжеронов консолей крыла с фюзеляжными шпангоутами 13 выполнен в виде профилированного корневого крыла малого удлинения с углами наклона 10…60° его сопрягаемых с фюзеляжем нижней и верхней поверхностей относительно горизонтальной плоскости, с относительной толщиной профиля 10…20% и обеспечивает снижение веса силовой конструкции, достаточные для размещения энергетической установки, топлива и шасси объемы при минимальном приросте площади омываемой поверхности самолета.
Плоская хвостовая часть фюзеляжа с рулем высоты 10, плавно сопряженная с задним наплывом и консолями V-образного оперения 14, обеспечивает управление по тангажу, плавное безотрывное обтекание и балансировку самолета на крейсерских режимах полета.
Отклонение первого звена закрылка 4 (фиг. 2) с линейкой вентиляторных движителей 15 на углы величиной 0…40° обусловлено необходимостью достижения приемлемого уровня аэродинамического качества на режимах взлета и ухода на второй круг при посадке и, тем самым, снижением потребной тяговооруженности при коротком разбеге и, следовательно, снижением потребной мощности и веса силовой установки. Использование обдуваемого струями поворотного второго звена закрылка 11 с углами отклонения ±20…30° относительно плоскости первого звена обеспечивает отклонение вектора тяги для управления величинами продольной и вертикальной силы на взлетно-посадочных режимах с относительно малыми шарнирными моментами.
Расположение перед фюзеляжным рулем высоты 10 (см. фиг. 1а) линейки вентиляторных движителей 8 повышает эффективность управления по тангажу и обеспечивает повышение коэффициента полезного действия вентиляторов в крейсерском полете за счет засасывания в движители пограничного слоя с большой омываемой площади фюзеляжа. Использование обдуваемого струями фюзеляжного руля высоты 10 с углами отклонения ±20…30°, обеспечивает отклонение вектора тяги для управления величинами продольной силы и момента тангажа на взлетно-посадочных режимах с относительно малыми шарнирными моментами.
Установленные в носовой части самолета выдвигаемые на взлетно-посадочных режимах и убираемые в крейсерском полете высоконесущие поверхности 12 создают кабрирующий момент, сравнимый по величине с пикирующим моментом от выпущенных закрылков и, тем самым, снижают потери подъемной силы на балансировку хвостовым оперением. Высоконесущие поверхности могут быть выполнены в виде многозвенного крыла большой кривизны или в виде гипернесущих поверхностей (патент РФ №96114015, МПК В64С 9/00 20.04.1998 г).
Питание вентиляторных движителей 15 и 8 с приводом от электромоторов обеспечивает энергетическая установка, включающая, наряду с электроаккумуляторами, по крайней мере два приводящих электрогенератора 7 турбовальные двигатели 6 с воздухозаборниками 5 и выхлопными соплами. При этом, для снижения веса электроаккумуляторов, их емкость ограничена запасом энергии, достаточным для питания тяговых электродвигателей в течение 1…2 мин. при отказе одного из турбовальных двигателей.
Для повышения мощности двигателя в крейсерском полете с высокой скоростью перед входом воздуха в турбовальный двигатель установлен дополнительный вентилятор 9 с приводом от турбины ТВаД.
Для повышения допустимого угла атаки при воздействии расчетного вертикального порыва ветра на взлетно-посадочных режимах полета и критического значения числа Маха в крейсерском полете консоли крыла 2 имеют угол стреловидности по передней кромке 30…45°. Для сохранения высокой эффективности механизации по задней кромке угол стреловидности задней кромки не должен превышать значения ±15°.
В ряде случаев, для снижения веса силовой установки линейка вентиляторных двигателей может иметь механический привод от турбовальных двигателей.
Остальные элементы, узлы и системы выполнены на основе известных принципов и методов проектирования.
Таким образом, задача и технический результат изобретения достигаются за счет предложенного соединительного обтекателя, интегрированного с фюзеляжем и консолями крыла, линейки вентиляторных движителей, энергетической установки с турбовальными двигателями, фюзеляжного руля высоты с линейкой вентиляторных движителей, стреловидного крыла умеренного удлинения, вентилятора наддува ТВаД. Одновременное использование указанных признаков и их рациональное взаимное расположение обеспечивает достижение высоких несущих свойств крыла на взлетно-посадочных режимах, снижение лобового сопротивления на крейсерских режимах полета и высокого уровня весового и аэродинамического совершенства самолета.
Расчетно-проектные исследования показывают, что по сравнению с прототипом самолет, выполненный в соответствии с предложенными техническими решениями, обеспечивает длину разбега и пробега 200…250 м, крейсерскую скорость 600…750 км/час и практическую дальность 2000…2500 км при примерно одинаковых затратах на эксплуатацию.