Грузовой самолёт интегральной схемы с неотклоняемой хвостовой рампой для погрузки и выгрузки крупногабаритного груза
INTEGRATED SCHEME CARGO AIRCRAFT WITH UNSWATABLE TAIL RAMP FOR LOADING AND UPLOADING LARGE-SIZE CARGO

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к грузовым самолетам интегральной схемы.
Наиболее близким к изобретению по совокупности существенных признаков – прототипом - может быть принят грузовой самолет интегральной схемы по патенту США №8366050 B2, в котором грузовой люк и рампа интегрированы в самолет с плавным сопряжением крыла и корпуса, оставаясь аэродинамически эффективными. Корпус включает в себя объем для груза, а внешней поверхности корпуса придана форма, создающая аэродинамическую подъемную силу. Грузовой люк и рампа расположены в задней части корпуса и по форме в закрытом положении соответствуют аэродинамической поверхности, создающей подъемную силу. По крайней мере одна аэродинамическая поверхность для управления по тангажу имеет слегка загнутую вниз форму и находится сразу за грузовым люком и рампой, обеспечивая управляемость по тангажу (патент США №8366050 В2, 05/, 2013 г.).
Недостатки известного устройства следующие.
Угол между грузовым полом и отклоняемой рампой не обеспечивает возможность погрузки груза с габаритами, соответствующими габаритам отсека минус минимально допустимые зазоры.
Местные аэродинамические нагрузки на рампу и верхнюю створку в полете передаются на корпус через конечное число шарниров и замков как сосредоточенные силы, увеличивая вес конструкции, что снижает ее эффективность.
Большие углы поворота потока (отгиба профиля корпуса хвостом вверх) в зоне рампы могут на крейсерском режиме полета привести к местному отрыву потока и дополнительному аэродинамическому сопротивлению, что противоречит идее создания конструкции самолета с высоким аэродинамическим качеством для экономии топлива.
Уменьшение угла отгиба хвостовой части не только увеличивает омываемую поверхность самолета, но и ведет к увеличению высоты шасси, так как для схемы летающее крыло характерны большие посадочные углы.
Аэродинамическая поверхность для управления по тангажу расположена в зоне больших углов поворота потока, имеет небольшую относительную хорду, что не способствует ее эффективности.
Расположение двигателей позади и над грузом и экипажем. В случае аварийной посадки опасные грузы и/или экипаж могут быть раздавлены сосредоточенной массой сорвавшихся с креплений двигателей или в конструкцию этих креплений нужно вложить большой вес для предотвращения вышеназванного случая, что ухудшит весовое совершенство самолета.
Неоперенное летающее крыло как аэродинамическая схема не соответствует взлетно-посадочным характеристикам, обычно требуемым для военно-транспортного самолета, описанного в патенте.
Из аналогов уровня техники известно также оперенное летающее крыло по патенту США №6923403, где центральная часть корпуса большого самолета имеет форму, создающую аэродинамическую подъемную силу.
Два отсека реактивных двигателей размещены на задней кромке корпуса над его верхней поверхностью в зоне, где задняя кромка центрального корпуса имеет большую обратную стреловидность, так, что внешняя боковая сторона отсеков реактивных двигателей продлена назад от задней кромки центрального корпуса. Две симметричных половины хвостового оперения прикреплены к отсекам двигателей с внешней стороны (патент США №6923403 В1, 02.08.2005 г.).
Недостатки известного устройства следующие.
Расположение воздухозаборников и отсеков двигателей в хвостовой части переходной зоны от центральной части корпуса к консолям крыла, характеризующейся большими поперечными составляющими скорости воздушного потока, ведет к дополнительному аэродинамическому сопротивлению и потерям тяги двигателей, снижая, таким образом, эффективность самолета.
Расположение двигателей позади и над пассажирами и экипажем. В случае аварийной посадки оставшиеся в живых пассажиры и/или экипаж могут быть раздавлены сосредоточенной массой сорвавшихся с креплений двигателей или в конструкцию этих креплений нужно вложить большой вес для предотвращения вышеуказанного случая, что ухудшит весовое совершенство самолета.
