ДВУХПАЛУБНЫЙ САМОЛЕТ С ПОВОРОТНЫМИ КРЫЛЬЯМИ И РАЗНЕСЕННЫМ ВЕРТИКАЛЬНЫМ ОПЕРЕНИЕМ
TWO-DECK AIRCRAFT WITH ROTARY WINGS SPACED APART BY VERTICAL TAIL

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования и производства пассажирских и транспортных самолетов горизонтального взлета и посадки и направлено на создание высокоэффективного двухпалубного самолета за счет снижения массы конструкции и улучшения аэродинамических характеристик.
Известна "Летающая лодка, использующая эффект влияния земли", Патент США №6164591, 2000, МПК В64С 3/38 (www.uspto.gov). Данный аппарат содержит фюзеляж, поворотное крыло, вертикальное и горизонтальное оперение и силовую установку. Аппарат скомпонован по нормальной схеме. Поворотное крыло с автоматически устойчивым профилем расположено впереди и выше центра тяжести экраноплана в сочетании с одним или несколькими спойлерами специального аэродинамического профиля, установленными с возможностью изменения угла установки несущей поверхности крыла. Изменение углов установки несущих поверхностей при продольном управлении летательным аппаратом осуществляется путем поворота относительно осей шарниров.
Недостатком такого летательного аппарата является большая масса конструкции; статическая и динамическая неустойчивость, вызванная большим аэродинамическим влиянием переднего крыла на заднее, возникающее из-за малого разнесения крыльев по длине фюзеляжа. Кроме того, самолет с горизонтальным оперением имеет потери в подъемной силе на балансировку до 10%.
Наиболее близкими по технической сущности к предлагаемому изобретению является "Двухпалубный самолет горизонтального вздета и посадки с поворотными крыльями", Патент РФ №2286287, 2006, МПК В64С 39/08, 3/42 (www.fips.ru, БИ №30 от 27.10.06). Данный летательный аппарат содержит фюзеляж, два поворотных крыла, вертикальное оперение, силовую установку, шасси. Самолет скомпонован по схеме тандем. Поворотные крылья расположены в носовой и хвостовой частях фюзеляжа и установлены на шарнирах, оси поворота которых предназначены для обеспечения заданного угла установки несущей поверхности крыльев. Оба крыла выполнены геометрической формы и одинаковыми размерами и снабжены интерцепторами или рулями высоты. Подобные аппараты также имеют автоматическую систему стабилизации, при этом автоматическая система стабилизации выполнена с возможностью отключения в момент продольного управления самолетом.
Недостатком данного аппарата является большая масса конструкции, значительной составляющей которой является вертикальное оперение большой площади и усиленные шпангоуты, установленные в узлах крепления вертикального оперения к фюзеляжу. При подобной компоновке сохраняется аэродинамическое влияние переднего крыла на заднее. Близкое расположение крыла и фюзеляжа вызывает интерференцию крыла и фюзеляжа, ухудшающую аэродинамические характеристики самолета. Установка вертикального оперения за задним поворотным крылом вызывает его затенение крылом, что ухудшает маневренные характеристики самолета в целом.
Решаемой задачей предлагаемого изобретения является создание высокоэффективного самолета за счет снижения массы и улучшения его аэродинамических характеристик, результат от использования которого заключается в
- полном исключении аэродинамического влияния переднего крыла на заднее крыло путем их максимального разнесения по длине и высоте фюзеляжа, а также уменьшении интерференции крыла и фюзеляжа;
- повышении управляемости самолета, исключив затенение вертикального оперения задним поворотным крылом;
- снижении массы летательного аппарата за счет компоновки и рационального распределения нагрузок.
