Многоцелевая сверхтяжелая транспортная технологическая авиационная платформа укороченного взлета и посадки
MULTI-PURPOSE SUPER-HEAVY TRANSPORT TECHNOLOGICAL AIRCRAFT PLATFORM OF SHORT TAKE-OFF AND LANDING

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования дозвуковых транспортных самолетов различного типа и назначения.
Традиционная аэродинамическая схема неманевренных дозвуковых летательных аппаратов - нормальная схема с задним, по отношению к крылу, расположением горизонтального оперения (ГО). Она имеет широкое распространение благодаря простоте проектирования и управления в полете:
крыло обтекается невозмущенным потоком, за исключением корневой части, где проявляется влияние фюзеляжа;
горизонтальное оперение располагается в хвостовой части фюзеляжа и обладает существенной эффективностью руля высоты благодаря наличию значительного плеча нормальной силы относительно центра масс;
горизонтальное оперение находится в монотонно скошенном от крыла потоке;
возмущениями от органов поперечного управления, как правило, можно пренебречь, поскольку данные органы (элероны) находятся в концевой части крыла, имеющего больший размах, чем ГО.
Известны сверхтяжелые транспортные самолеты, самолеты большой пассажировместимости и самолеты - носители в составе авиационно-космических систем с грузоподъемностью свыше 150 т - однофюзеляжные Ан-124, Ан-225, Airbus А-380 и двухфюзеляжный Roc Stratolaunch SYSTEM, выполненные по традиционной (нормальной) схеме с расположением стабилизатора позади крыла. Достоинства: простое и проверенное временем решение вопросов обеспечения продольной устойчивости и управляемости. Недостаток: увеличение балансировочного сопротивления, обеспечение центровки при различных вариантах загрузки, сложность десантирования крупногабаритных грузов, ограничение области применения, исходя из требуемых условий базирования и эксплуатации, из-за общих габаритов и взлетной массы (размах крыла 100 и более метров) и фактическая невозможность модернизации в случае необходимости увеличения грузоподъемности, требующая дальнейшего увеличения размеров крыла и фюзеляжа и обеспечения прочности конструкции. В варианте самолета-носителя для воздушного старта с расположением груза на внешней подвеске - снижение скорости транспортировки и разделения из-за увеличения сопротивления и сложность обеспечения устойчивости и управляемости, обеспечение безопасности разделения, проблема бафтинга оперения и нерасчетные нагрузки на фюзеляж из-за интерференции между фюзеляжем и второй ступенью.
Известны транспортные самолеты укороченного взлета и посадки Ан-72 и Ан-70 для эксплуатации на необорудованных площадках. Особенность - увеличение подъемной силы крыла на взлете и посадке методом энергетической механизации путем обдува верхней поверхности крыла и закрылков газовой струей реактивных (Ан-72) или струей от винтов турбовинтовых (Ан-70) двигателей. Недостаток - резкое падение несущих свойств при отказе одного и более двигателей создающее предпосылки к аварийной ситуации.
Известны экспериментальные самолеты с непосредственным управлением подъемной и боковой силами (НУПБС) на базе истребителя по программе AFTI F-16 CCV с дополнительными вертикальными поверхностями на подфюзеляжном воздухозаборнике и на базе истребителя МиГ-23 (см. энциклопедию «Авиация», под редакцией Г.П. Свищева, Издательство «Российские энциклопедии», М., 1988 г.) с дополнительным передним горизонтальным оперением на боковых воздухозаборниках для расширения возможностей и повышения эффективности применения летательного аппарата, в частности для достижения сверхманевренности, упрощения захода на посадку и посадке, для решения сложных задач требующих точного управления. НУПБС реализовано на ряде авиационных ракет.
Известны самолеты истребители Миг-29ОВТ, МиГ-35, Су-35, Су-37, F-22, самолеты вертикального взлета и посадки Як-38, Як -141, «Sea Harrier», F-35 и аппарат Малый десантный корабль на воздушной подушке (МДКВП) Проекта 13222 «Зубр» с управлением вектором тяги двигателей. Преимущество - существенное расширение маневренных характеристик. Недостаток - увеличение относительной массы силовой установки из-за тяжелой системы управления вектором тяги и, соответственно увеличение массы летательного аппарата в целом.
Известны самолеты с надфюзеляжным размещением силовой установки - амфибии Бе-200, А-40, ВВА-14 Р.Л. Бартини и проект ЦАГИ самолета с несущим эллиптическим фюзеляжем М60-20. Преимущество - расширение условий базирования и повышение экономической эффективности в специфических природно-климатических условиях Арктической зоны и Антарктики и существенные технико-экономические и эксплуатационные преимущества по сравнению с самолетами традиционной схемы - низкие уровни шума в салоне и на местности, меньшие расход топлива и уровень выбросов в атмосферу, большую защищенность двигателей от попадания посторонних предметов с взлетно-посадочной полосы и брызг с водной поверхности на режимах взлета и посадки, безопасная посадка на водные поверхности, уменьшение разворачивающего момента при отказе одного из двигателей. Недостаток - обеспечение газодинамической устойчивости работы двигателя из-за нарастания пограничного слоя на поверхности фюзеляжа перед воздухозаборником и возмущений от обтекания элементов планера. (Г.Ф. Петров "Гидросамолеты и экранопланы России", изд. Русавиа, 2000 г.).