Отсутствие в самолете единого большого объема для размещения крупногабаритного груза, с возможностью выкатить такой груз по рампе.
Отсутствие системы изменения высоты стоек шасси на стоянке (приседания).
Отсутствие открывающихся створок грузового люка, обеспечивающих закатку в грузовой отсек груза с габаритами, соответствующими габаритам отсека минус минимально допустимые зазоры.
Невозможность использования хвостовой части фюзеляжа в качестве рампы для закатки/выкатки груза.
Отсутствует возможность поставить груз, в том числе мостовым, краном сверху прямо на рампу и закатить его, обеспечив системой приседания уклон грузового пола в сторону носовой части.
Техническим результатом изобретения является устранение указанных недостатков.
Технический результат заключается в уменьшении веса самолета для транспортировки крупногабаритных изделий и изделий большой массы, а также в обеспечении возможности загрузки/выгрузки и транспортировки изделий с габаритами, соответствующими габаритам отсека минус минимально допустимые зазоры, в возможности перекатки груза на высоту перрона или наземного транспортного средства, в возможности перегрузки сверху мостовым краном, а также в исключении возможности травмирования персонала и повреждения опасного груза сорвавшимся с креплений при аварийной посадке двигателем, в увеличении весового совершенства конструкции, в улучшении взлетно-посадочных характеристик, в возможности создания модификации с увеличенным поперечным сечением грузового отсека в обмен на снижение топливной эффективности.
Технический результат изобретения достигается тем, что по сравнению с устройством №1, принятым за прототип, где центральная часть корпуса большого самолета имеет форму, создающую аэродинамическую подъемную силу, а в хвостовую часть вписаны поворотная рампа и верхняя створка, в заявленном изобретении хвостовая часть за максимальным сечением грузового отсека снизу выполнена в виде широкой рампы, верхняя поверхность которой является продолжением грузового пола. К рампе сбоку прикреплены консоли V-образного оперения, а сверху - створки грузового отсека, образующие верхнюю поверхность аэродинамических профилей.
Технический результат - уменьшение веса самолета для транспортировки крупногабаритных изделий и изделий большой массы - достигается тем, что самолет более простой по конструкции, его неподвижная рампа является одновременно хвостовой балкой, к которой прикреплены консоли оперения, по сравнению с самолетом, принятым за прототип, где грузовая рампа является отдельным съемным поворотным агрегатом.
Технический результат - обеспечение возможности загрузки/выгрузки и транспортировки изделий с габаритами вплоть до габаритов отсека минус минимально допустимые зазоры - в заявляемом устройстве достигается наличием и формой створок-обтекателей грузового отсека, воспринимающих только местные аэродинамические нагрузки. При этом нагрузка на створки в продольном направлении перераспределяется петлей крепления на большую площадь неподвижной рампы.
Кроме того, технический результат - возможность перекатки груза на высоту перрона или наземного транспортного средства - достигается системой приседания (изменения высоты в стояночном положении) шасси.
Кроме того, технический результат - возможность перегрузки сверху мостовым краном - достигается тем, что неподвижная рампа имеет длину, соизмеримую с длиной грузового отсека, и открыта сверху при раскрытии створок вбок или их демонтаже.
Кроме того, технический результат - исключение возможности травмирования персонала и повреждения опасного груза сорвавшимся с креплений при аварийной посадке двигателем - достигается тем, что двигатели в мотогондолах размещены на пилонах под или над крылом, сбоку от грузового отсека.
Кроме того, технический результат - увеличение весового совершенства конструкции - достигается тем, что нагрузка от веса двигателей передается тем же путем, что и изгибающий момент от консолей крыла, разгружая центроплан.
Кроме того, технический результат - улучшение взлетно-посадочных характеристик - достигается тем, что ось тяги двигателей проходит с минимально возможным плечом от точки поворота самолета вокруг колес основных стоек шасси на разбеге, снижая потребный момент тангажа и связанные с ним потери в виде дополнительного аэродинамического сопротивления.
Кроме того, технический результат - улучшение взлетно-посадочных характеристик - достигается тем, что применено высоконагруженное крыло с устройствами увеличения подъемной силы, пикирующий момент от которого компенсируется оперением и специальной формой центральной части корпуса.
