САМОЛЕТ С НЕСУЩИМ ФЮЗЕЛЯЖЕМ
HIGH-LIFT FUSELAGE AIRCRAFT

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования летательных аппаратов разного типа и назначения.
Известны различные схемы широкофюзеляжных и узкофюзеляжных самолетов (см. энциклопедию «Авиация» / Под редакцией Г.П.Свищева, издательство «Российские энциклопедии», М., 1988 г.). Как правило, поперечное сечение фюзеляжа оформляется дугами окружностей. В последнее время стали применяться самолеты с некруглым, обычно эллиптическим, фюзеляжем (International Patent Classification Number PCT/US97/07636, publication number WO 97/43176, 13 мая 1996 г.), в которых пытаются реализовать идею «несущего» фюзеляжа, т.е. фюзеляжа, создающего дополнительную подъемную силу. Это решение будет далее рассматриваться в качестве прототипа.
В рассматриваемом прототипе поперечные сечения фюзеляжа выполнены в виде эллипса и образуют по длине самолета симметричный профиль с удлинением λ от 0, 33 до 1,1; предусмотрен механизм для регулирования положения самолета в полете, с помощью которого предполагается регулировать соотношение между подъемной силой крыла и фюзеляжа. Наличие такого механизма показывает, что при раздельной конструкции крыла и фюзеляжа возникают большие проблемы, связанные с разными законами обтекания специально спроектированной несущей поверхности (крыла) и большого фюзеляжа. Трудно решить вопросы интерференции потоков в местах заделки. Очень непростым становится решение вопросов устойчивости и управляемости.
Для устранения этих недостатков предлагается самолет, который сформирован как единая (интегральная) пространственная система из эллипсообразного фюзеляжа с отношением высоты к ширине от 1:2 до 1,4 и крыла с удлинением λ=7-11 и сужением η=3-4, которая в продольных сечениях состоит из составных профилей, модифицированых таким образом, чтобы профили фюзеляжа и корневой профиль крыла обеспечивали выполнение условий максимума значений Мк* и Mzo при умеренных значениях Су max, а концевой профиль обеспечивал выполнение условие максимума Су max, при этом все профили имеют отрицательную вогнутость f~0,015-0,02 в сечениях профиля, положение которой меняется от оси самолета по размаху крыла от Х=0,6 для корневого профиля до Х=0,9 у концевого профиля крыла, при этом относительная толщина любого профиля фюзеляжа не превышает С~0,17 и профилей крыла не превышает C~0,15, а углы наклона верхней поверхности у задней кромки любой поверхности самолета не превышают величины σ<6 градусов.
Суть предложения поясняется иллюстрациями.
На фиг.1 показана схема интегрального самолета. На фиг.2 - вид спереди с совмещенным сечением. На фиг.3 - совмещенные продольные сечения. На фиг.4 дан график углов закрученности основных продольных сечений. На фиг.5 приведено сравнение несущих свойств предлагаемого решения и ряда известных самолетов.
Самолет интегральной схемы 1 (фиг.1) состоит из интегрального узла 2, состоящего из фюзеляжа 3 и крыла 4, объединенных с кабиной экипажа 5. Самолет имеет вертикальное 6 и горизонтальное 7 оперения с рулями 10 и 11. Силовая установка состоит из двигателей 8. На самолете имеются шасси, самолетные и двигательные системы, оборудование и приборы, которые условно не показаны.
Кабина экипажа 5 с приборными отсеками, бытовыми помещениями, багажниками и другими служебными помещениями расположена в носовой части, которая выполнена цилиндрической по схеме узкофюзеляжных самолетов. Пассажирский салон находится в интегральном узле 2 и размещен в эллипсообразном сечении с горизонтальной большой осью эллипсообразного фюзеляжа с отношением высоты к ширине от 1:2 до 1:4, которое выбирается из условия максимального комфорта пассажиров (фиг.2), равного условиям широкофюзеляжного самолета. Хвостовая часть фюзеляжа используется для грузовых помещений и выполняется переменного сечения с плавным изменением ширины и высоты. Отъемная (трапециевидная) часть крыла выбрана по оптимальным условиям, рекомендуемым для скоростных самолетов с удлинением λ=7-11 и сужением η=3-4.
На фиг.3 показаны типовые продольные сечения самолета. Видно, что все сечения самолета, включая фюзеляжные, имеют форму подобного несущего профиля, что позволяет сформировать единую систему. Установка профилей производится от оси самолета по графику, приведенному на фиг.4. Фюзеляжные профили и профили, имеющие наплывы, установлены под отрицательными углами с постепенным переходом к положительным углам в начале трапециевидной части крыла. Далее профили устанавливаются по линейному закону, при этом концевой профиль установлен с отрицательным углом - 2 градуса.
В рамках единой системы все профили модифицированны в продольных сечениях образом, чтобы профили фюзеляжа и корневой профиль крыла обеспечивали выполнение условий максимума значений Мк* и Mzo при умеренных значениях Cy max, а концевой профиль обеспечивал выполнение условие максимума Cy max, при этом все профили имеют отрицательную вогнутость f~0,015-0,02 в сечениях профиля, положение которой меняется от оси самолета по размаху крыла от Х=0,6 для корневого профиля до Х=0,9 у концевого профиля крыла, при этом относительная толщина любого профиля фюзеляжа не превышает С~0,17 и профилей крыла не превышает С~0,15, а углы наклона верхней поверхности у задней кромки любой поверхности самолета не превышают величины σ<5÷6 градусов.
Аэродинамические испытания (фиг.5) показали, что предлагаемая схема интегрального самолета реально обладает отмеченными преимуществами и для выполнения расчетов можно пользоваться хорошо известными зависимостями для дозвуковых самолетов. Это подтверждает возможность повышения летно-технических данных пропорционально изменению обтекаемой поверхности, что в предлагаемом решении составляет не менее 15-20%.