ТРАНСПОРТНЫЙ САМОЛЕТ
TRANSPORT AIRCRAFT

Настоящее изобретение относится к области авиации и может найти применение при конструировании самолетов большой грузоподъемности.
В настоящее время при создании самолетов большой грузоподъемности наблюдается увеличение площади и удлинения крыла для повышения подъемной силы. Однако это ведет к уменьшению прочности и жесткости крыла и самого планера, увеличению лобового сопротивления. В связи с этим известны попытки создания самолетов нетрадиционных схем как с крыльями аэродинамического профиля, так и с крыльями неаэродинамического профиля, направленных на повышение прочности летательного аппарата. К ним можно отнести самолеты по патентам Российской Федерации №2086478, 2320518, 2385259, 2284948, 2287454, 2168446, 2190557, 2331549.
Известен французский самолет Гиводана, содержащий форменный каркас, к которому прикреплены тандемом два круглых барабана, внутри которых закреплены горизонтальные пластины, причем первый барабан сделан поворотным, двигатель, соединенный с тянущим винтом, посадочное устройство, закрепленное на барабанах, механизмы управления.
(П.Бауэрс. Летательные аппараты нетрадиционных схем. - М.: Мир, 1991, с.123, рис.6.10).
Известен самолет с арочным крылом CCW-5 "Кастер", содержащий фюзеляж с хвостовым оперением, две консоли крыла в форме низкоплана с полукруглыми впадинами, имеющими аэродинамический профиль, два двигателя общей мощностью 275 л.с. (202 кВт), установленные на пилонах в полукруглых впадинах с воздушными винтами, посадочное устройство, механизмы управления. (Там же, с.137-139, рис.6.27 и 6.28).
Известен самолет, содержащий фюзеляж, хвостовое оперение, реактивный двигатель, установленный в задней части фюзеляжа, посадочное устройство и механизмы управления. С каждой стороны фюзеляжа прикреплено по две консоли крыла, соединенные друг с другом своими законцовками и установленные под углом друг к другу. Верхняя поверхность консолей крыльев выполнена волнообразной, представляющей собой ряд чередующихся гребней и впадин. Каждый из гребней представляет собой разрезанный вдоль пустотелый цилиндр, установленный сферической поверхностью вверх, а каждая впадина представляет собой такой же разрезанный пустотелый цилиндр, установленный сферической поверхностью вниз.
(Патент РФ №2305651, кл. В64С 39/08, 21/10, опубл. 10.09.2007, Бюл. №25).
Недостатки аналогов: мало горизонтальной поверхности, отсутствие подъемной силы на вертикальных участках крыла, недостаточная несущая способность, большое удлинение крыльев и значительный вес.
Указанные недостатки обусловлены конструкцией аналогов. Известен также белорусский самолет Гущина и Нарушевича, содержащий фюзеляж, крыло аэродинамического профиля, выполненное в форме овала, размещенного в вертикальной плоскости и имеющего снизу элероны и закрепленного на фюзеляже с зазором в верхней и нижней частях между фюзеляжем и крылом, хорда которого направлена вдоль фюзеляжа, поршневой двигатель в передней части фюзеляжа с тянущим воздушным винтом, хвостовое оперение, посадочное устройство, механизмы управления. Вес 1360 кг (мощность двигателя 260 л.с.).
(Интернет, Яндекс, Белорусский самолет с овальным крылом, №2 или http://softozoom.net/topic54326.html).
Белорусский самолет с овальным крылом как наиболее близкий по технической сущности и достигаемому полезному результату принят за прототип.
Недостатками известного белорусского самолета с овальным крылом являются: недостаточная несущая способность и ее полное отсутствие на вертикальных участках по правому и левому бортам, малая грузоподъемность самолета, небольшая дальность полета, тонкий профиль крыла.
Указанные недостатки обусловлены конструкцией крыла самолета, невозможностью размещения запасов топлива в крыльях.
Задачей настоящего изобретения является повышение технических характеристик самолета с овальным крылом.