Известны свертяжелые экранопланы «Орленок», «Лунь», «КМ» КБ им. Р.Е. Алексеева, проект перспективного межконтинентального тяжелого экраноплана ЦАГИ - летательные аппараты с динамическим принципом поддержания, выполненные по самолетной аэродинамической компоновке. Преимущество - существенное повышение аэродинамического качества (реализовано К=20-25), меньшая потребная мощность двигателей, большая грузоподъемность (реализована 140-300 тонн) и относительная масса полезной нагрузки при высоких значениях крейсерской скорости и возможность обеспечения большой дальности полета и полета вне действия экрана (экранолет). Недостаток - сложность обеспечения устойчивости движения на экране (см. Г.Ф. Петров "Гидросамолеты и экранопланы России", изд. Русавиа, 2000 г., Н И. Белавин "Экранопланы", изд. «Судостроение», 1977 г.).
Вместе с тем, традиционная схема обладает существенным недостатком - балансировочными потерями подъемной силы и аэродинамического качества. При обеспечении продольной статической устойчивости для некоторого диапазона докритических углов атаки балансировка самолета нормальной схемы всегда обеспечивается отрицательным отклонением руля высоты на ГО для компенсации продольного момента на пикирование. На крейсерском режиме полета, а также на режимах взлета или посадка с выпущенной механизацией на средних и предкритических углах атаки происходит снижение подъемной силы и аэродинамического качества за счет создания отрицательной нормальной силы на ГО. При наиболее распространенном случае расположения центра давления крыла за центром масс самолета выпуск механизации (закрылков) сопровождается ростом пикирующего момента, в результате потребные углы отклонения руля высоты приближаются к максимальным значениям, что, помимо увеличенных потерь подъемной силы, повышает лобовое сопротивление самолета и приводит к дополнительному снижению аэродинамического качества. Из-за этого повышается потребное значение максимальной тяги двигательной установки на режиме взлета.
Указанные недостатки самолета нормальной схемы можно устранить применением схемы «утка» - расположением ГО перед крылом в носовой части фюзеляжа. В этом случае для балансирования самолета используются положительные отклонения руля высоты на переднем горизонтальном оперения (ПГО), увеличивающие подъемную силу, и при небольших значениях отклонения аэродинамическое качество самолета. При значительных углах отклонения руля на режимах взлета и посадки увеличение лобового сопротивления ПГО все же уменьшает аэродинамическое качество самолета, но в меньшей степени, чем в случае традиционной схемы, так как на горизонтальном оперении создается положительная подъемная сила.
Тем не менее, аэродинамическая схема «утка» имеет малое распространение в дозвуковой транспортно-пассажирской авиации. Основные причины:
влияние отклонения рулей ПГО на обтекание крыла - зависимость подъемной силы и момента тангажа крыла от угла отклонения и скоса потока рулей высоты на ПГО;
значительные моменты на пикирование при выпуске механизации более удаленного от центра тяжести крыла, требующие более высокой эффективности рулей высоты, чем у нормальной схемы;
Последний негативный аспект применения аэродинамической схемы «утка» практически исключает создание самолета по данной схеме с развитой механизацией крыла и повышенными взлетно-посадочными характеристиками.
Компромиссом между рассмотренными аэродинамическими схемами является схема «продольный триплан», отличающаяся от традиционной схемы наличием малого переднего крыла. Данная схема имеет ряд особенностей:
1. Упреждающий срыв потока с переднего крыла создает дополнительный пикирующий момент при подходе к критическому режиму обтекания основного крыла, что обеспечивает принудительное уменьшение угла атаки самолета.
2. Безмоментный или обратно-моментный выпуск/уборка закрылков. Переднее крыло имеет механизацию по всему размаху, и совместный с основным крылом выпуск закрылков может обеспечить (в зависимости от соотношения пикирующего и кабрирующего моментов основного и переднего закрылков) сохранение величины момента тангажа или его изменения в сторону кабрирования (а не пикирования, как в случае традиционной схемы).
Благодаря последней особенности схемы решается проблема балансировочных потерь на режимах взлета и посадки: при обеспечении обратно-моментного выпуска закрылков угол атаки самобалансировки сдвигается в сторону больших значений, соответствующих режиму полета (взлету или посадке). В результате балансировочные потери минимизируются, а потребная эффективность руля высоты снижается, что создает предпосылки для уменьшения площади горизонтального оперения и увеличения аэродинамического качества на крейсерском режиме полета. Минимизация балансировочных потерь обеспечивает сохранение исходного уровня аэродинамического качества и подъемной силы на режимах взлета и посадки.