Предлагаемое изобретение достигается тем, что в "двухпалубный самолет с поворотными крыльями и разнесенным вертикальным оперением", установленными с возможностью изменения угла установки несущей поверхности крыла, снабженный автоматической системой продольной стабилизации с помощью интерцепторов или рулей, содержащий фюзеляж, состоящий из верхней и нижней палуб, переднее крыло, расположенное в носовой части фюзеляжа, и заднее крыло расположенного в хвостовой части фюзеляжа, силовую установку, вертикальное оперение, шасси, в конструкцию был введен пилон, расположенный на поверхности верхней палубы фюзеляжа, а вертикальное оперение выполнено разнесенным по концам заднего поворотного крыла и имеет одинаковую геометрическую форму и размеры, при этом заднее поворотное крыло разнесено относительно переднего поворотного крыла по продольной оси до конца хвостовой части фюзеляжа и расположено на пилоне на расстоянии, позволяющем устранить аэродинамическое влияние на летательный аппарат.
Технический результат заключается в том, что была разработана компоновка двухпалубного самолета горизонтального взлета и посадки с поворотными крыльями, в котором вертикальное оперение выполнено разнесенным по концам заднего поворотного крыла, одинаковой геометрической формы и размеров, причем заднее поворотное крыло вынесено на пилоне на поверхности фюзеляжа, что позволило решить ряд задач, снижающих вес самолета и улучшающих его аэродинамические характеристики:
- полностью устранить аэродинамическое влияние переднего крыла на заднее, обеспечив наибольшее разнесение крыльев по длине и по высоте;
- исключить интерференцию фюзеляжа и крыла, разнеся их по высоте с помощью пилона;
- повысить эффективность несущих поверхностей крыла и уменьшить крутящий момент фюзеляжа;
- уменьшить потребные площади, а следовательно, и массу вертикального оперения за счет увеличения плеча вертикального оперения, при сохранении заданных характеристик устойчивости и управляемости;
- разгрузку силовых элементов заднего поворотного крыла за счет того, что вертикальное оперение, закрепленное на торцах крыла, снижает нагрузки на крыло в полете;
- отсутствие вертикального оперения, установленного на фюзеляже, исключает размещение усиленных шпангоутов в узлах его крепления к фюзеляжу, что также позволяет снизить массу летательного аппарата.
Для пояснения технической сущности:
На Фиг.1 представлен общий вид двухпалубного самолета.
На Фиг.2 представлено углов установки крыльев на различных режимах полета.
На Фиг.3 показаны силовые шпангоуты крепления узлов поворота.
На Фиг.4 представлен вид самолета в плане. Заднее поворотное крыло разнесено относительно переднего поворотного крыла по продольной оси до конца хвостовой части фюзеляжа на 14 средних аэродинамических хорд (САХ) по длине и на 3/4 диаметра фюзеляжа по высоте и расположено на пилоне, т.е. разнос крыльев по длине и высоте фюзеляжа позволяет полностью исключить аэродинамическое влияние переднего крыла на заднее.
На Фиг.5 представлен самолета сбоку. Применение компоновки с разнесенным вертикальным оперением позволило значительно увеличить плечо вертикального оперения Lво и тем самым уменьшить его площадь при сохранении заданных характеристик управляемости.
Па Фиг.6 представлен самолета спереди. Применение пилона позволяет разнести заднее поворотное крыло относительно заднего по высоте.
На чертежах представлено:
1 - нижняя палуба фюзеляжа,
2 - верхняя палуба фюзеляжа,
3 - переднее поворотное крыло,
4 - заднее поворотное крыло,
5 - шпангоуты фюзеляжа,
6 - шарниры поворотных крыльев 3 и 4,
7 - винтовой механизм поворота крыльев,
8 - кессон центроплана поворотного крыла,
9 - вертикальное оперение,
10 - пилон,
11 - силовая установка,
12 - шасси.
На фигурах были введены следующие обозначения:
цт - центр тяжести самолета;
цд - центр давления вертикального оперения;
Lво - плечо вертикального оперения;
G - сила веса самолета.