Кроме того, технический результат - возможность создания модификации с увеличенным поперечным сечением грузового отсека в обмен на снижение топливной эффективности - достигается тем, что в такой модификации неизменными остаются все агрегаты и системы самолета, расположенные ниже уровня грузового пола.
Изобретение поясняется чертежами, на которых изображено:
фиг. 1 - грузовой самолет интегральной схемы с неотклоняемой хвостовой рампой по данной заявке, вид спереди;
фиг. 2 - грузовой самолет интегральной схемы с неотклоняемой хвостовой рампой, вид сбоку;
фиг. 3 - поперечное сечение центроплана грузового самолета интегральной схемы;
фиг. 4 - грузовой самолет интегральной схемы с неотклоняемой хвостовой рампой, вид сверху;
фиг. 5 - работа по погрузке/выгрузке колесного крупногабаритного груза на наземное транспортное средство или стеллаж, разрез по оси симметрии;
фиг. 6 - работа по погрузке/выгрузке крупногабаритного груза подъемным краном непосредственно на рампу при снятой цельной створке грузового отсека, разрез по оси симметрии;
фиг. 7 - работа по погрузке/выгрузке крупногабаритного груза подъемным краном непосредственно на рампу при открытых половинах створки грузового отсека, разрез по оси симметрии;
фиг. 8 - поперечное сечение по рампе при открытых половинах створки грузового отсека;
фиг. 9 - работа по погрузке/выгрузке крупногабаритного колесного груза непосредственно на перрон при рампе, задней кромкой опущенной до уровня перрона при помощи системы приседания шасси, разрез по оси симметрии;
фиг. 10 - поперечное сечение грузового самолета интегральной схемы с неотклоняемой хвостовой рампой для погрузки и выгрузки крупногабаритного груза по данному изобретению и его модификации с увеличенным поперечным сечением грузового отсека.
Грузовой самолет интегральной схемы с неотклоняемой хвостовой рампой для погрузки и выгрузки крупногабаритного груза 1, показанный на фиг. 1-4, состоит из центральной части корпуса 2, определенной размерами грузового отсека 3, наплывов 4, переходящих от центральной части корпуса в консоли крыла, консолей крыла 5, мотогондол с двигателями 6 (в конструктивном исполнении изобретения, охватывающем грузовой планер, двигателей может не быть), поверхностей оперения 7, створки грузового отсека 8, являющейся по своей внешней поверхности плавным продолжением верха центральной части корпуса, стоек шасси с возможностью изменения высоты на стоянке (приседания) 9, дополнительных выдвигаемых подрамповых опор 10 (фиг. 6), органов увеличения подъемной силы на передней кромке крыла 11, органов увеличения подъемной силы на задней кромке крыла (закрылков) 12, органов управления по крену (элеронов) 13, гасителей подъемной силы (спойлеров, интерцепторов) 14. Внешняя поверхность центральной части корпуса 2 имеет форму, обеспечивающую создание аэродинамической подъемной силы и момента тангажа нужного знака. Наплывы 4 представляют собой поверхности, плавно сопрягающие центральную часть корпуса с консолями крыла. Плавность сопряжения (интегральность) обеспечивает непрерывность величин аэродинамической подъемной силы по размаху и, с учетом трехмерности воздушного потока, на крейсерском режиме полета минимизирует аэродинамические явления, создающие дополнительное сопротивление, такие как разгоны и отрывы потока, местные скачки уплотнения, неблагоприятное распределение давлений. Пол 15 грузового отсека 3 и его продолжение в виде рампы выдерживают сосредоточенные нагрузки от перевозимых грузов и оснащены средствами их швартовки, а также выдвижными или съемными роликами, обеспечивающими передвижение не имеющих собственных колес грузов и платформ (паллет) с грузами. Створка грузового отсека 8 расположена на верхней поверхности хвостовой части корпуса позади регулярного поперечного сечения грузового отсека 3, обеспечивая в открытом положении перемещение груза максимальных габаритов 16 (фиг. 5), соответствующих габаритам грузового отсека 3 минус минимально допустимые зазоры, назад из грузового отсека. В закрытом (полетном) положении створка грузового отсека 8 является продолжением внешней