Потенциальный недостаток схемы «триплан» заключается в интерференции переднего и основного крыльев, выраженной в скосах потока от переднего крыла на основном (на части размаха, соответствующего размаху переднего крыла), и от основного крыла на переднем. Решение данной проблемы состоит в максимальном разносе крыльев по продольной координате и уменьшении их хорд, в первую очередь, хорды переднего крыла, создающего наибольшие скосы по потоку (особенно при выпуске закрылка). Эксперименты показывают, что даже при достаточно близком расположении крыльев, характеризуемом расстоянием между задней кромкой переднего и передней кромкой основного крыла в хордах переднего крыла, интерференция снижает максимальное значение подъемной силы на режиме посадки. Увеличение указанного расстояние между кромками уменьшает взаимные скосы потока пропорционально квадрату данной величины (из аппроксимирующей теории скоса потока за крылом).
Известен административный серийный самолет Piaggio Avanti Р-180, ГТ, 1983 г., спроектированный по схеме продольный триплан, у которого подъемная сила создается тремя поверхностями - базовым крылом большого удлинения, а также передним и задним горизонтальным оперениями («технология трех несущих поверхностей»). Достоинство - высокие скоростные характеристики за счет увеличения нагрузки на крыло вследствие уменьшения площади и ламинаризации потока, низкий расход топлива. Недостаток - расположение двигателей на верхней поверхности крыла и нахождение винтомоторной группы в скошенном потоке за крылом, необходимость работы двигателей на повышенных режимах на посадке, повышенные требования к качеству внешней поверхности.
Известен серийный административный самолет Beechcraft 2000 «Scaled composites» A. Rutan Starship I, US, выполненный по схеме «утка». Базовое низкорасположенное крыло с развитым корневым наплывом большой стреловидности и переднее горизонтальное оперение изменяемой геометрии. Преимущество разработки - высокие крейсерские характеристики вследствие уменьшения омываемой поверхности, маневренность, противоштопорные свойства благодаря упреждающему срыву на переднем оперении. Недостаток - наплывная часть крыла в зоне скоса потока от ПГО, двигатели с толкающими винтами на верхней части крыла в зоне влияния крыла, влияние экрана при посадке. Продольная неустойчивость, сложности в управлении при посадке.
Известен опытно-экспериментальный тактический транспортный самолет укороченного взлета и посадки Beechcraft «Scaled composites» конструктора A. Rutan, построенного по схеме «триплан-тандем» с двумя соразмерными высоко механизированными несущими поверхностями большого удлинения расположенными тандемно и стабилизатор, (см. П. Бауэрс "Летательные аппараты нетрадиционных схем", Издательство «Мир», 1991 г.). Достоинства - подтверждены заданное высокое значение максимального качества Кмах=20, малая для такого класса самолетов минимальная рабочая скорость (V=117 км/ч), улучшенные взлетно-посадочные характеристики. Недостаток - взаимовлияние крыльев и зависимость несущих свойств от обдува значительной части крыльев, что влияет на безопасность в случае отказа одного из двигателей, сравнительно небольшая максимальная скорость из-за малой нагрузки на крыло, интерференция между фюзеляжем и мотогондолами.
Известен опытно-экспериментальный самолет «Scaled composites» A. Rutan М72 Grizzly (US 4614320) с концепцией укороченного взлета/посадки и созданного по схеме триплан с тандемным крылом. Создавался как самолет повышенной проходимости по грунту. Особенность разработки - большая площадь ПГО малого удлинения с увеличенной хордой закрылка по всему размаху, базовое крыло большого удлинения, 4-х колесные опоры основного шасси. Достоинства разработки - подтверждены укороченный взлет/посадка, антиштопорные свойства трипланной схемы, увеличенная полезная нагрузка. Недостатки разработки - взаимовлияние несущих поверхностей, повышенное сопротивление, малая нагрузка на крыло и, как следствие небольшая скорость полета, низкое расположение механизированных крыльев для грунтового базирования.
Известен самолет с несущим фюзеляжем интегральной схемы (RU 2351503), сформированный 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. На практике интегральная конструкция применяется для многорежимных боевых самолетов: отечественных МиГ-29, Су-27, Т-50, Ту-160, американских В-1, F-22, YF-23 и других (см. энциклопедию «Авиация» под редакцией Г.П. Свищева, издательство «Российские энциклопедии», М., 1988 г.; В.Г. Ригмант «Самолеты ОКБ А.Н. Туполева», - М.: Русавиа, 2001 г., стр. 244-249) а также на самолетах, выполненных по схеме «летающее крыло» типа французского проекта NACRE самолета сверхбольшой вместимости, дальнемагистрального самолета ЛК ЦАГИ (дальность полета до 16000 км), проекта Boeing XWB, бомбардировщика В-2. Преимущество схемы - обеспечение высоких несущих свойств с существенным повышением пассажировместимости и увеличение грузовых объемов в тех же габаритах что и самолеты - аналоги по традиционной схеме. Специфика конструктивно силовых схем интегральных фюзеляжей с наличием больших строительных высот делают возможным образование протяженных вырезов вдоль нижней части грузовых отсеков, что позволяет размещать (транспортировать) длинномерную полезную нагрузку внутри фюзеляжа и обеспечивает удобство ее сброса (десантирования) с минимальными изменениями центровки (самолеты Ту-160, В-1, В-2, Т-50 и др.). Недостаток - проблемы продольной балансировки на взлетно-посадочных режимах из-за экранного эффекта, отрыва пограничного слоя с развитой наплывной части крыла и вихреобразования в зонах сочленения наплыва с консолями и фюзеляжем.