Технический результат обеспечивается тем, что в транспортном самолете, содержащем фюзеляж, овальное крыло, хвостовое оперение, посадочное устройство, двигатель, механизмы управления, согласно изобретению между законцовками верхнего и нижнего полуовальных крыльев закреплены прямоугольные крылья аэродинамического профиля с элеронами и концевыми шайбами, причем каждое полуовальное и прямоугольное крыло, хорда которого направлена вдоль фюзеляжа и установлена под углом 3,8 градуса к горизонтальной плоскости, имеет спереди воздухозаборник, который пневматически соединен с ресивером, оканчивающимся горизонтальными каналами, открывающимися на верхнюю поверхность крыла, кроме того, воздухозаборник соединен с нижним продольным каналом, который пневматически связан с вертикальными каналами, открывающимися на нижнюю поверхность крыла. Сущность изобретения поясняется чертежами, где:
на фиг.1 изображен общий вид транспортного самолета;
на фиг.2 - вид на транспортный самолет спереди;
на фиг.3 - вид на транспортный самолет сверху;
на фиг.4 - вид сверху на верхнее полуовальное крыло;
на фиг.5 - вид снизу на верхнее полуовальное крыло;
на фиг.6 - вид спереди на верхнее полуовальное крыло;
на фиг.7 - разрез по АА фигуры 6;
на фиг.8 - вид сверху на нижнее полуовальное крыло;
на фиг.9 - вид снизу на нижнее полуовальное крыло;
на фиг.10 - вид спереди нижнего полуовального крыла;
на фиг.11 - разрез по АА фигуры 10;
на фиг.12 - вид сверху на прямоугольное крыло;
на фиг.13 - вид снизу на прямоугольное крыло;
на фиг.14 - продольный разрез прямоугольного крыла;
на фиг.15 - создание подъемной силы на крыле.
Транспортный самолет содержит фюзеляж I с кабиной пилотов и грузовым отделением, верхнее 2 и нижнее 3 полуовальные крылья аэродинамического профиля, прикрепленные к фюзеляжу посредством стоек 4, причем верхнее овальное крыло изгибается вниз, а нижнее овальное крыло изгибается вверх. Между законцовками верхнего и нижнего овальных крыльев закреплены прямоугольные крылья 5 аэродинамического профиля, имеющие площадки для крепления 6, элероны 7 и концевые шайбы 8. Хорда каждого из крыльев направлена вдоль фюзеляжа и установлена под углом атаки α, равным 3,8 градуса к горизонтальной плоскости. Каждое крыло имеет в передней части воздухозаборник 9, который пневматически соединен с ресивером 10, оканчивающимся горизонтальными каналами 11, открывающимися на верхнюю поверхность крыла. Воздухозаборник пневматически соединен также с нижним горизонтальным каналом 12, который связан с вертикальными каналами 13, открывающимися на нижнюю поверхность крыла. Внутренние полости крыльев использованы в качестве топливных баков. В задней части фюзеляжа закреплены вертикальный стабилизатор 14 с рулем направления 15 и горизонтальные стабилизаторы 16 с рулями высоты 17.
Внутри задней части фюзеляжа размещен реактивный двигатель 18. В нижней части фюзеляжа закреплено посадочное устройство с основными колесами 19 и передним опорным колесом 20. При убирании основные колеса укладываются в ниши 21, выполненные в нижнем полуовальном крыле. Работа транспортного самолета.
Запускается реактивный двигатель 18, самолет выруливает на взлетную полосу, разбегается и, когда подъемная сила крыльев 2, 3, 5 становится больше его веса, он взлетает. Подъемная сила при этом возникает следующим образом. Она состоит из двух составляющих. Первая составляющая - это подъемная сила, возникающая при обтекании воздушным потоком аэродинамического профиля крыла. Поток разделяется на две части, обтекает верхнюю и нижнюю поверхности и встреча обеих частей происходит позади крыла. Верхний путь длиннее, нижний короче. Скорость движения воздуха по верхней поверхности больше, а по нижней меньше. Следовательно, давление воздуха на верхнюю поверхность крыла меньше, на нижнюю больше. Разность давлений является подъемной силой F (фиг.15). Вторая составляющая F1 образуется следующим образом. При обтекании аэродинамического профиля крыла часть воздушного потока попадает в воздухозаборник 9 и сжимается в ресивере 10. Далее сжатый воздух попадает в горизонтальные каналы 11 и затем с силой выходит на наружную верхнюю поверхность крыла, увеличивая скорость движения воздушного потока по верхней поверхности крыла и соответственно уменьшая еще больше давление воздуха на верхнюю поверхность крыла (фиг.15). Одновременно часть воздушного потока из воздухозаборника поступает в нижний горизонтальный канал 12 и далее следует через вертикальные каналы 13 на нижнюю поверхность крыла, создавая некоторую реактивную силу и препятствуя обтеканию воздушным потоком нижней поверхности крыла. В результате скорость обтекания воздушным потоком нижней поверхности крыла уменьшается, а давление на нее увеличивается. Таким образом происходит дополнительное уменьшение давления на верхнюю поверхность крыла и увеличение давления на нижнюю поверхность крыла, а это ведет к увеличению подъемной силы крыла. Изменяя проходное сечение воздухозаборников 9 крыльев 3, 2, 5 механизмом, не показанным на чертежах, можно в больших пределах регулировать подъемную силу.
Техническим результатом может быть повышение несущей способности крыльев, увеличение грузоподъемности, перевозка большего количества груза на большее расстояние.