поверхности центральной части корпуса 2, образованной в продольных сечениях профилями крыла для создания подъемной силы и момента тангажа. Форма (аэродинамические профили, углы их установки, законы перехода от одного сечения по размаху к другому) центральной части корпуса 2, наплывов 4 и консолей крыла 5 обеспечивает на крейсерском режиме полета распределение подъемной силы по размаху, близкое к оптимальному эллиптическому, и близкий к нулевому суммарный момент тангажа, что требует минимальных балансировочных углов отклонения рулей на оперении, снижая связанное с таким отклонением сопротивление. Потребная мощность оперения 7 (произведение аэродинамических сил, возникающих на оперении при отклонении рулей, на плечо этих сил относительно центра масс самолета) определяется в продольном канале компенсацией момента от выпуска механизации крыла в посадочное положение при соблюдении требований к посадочной дистанции, а в путевом канале - случаями отказа двигателя и посадки с боковым ветром. Угол поперечного V для V-образного оперения определяется соотношением потребных мощностей в продольном и путевом каналах. Форма и размеры элеронов 13, органов управления на передней кромке крыла 11, органов управления на верхней поверхности крыла 14 определяются потребностями в управляющих усилиях и моментах на разбеге, в полете и на пробеге самолета. У грузового самолета 1 должно быть не менее двух двигателей, преимущественно турбовентиляторных с большой степенью двухконтурности, создающих необходимую тягу и размещенных в мотогондолах 6 на пилонах под или над крылом.
Работа устройства осуществляется следующим образом.
Для погрузки груза 16 мостовым краном 17 правая 18 и левая 19 половины створки 8 открываются вбок-вверх поворотом вокруг петель крепления 20, как показано на фиг. 8 (вариант - единая створка отсоединяется от полуосей и снимается краном, фиг. 6), самолет 1 системой приседания шасси 9 устанавливается в положение грузовым полом и рампой горизонтально или с уклоном носом вниз, опускаются дополнительные подрамповые опоры 10 или подводятся съемные, в том числе стандартные аэродромные, опоры - подъемники 21, кран 17 опускает груз 16 на рампу, далее груз перекатывается встроенной лебедкой 22 или другими средствами на роликах грузового пола 15 вперед в грузовой отсек 3 и швартуется там. Для погрузки колесных грузов 16 половины створки 18 и 19 открываются вбок-вверх (вариант - единая створка 8 поворачивается на оси хвостовой частью вверх, образуя над рампой навес), самолет системой приседания шасси 9 устанавливается в положение задним краем рампы к перрону 23, эстакаде или наземному транспортному средству 24, опускаются дополнительные подрамповые опоры 10 или подводятся съемные, в том числе стандартные аэродромные, опоры - подъемники 21, платформа вкатывается лебедкой 22 по рампе в грузовой отсек 3 при поднятых роликах грузового пола 15 и швартуется. Для погрузки самоходной техники створки 18 и 19 открываются вбок-вверх (вариант - единая створка 8 поворачивается на полуосях гидроподъемниками 25 хвостовой частью вверх, образуя над рампой навес), самолет системой приседания шасси 9 устанавливается в положение задним краем рампы к перрону 23 или наземному транспортному средству 24, опускаются дополнительные подрамповые опоры 10, самоходная техника въезжает по рампе в грузовой отсек 3 при опущенных или снятых роликах грузового пола 15 и швартуется (фиг. 9).
Выгрузка производится в обратном порядке.
Конструкция самолета 1 позволяет производить загрузку-выгрузку крупногабаритных изделий 16 и изделий большой массы с габаритами, соответствующими габаритам отсека 3 минус минимально допустимые зазоры, с ограниченными только весом техническими возможностями летательного аппарата.
Внешние поверхности центральной части корпуса и образующие их конструкции 2 могут быть заменены на другие, с большим поперечным сечением грузового отсека 27, с минимальной переделкой конструкции ниже уровня грузового пола, что снижает стоимость разработки и производства за счет унификации. Поперечное сечение такой модификации показано на фиг. 10.