Известен проект тяжелого пассажирского самолета AIRBUS IND, FR (ЕР 0033053). созданного по схеме триплан - тандем. Самолет классической аэродинамической компоновки снабжен дополнительно ПГО. Достоинства - уменьшение изгибающих моментов на фюзеляже большой длины из-за перераспределения аэродинамических нагрузок, улучшение взлетно-посадочных характеристик. Недостатки - снижение качества и крейсерских характеристик из-за увеличения площади несущих поверхностей без пропорционального уменьшения площади базового крыла, работа двигателей расположенных под крылом в скошенном потоке от ПГО.
Известен проект транспортного самолета с переднерасположенным цельноповоротным стабилизатором AEROSPATIALE, FR, (ЕР 0680877) Достоинства - улучшение взлетно-посадочных характеристик, уменьшение нагрузок на фюзеляж. Недостатки - использование цельноповоротного стабилизатора совместно с крылом находящегося впереди центра тяжести создает предпосылки к продольной неустойчивости, усложнению пилотирования на посадке, сваливанию в штопор, ухудшение несущих свойств базового крыла из-за скосов потока, вызываемых ПГО а при сохранении без изменений исходных размеров (площади) базового крыла - увеличение сопротивления.
Известен административный самолет «Scaled composites» A. Rutan М140 «Triumph», выполненный по схеме трех несущих поверхностей - базового крыла с развитым наплывом, переднего стреловидного оперения и заднего горизонтального оперения обратной стреловидности. Достоинства - большая скорость полета. Недостаток - ухудшение несущих свойств базового крыла из-за влияния ПГО с учетом размещения двигателей в наплывной зоне крыла над верхней поверхностью наплыва и интерференция системы «мотогондола - фюзеляж».
Известен легкомоторный самолет с толкающим винтом «Молния-1» конструкции Г.Е. Лозино-Лозинского (RU 2087384), выполненный по комбинированной схеме «триплан» с тремя последовательно расположенными несущими поверхностями и двухбалочной схемой установки хвостового оперения по типу самолета Р-38. В общем случае подъемная сила создается базовым крылом и передним оперением, а хвостовое оперение служит в основном для балансировки и управления. Переднее горизонтальное оперение установлено под большим углом, чем базовое крыло для создания на нем упреждающего срыва, предотвращающего сваливание в штопор. Кинематическая связь и общий привод закрылков ПГО и базового крыла обеспечивают их синхронный безмоментный выпуск, что упрощает пилотирование на взлете и посадке. Недостаток: расположение ПГО - работа крыла в скошенном потоке и попадание вихрей с ПГО на балки хвостового оперения, что снижает несущие свойства крыла. Недостаток устранен в ходе модернизации самолета. В летных испытаниях подтверждено: при увеличении угла атаки срыв потока происходит сначала на переднем крыле, возникает некомпенсированный пикирующий момент тангажа, который препятствует выходу самолета на закритические углы атаки и сваливанию в штопор. Переднее и основное крылья создают противоположные по знаку и сравнимые по величине моменты тангажа, поэтому одновременный выпуск/уборка закрылков на обоих крыльях изменяет в малом или не меняет совсем балансировку самолета. Создание подъемной силы двумя крыльями определяет меньшую площадь и размах основного крыла самолета, чем в других схемах. (см. "Экспериментальные исследования аэродинамических характеристик модели легкого самолета-такси «Молния-1-1-012Н» в аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ", Технический отчет ЦАГИ №11534, 2006, 174 с.).
Известен интегральный и/или модульный высокоскоростной самолет (RU 229737 К B64D 33/02, B64D 27/18, B64C 30/00, В64С 39/12, опубл. 20.04.2007), выполненный по аэродинамической схеме «интегральный продольный триплан», представляющий собой свободнонесущий моноплан, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа и грузовым отсеком, базовое крыло переменной стреловидности, состоящее из трапециевидных консолей заданной переменной стреловидности, стреловидное механизированное переднее горизонтальное оперение с предкрылками и закрылками, переднее вертикальное оперение трапециевидной формы в плане, выполненное цельноповоротным или в варианте с рулевой поверхностью вдоль размаха задней кромки, заднее стреловидное двухкилевое оперение с рулевыми поверхностями, отклоняемую выдвижную поверхность в виде щитка вдоль среза кормы хвостовой части фюзеляжа, силовую установку с двигателями, размещенными в задней части фюзеляжа, колесное трехопорное шасси с носовой опорой и тележками основных опор с колесами большого диаметра.
Данное решение принято в качестве прототипа.
Потенциальный недостаток данной схемы «триплан» заключается в интерференции переднего и основного крыльев, выраженной в скосах потока от переднего крыла на основном (на части размаха, соответствующего размаху переднего крыла), и от основного крыла на переднем. Решение данной проблемы состоит в максимальном разносе крыльев по продольной координате и уменьшении их хорд, в первую очередь, хорды переднего крыла, создающего наибольшие скосы по потоку (особенно при выпуске закрылка). Эксперименты показывают, что даже при достаточно близком расположении крыльев, характеризуемом расстоянием между задней кромкой переднего и передней кромкой основного крыла в хордах переднего крыла, интерференция снижает максимальное значение подъемной силы на режиме посадки. Увеличение указанного расстояние между кромками уменьшает взаимные скосы потока пропорционально квадрату данной величины (из аппроксимирующей теории скоса потока за крылом).