Двухпалубный самолет с поворотными крыльями и разнесенным вертикальным оперением работает следующим образом:
Разбег-пробег осуществляется при горизонтальном положении фюзеляжа, а угол атаки крыльев изменяется путем их поворота относительно фюзеляжа. На взлете и при посадке требуемая подъемная сила крыла создается без изменения горизонтального положения фюзеляжа (Фиг.2), с помощью винтового механизма (7), который поворачивает крылья (3) и (4) относительно шарниров (6), устанавливают углы переднего и заднего крыла (Фиг.3). Автоматическая система стабилизации с помощью интерцепторов или рулей обеспечивает продольную стабилизацию самолета при изменении угла тангажа самолета, вызванного каким-либо внешним возмущением. При этом максимальное разнесение крыльев по длине фюзеляжа (на 14 средних аэродинамических хорд) за счет отсутствия вертикального оперения, наряду с размещением крыльев на разной высоте (на 3/4 диаметра фюзеляжа), благодаря использованию пилона позволяет полностью устранить аэродинамическое влияние переднего крыла на заднее, а также исключить интерференцию крыла и фюзеляжа, что позволяет добиться более плавного обтекания самолета воздушным потоком и тем самым снизить расход топлива в полете (см. Гайнутдинова Т.Ю. "Применение цельноповоротных крыльев". Изв. вузов Авиационная техника, Казань, КГТУ им. А.Н.Туполева, 2002, №4, с.59-61; Гайнутдинова Т.Ю., Цой А.С. "Компоновочная схема самолета с крыльями с изменяемым углом установки". Материалы Всероссийской научно-практической конференции «Авиакосмические технологии и оборудование», Казань, 2004, КГТУ - КАИ, с.103-106; Гайнутдинова Т.Ю., Рамазанов Р.В. "Компоновочная схема транспортного самолета с крыльями с изменяемым углом установки". Вестник КГТУ им. А.Н.Туполева, Казань, 2003, №1, с.3-5). Установка вертикального оперения на концах заднего поворотного крыла позволяет разгрузить крыло в полете, то есть массовые силы, создаваемые вертикальным оперением, уравновешивают аэродинамические силы, создаваемые крылом, тем самым снижая нагрузку на него. Это позволяет использовать силовые элементы крыла меньшей площади, то есть снизить массу заднего поворотного крыла (см. Одиноков Ю.Г. "Расчет самолета на прочность", М., Машиностроение, 1973, 392 с.)
Преимущества предлагаемого изобретения по сравнению с известными аналогами:
1. В самолете с крыльями, изменяющими угол установки, обеспечивается взлет, посадка и полет самолета, при которых фюзеляж самолета всегда сохраняет горизонтальное (или близкое к горизонтальному) положение. Уменьшается потребная высота шасси, следовательно, его вес.
2. Два равноценных несущих крыла, расположенных в носовой и хвостовой частях фюзеляжа, значительно разгружают фюзеляж, снижая массу фюзеляжа и конструкции самолета в целом, что позволяет увеличить массу полезной нагрузки.
3. Две равноценные несущие поверхности (крылья), суммарной площадью равные одной несущей поверхности, имеют суммарно меньшую массу при одинаковых относительных параметрах.
4. Применение разнесенного вертикального оперения, установленного на несущих поверхностях, позволяет уменьшить потребные площади вертикального оперения, а также разгрузить силовые элементы крыла, что способствует массы конструкции.
5. Увеличение расстояния между несущими поверхностями крыльев относительно продольной оси самолета наряду с разнесением крыльев по высоте фюзеляжа способствует полному устранению аэродинамического влияния переднего крыла на заднее, уменьшению интерференции крыла и фюзеляжа, а следовательно, и улучшению аэродинамических характеристик самолета в целом.
6. Отсутствие вертикального оперения, установленного на фюзеляже, исключает размещение усиленных шпангоутов в узлах крепления вертикального оперения к фюзеляжу, что также позволяет снизить его массу.