Таким образом, при достаточно протяженном фюзеляже возможна реализация аэродинамической схемы «продольный триплан» с малым взаимным влиянием переднего и основного крыльев. Такая схема обеспечивает повышенный уровень безопасности, минимальные балансировочные потери и повышенный уровень аэродинамического качества по сравнению с традиционной аэродинамической схемой.
Концепция разработки заявленной авиационной платформы прямых прототипов и аналогов не имеет. Имеются единичные примеры практического применения и экспериментальных исследований отдельных технических решений и нетрадиционных аэродинамических компоновок.
Существуют предпосылки для создания авиационной многоцелевой сверхтяжелой транспортной технологической летательной платформы с аэродинамической компоновкой, совмещающей преимущества и минимизирующей недостатки приведенных схем с принципиально новым набором эксплуатационных свойств, недостижимым на летательных аппаратах традиционной самолетной схемы.
Изобретение направлено на создание концептуальной технологической авиационной платформы перспективного сверхтяжелого транспортного самолета с расширенными условиями базирования и с существенно лучшими летно-техническими и технико-экономическими характеристиками по сравнению с самолетами традиционной аэродинамической схемы.
Настоящее изобретение направлено на достижение технического результата, заключающегося в обеспечении повышенного уровня безопасности и аэродинамического качества, минимальных балансировочных потерь при реализации аэродинамической схемы «продольный триплан» за счет минимизации взаимного влияния переднего и основного крыльев.
Указанный технический результат достигается тем, что в многоцелевой сверхтяжелой транспортной авиационной платформе укороченного взлета и посадки, выполненной по аэродинамической схеме «интегральный продольный триплан», представляющей собой свободнонесущий моноплан, содержащий фюзеляж с герметичной кабиной экипажа и грузовым отсеком, базовое крыло переменной стреловидности, состоящее из развитого наплыва, сочлененного с фюзеляжем по схеме «среднеплан», и трапециевидных консолей умеренной стреловидности, стреловидное механизированное переднее горизонтальное оперение с предкрылками и закрылками, составляющее не менее 20% от площади базового крыла, переднее вертикальное оперение трапециевидной формы в плане, выполненное цельноповоротным или в варианте с рулевой поверхностью вдоль размаха задней кромки, заднее стреловидное двухкилевое оперение с рулевыми поверхностями, отклоняемую выдвижную поверхность в виде щитка вдоль среза кормы хвостовой части фюзеляжа, силовую установку с двигателями, размещенными в задней части фюзеляжа, колесное трехопорное шасси с носовой опорой и тележками основных опор с колесами большого диаметра с низким давлением, отличающийся тем, что заднее оперение в хвостовой части фюзеляжа выполнено V-образным или в виде горизонтального стабилизатора с концевым расположением вертикального оперения, несущий фюзеляж выполнен интегрированным с крылом по длине и форме и включает в себя носовую часть цилиндрической формы, сопряжениями связанную с трапециевидной центральной частью, поперечное сечение которой приближено к эллиптической форме с расположением большей оси в горизонтально плоскости и выполнено с поперечным размером, большим поперечного размера носовой части, и заднюю часть, поперечное сечение которой приближено к уплощенной эллиптической форме, при этом в продольном сечении от цилиндрической части до кормового среза задняя часть выполнена профилированной эквидистантно профилю крыла, двигатели силовой установки пакетно размещены в хвостовой части фюзеляжа в горизонтальном ряду вдоль размаха над его верхней поверхностью или в компоновке с расположением внутри хвостовой части самолета с интегрированными с планером воздухозаборниками, с устройством управления вектором тяги и реверсирования тяги, две трети длины фюзеляжа занимает отсек полезного груза, закрытый по всей длине сдвижными створками грузового люка вдоль нижней поверхности фюзеляжа, базовое крыло самолета состоит из развитого наплыва в центральной части имеющего в плане форму произвольной трапеции с большой стреловидностью по передней кромке большого сужения и малого удлинения и безкессонных консолей умеренной стреловидности большого удлинения, каждая из которых снабжена элеронами, предкрылками, интерцепторами и многощелевыми закрылками, вдоль задней кромки наплывной части крыла размещены поворотные закрылки, бортовое сечение наплыва крыла имеет высоту, соизмеримую с высотой фюзеляжного сечения; конструктивно продольный силовой набор крыла переходит в шпангоутный набор средней секции фюзеляжа, образуя с ней единый отсек центроплана ферменной конструкции, внутри которого размещены топливные баки, с уменьшением поперечного сечения корневого наплыва по размаху в направлении к зоне соединения с консолями.
При этом в платформе в месте сопряжения с консолями в плоскости корневой хорды наплыва на верней и нижней поверхности установлены аэродинамический гребень или аэродинамическая перегородка. А топливные баки могут быть выполнены вкладными цилиндрической формы.
Герметичная кабина летного экипажа может быть выполнена с функцией спасаемой отделяемой кабины, а грузовой отсек фюзеляжа - с возможностью размещения в нем спасаемых автономных грузопассажирских модулей. Грузопассажирские модули могут быть оборудованы средствами обеспечения жизнедеятельности и/или средствами поддержания плавучести модуля в случае приводнения.
Указанные признаки являются существенными и взаимосвязаны с образованием устойчивой совокупности существенных признаков, достаточной для получения требуемого технического результата.
Настоящее изобретение поясняется конкретным примером исполнения, который, однако, не является единственно возможным, но наглядно демонстрирует возможность достижения требуемого технического результата.
На фиг. 1 - общий вид сбоку транспортной технологической авиационной платформы;
фиг. 2 - общий вид спереди транспортной технологической авиационной платформы;
фиг. 3 - общий вид сверху транспортной технологической авиационной платформы;
фиг. 4 - общий вид сбоку транспортной технологической авиационной платформы в грузовом варианте исполнения;
фиг. 5 - общий вид сбоку транспортной технологической авиационной платформы в грузопассажирском варианте исполнения;
фиг. 6 - общий вид сбоку транспортной технологической авиационной платформы в варианте повышенной пассажировместимости;
фиг. 7 - сечение А-А по фиг. 5;
фиг. 8 - сечение Б-Б по фиг. 6;
фиг. 9 - сечение В-В по фиг. 4;
фиг. 10 - сечение Г-Г по фиг. 6,
фиг. 11 - сечение Д-Д по фиг. 5;
фиг. 12 - сечение Е-Е по фиг. 5.
Согласно настоящего изобретения рассматривается конструкция многоцелевой сверхтяжелой транспортной технологической авиационной (летательной) платформы (МСТТАП) с расширенными условиями базирования, большого радиусом действия, с возможностью укороченного взлета и посадки, созданная по комбинированной аэродинамической схеме «продольный триплан» с тремя последовательно (тандемно) расположенными несущими поверхностями, с интегральным сочленением крыла и несущего фюзеляжа (общее название -«интегральный продольный триплан»), непосредственным управлением подъемной и боковой силой (НУПБС), с надфюзеляжным расположением двигателей и с возможностью транспортировки и десантирования длинномерных крупногабаритных грузов.
Новизна изобретения выражена в МСТТАП сочетанием высоких крейсерских характеристик по скорости и дальности полета, улучшенных взлетно-посадочных характеристик, маневренных свойств и наличием больших свободных внутренних объемов (запаса по полезной нагрузке), практически недостижимых на летательных аппаратах традиционной самолетной компоновки, которые позволяют реализовать обозначенную многовариантность выполнения транспортно-десантных операций.
Изобретение основано на применении нетрадиционной аэродинамической схемы «интегральный продольный триплан» и перспективных самолетостроительных технологий в части: обеспечения балансировки, повышение несущих свойств (применение схемы с несущим фюзеляжем), снижения сопротивления, уменьшение размаха крыла, расширенный диапазон центровок, интеграция силовой установки с планером, рациональное использование внутренних объемов для размещения груза, наличие фюзеляжных объемов для размещения дополнительных топливных баков, размеры грузового люка в нижней части фюзеляжа по всей длине грузового отсека, автономности выполнения погрузочно-разгрузочных работ, использовании экранного эффекта, энергетической механизации крыла и энергетических систем повышения несущих свойств элементов планера, система управления вектором тяги (отклонения вектора тяги ОВТ), непосредственное управление подъемной и боковой силами.
МСТТАП укороченного взлета и посадки (фиг.1-3) выполнена по аэродинамической схеме «интегральный продольный триплан» и представляет собой свободнонесущий моноплан, который содержит несущий фюзеляж 1 с герметичной кабиной 2 экипажа и грузовым отсеком 3. Герметичная кабина летного экипажа может быть выполнена с функцией спасаемой отделяемой автономной кабины.
Несущий фюзеляж 1 выполнен интегрированным с крылом по длине и форме и включает в себя носовую часть 4 цилиндрической формы, сопряжениями связанную с трапециевидной центральной частью 5, поперечное сечение которой приближено к эллиптической форме с расположением большей оси в горизонтально плоскости и выполнено с поперечным размером, большим поперечного размера носовой части 4, и заднюю часть 6, поперечное сечение которой приближено к уплощенной эллиптической форме, при этом в продольном сечении от цилиндрической части до кормового среза задняя часть выполнена профилированной эквидистантно профилю крыла.
Несущий фюзеляж 1 опирается на колесное трехопорное шасси с носовой колесной опорой 7 и тележками 8 основных опор с колесами большого диаметра с низким давлением.
Силовая установка 9 с двигателями 10 (например, четыре двухконтурных реактивных двигателя ПД-35) размещена в задней части 6 несущего фюзеляжа 1. Двигатели 10 силовой установки 9 пакетно размещены в хвостовой части фюзеляжа в горизонтальном ряду (фиг. 2) вдоль размаха над его верхней поверхностью или в компоновке с расположением внутри хвостовой части самолета с интегрированными с планером воздухозаборниками, с устройством управления вектором тяги и реверсирования тяги.
Расположении двигателей на хвостовой части фюзеляжа позволяет снизить радио- и ИК-заметности в нижней полусфере, увеличить эффективность фюзеляжного руля за счет эжекционного обдува от струй, а при использовании эффекта Коанда на фюзеляжном руле управление вектором тяги для укороченного взлета/посадки и полета в режиме огибания рельефа местности и полете на режиме экрана над водной поверхностью.
Две трети длины фюзеляжа занимает отсек 11 полезного груза (фиг. 4 и 9), закрытый по всей длине сдвижными створками 12 грузового люка вдоль нижней поверхности фюзеляжа.
Переднее горизонтальное оперение 13 (ПВО) выполнено трапециевидной формы в плане и цельно поворотным или в варианте с рулевой поверхностью 14 вдоль размаха задней кромки.
Заднее стреловидное двухкилевое оперение 15 выполнено с рулевыми поверхностями 16. Заднее оперение в хвостовой части фюзеляжа может быть выполнено V-образным. как это показано на фиг. 1-3, или в виде горизонтального стабилизатора с концевым расположением вертикального оперения.
В задней части фюзеляжа смонтирована отклоняемая в вертикальном направлении выдвижная поверхность в виде щитка 17 вдоль среза кормы хвостовой части фюзеляжа 1.
Базовое крыло выполнено переменной стреловидности и состоит из развитого наплыва 18, сочлененного с фюзеляжем по схеме «среднеплан», и трапециевидных безкессонных консолей 19 умеренной стреловидности.
Базовое крыло самолета состоит из развитого наплыва 18, в центральной части имеющего в плане форму произвольной трапеции с большой стреловидностью по передней кромке большого сужения и малого удлинения и безкессонных консолей 19 умеренной стреловидности большого удлинения.
Каждая такая консоль 19 (фиг. 3) снабжена элеронами 20, предкрылками 21, интерцепторами 22 и многощелевыми закрылками 23. Вдоль задней кромки наплывной части крыла размещены поворотные закрылки 24. Бортовое сечение наплыва 18 крыла имеет высоту, соизмеримую с высотой фюзеляжного сечения. Конструктивно продольный силовой набор крыла переходит в шпангоутный набор средней секции фюзеляжа, образуя с ней единый отсек центроплана ферменной конструкции, внутри которого размещены топливные баки 25, с уменьшением поперечного сечения корневого наплыва 18 по размаху в направлении к зоне соединения с консолями 19. Топливо размещается в наплыве крыла во вкладных баках. Топливные баки могут быть выполнены, например, цилиндрической формы.
В месте сопряжения с консолями в плоскости корневой хорды наплыва на верней и нижней поверхности установлен аэродинамический гребень 26 или аэродинамическая перегородка 26 (вспомогательная вертикальная аэродинамическая поверхность самолета, предназначенная для повышения его путевой статической устойчивости) (фиг. 2).
При таком исполнении базового крыла стало возможным выполнить стреловидное механизированное переднее горизонтальное оперение 13 с предкрылками и закрылками, которое составляет не менее 20% от площади базового крыла. При этом повышается уровень безопасности и аэродинамические качества МСТТАП за счет сведения к минимуму балансировочных потерь для аэродинамической схемы «продольный триплан», так как существенно уменьшается взаимное влияние переднего и основного крыльев. Базовое крыло в части консолей выведено из зоны действия потоков от переднего оперения.
Интегральное сочленение стреловидного крыла с фюзеляжем переменного кругло-эллиптического сечения через развитый корневой наплыв обеспечивает интеграцию боковых зон широкой части фюзеляжа в наплывы крыла и тем самым частично реализует схему «летающее крыло». Несущие обводы широкой зоны фюзеляжа с протяженным поджатием нижней поверхности плоской задней части фюзеляжа по типу высоконесущих или суперкритических профилей обеспечивают существенное увеличение доли фюзеляжа в создании подъемной силы самолета по сравнению с традиционными цилиндрическими фюзеляжами.
Большие строительные высоты корневого наплыва крыла обеспечиваю создание легкой по удельному весу ферменной конструкции наплыва крыла и размещение в наплывах крыла вкладных топливных баков, например, простой цилиндрической формы (с возможностью применения топлива на основе сжиженного природного газа), что продлевает жизненный цикл изделия.
При этом стало возможным упрочнить, удешевить и упростить конструкцию безкессонных консолей крыла. Форма и обтекание широкой части фюзеляжа по типу крыла дает уменьшение пропорционально несущим свойствам фюзеляжа общей площади крыла.
Использование отклоняемой поверхности на кромке фюзеляжа позволяет повысить несущие способности фюзеляжа на взлете и посадке, создать эффект реверса тяги при отклонении вверх после посадки в качестве тормозного щитка, уменьшить омываемую площадь, соответственно, сопротивление и вес фюзеляжа. Обеспечивается положительное влияние экранного эффекта на взлетные и посадочные характеристики, уменьшение размаха крыла и длины фюзеляжа, обеспечение статической устойчивости по высоте полета в режиме полета вблизи экрана (земли).
Использование аэродинамической схемы «продольный триплан» позволяет получить меньшие посадочные скорости, лучшие характеристики сваливания и большие диапазоны рабочих центровок (практически недостижимые на летательных аппаратах с традиционной самолетной компоновкой) при одновременном сохранении крейсерских характеристик, меньшие потери на балансировку, упрощение пилотирования, повышение безопасности полета, возможность получения высоких несущих свойств при меньших размерах базового крыла и простой механизации несущих поверхностей, уменьшение веса силовой конструкции планера в связи с более равномерной нагрузкой фюзеляжа и меньшей расчетной нагрузкой на несущие плоскости, обеспечение дополнительных возможностей оптимизации компоновки путем варьирования проектными параметрами - углами установки несущих поверхностей, их профилировкой и формой в плане, интеграцией аэродинамики с характеристикам двигателя, выбора типа механизации и комбинация различных ее типов, сочетания углов выпуска механизации основного и переднего крыла.
Предлагаемая МСТТАП создает предпосылки для разработки (реализации) следующих концепций:
- многоцелевой пилотируемый (со спасаемой герметичной кабиной летного экипажа) или беспилотный конвертируемый сверхтяжелый транспортный самолет двойного назначения укороченного взлета и посадки для транспортировки грузов и людей (фиг. 5, 7, 11 и 12), в том числе негабаритных нестандартных длинномерных объектов (буровые вышки, крупная карьерная и тяговая техника в сборе и т.п.) (фиг. 4 и 9), грузов в специальных модулях и универсальных контейнерах, на поддонах, в пакетированном виде, самоходной и гусеничной техники с автономностью погрузочно-разгрузочных работ (без помощи аэродромных средств), регулярной эксплуатации как на бетонированных так и на грунтовых (ледовых) необорудованных площадках (в аварийной ситуации посадка на грунтовую (ледовую) площадку должна выполняться даже при полном отказе всех двигателей) и необорудованных трассах в сложных климатических и метеорологических условиях (в том числе в условиях длительных пониженных температур в Арктике и Антарктике) с возможностью применения при ликвидации стихийных бедствий и проведения спасательных операций, с предусмотрением возможности воздушного десантирования грузов (в том числе специального назначения), техники и людей;
- пилотируемый (со спасаемой герметичной кабиной летного экипажа) или беспилотный сверхтяжелый самолет для выполнения специальных задач с размещением грузов специального назначения в виде отдельных, в том числе энергетически независимых от бортовой сети самолета-носителя стандартизированных модулей (объектов) нагрузки в предназначенных для этого свободных дежурных объемах в отсеках для полезного груза самолета-носителя;
- пилотируемый (со спасаемой герметичной кабиной летного экипажа) или беспилотный сверхтяжелый самолет-топливозаправщик с увеличенным запасом топлива;
- самолет ДРЛО со спасаемой герметичной кабиной летного экипажа и спасаемым герметичным экранированным от излучения отсеком операторов радиолокационного оборудования;
- дальний противолодочный самолет со спасаемой герметичной кабиной летного экипажа и спасаемым герметичным отсеком экипажа;
- пилотируемый (со спасаемой герметичной кабиной летного экипажа) или беспилотный сверхтяжелый самолет - амфибия большой дальности, в том числе в спасательном и противопожарном вариантах;
- дальнемагистральный пассажирский самолет (фиг. 6, 8 и 10) сверхбольшой пассажировместимости (свыше 500 чел.) со спасаемой герметичной кабиной летного экипажа и спасаемыми герметичными пассажирскими отсеками;
- летающая лаборатория для исследований и отработки перспективных критических авиационных и космических технологий.
Фюзеляж может быть выполнен с возможностью размещения в нем спасаемых автономных грузопассажирских модулей. А эти грузопассажирские модули могут быть оборудованы средствами обеспечения жизнедеятельности и/или средствами поддержания плавучести модуля в случае приводнения.
Возможна любая произвольная комбинация указанных концепций.
Настоящее изобретение промышленно применимо. Интегральная компоновка фюзеляжа с крылом имеет ряд потенциальных преимуществ: дополнительные объемы в развитом наплыве крыла, которые могут использоваться для установки, например, криогенных топливных баков, высокая весовая эффективность конструкции из-за уменьшения удлинения и увеличения строительных высот крыла, уменьшение площади омываемой поверхности фюзеляжа и снижение его минимального лобового сопротивления, положительное влияние экранного эффекта на взлетные и посадочные характеристики, уменьшение размаха крыла, уменьшение длины фюзеляжа и обеспечение статической устойчивости по высоте полета в режиме полета вблизи экрана (земли). Компоновка «продольный триплан» в рамках решения задач повышения безопасности полетов позволяет обеспечить меньшие посадочные скорости, лучшие характеристики сваливания и большие диапазоны рабочих центровок при одновременном сохранении крейсерских характеристик.
Проведенные аэродинамические испытания в ЦАГИ отдельных элементов аэродинамической компоновки подтвердили возможность достижения летных качеств авиационной платформы, вполне корреспондирующих с заявленными показателями.