СТВОРЧАТО-ПОВОРОТНЫЙ ПОЛИПЛАН "СППАГ"
"SPPAG" HINGED ROTARY POLYPLANE

Створчато-поворотный полиплан «СППАГ» представляет из себя летательный аппарат тяжелее воздуха с аэродинамическими принципами полета, использующий для создания подъемной силы и управления полетом несущие профилированные поверхности (крылья). Сущностью изобретения является устранение отрицательных последствий в виде утяжеления и усложнения аппарата, потери полезных объемов фюзеляжа и массы самолета, что приводит к его отрицательным показателям по грузоподъемности и дальности полета, имеющим место при замене повсеместно используемых в авиации консольно закрепленных на неподвижном фюзеляже длинномерных монокрыльев летательных аппаратов на аналогично профилированные, выстроенные в продольно-последовательный ряд(ы) створчато-поворотные элементы, имеющие не менее двух точек опоры и крепления к основной строительной конструкции самолета. Данное устранение достигается установкой указанных несущих элементов конструкции под днищем аппарата в его продольном сквозном пазу, открытом снизу и имеющим боковые стенки в виде полых коробов под размещение крепежно-поворотных узлов створчатых крыльев и механизмов шасси.
По своему практическому применению данное техническое решение наиболее целесообразно для тяжелых дальних грузопассажирских самолетов с дозвуковой скоростью полета, главными летно-тактическими характеристиками которых являются перевозимая полезная масса и дальность ее доставки.
Поскольку в конструкции полиплана «СППАГ» использовано и объединено несколько принципов самолетостроения, в качестве прототипов следует указать все близкие технические решения и приемы. Из истории воздухоплавания известно, что первые попытки полета были предприняты на аппаратах с этажерчатой конструкцией крыла, когда последняя представляла из себя ряд выстроенных вертикально подъемных плоскостей. Из-за малой мощности авиамоторов, слабых прочностных характеристик несущих конструкций устойчивый полет на таких летательных аппаратах составлял считанные минуты. Эволюционировав в бипланы с разнообразной, но всегда исключительно по вертикале, компоновкой элементов крыла, данный тип самолетов в виду невысокой требовательности к взлетно-посадочным условиям применяется до сих пор в незначительных, из-за малой скорости полета и грузоподъемности аппарата, масштабах для решения частных отраслевых задач.
Из развития техники известны монопланы, оснащенные крыльями с изменяемым в полете углом установки при неизменном положении фюзеляжа для непосредственного управления подъемной аэродинамической силой (Житомирский Г.И. Конструкции самолетов, 2-е изд. - М.: Машиностроение, 1995). Широкому применению таких летательных аппаратов препятствуют дополнительные затраты массы (до 3-5% от взлетной массы самолета) и усложнение конструкции в шарнирных узлах крепления поворотных крыльев. Общим недостатком современных летательных аппаратов является консольная конструкция длинномерных крыльев, вылет которой относительно фюзеляжа на дальних тяжелых грузопассажирских самолетах достигает 34-37 метров. В результате длинномерные консольные крылья нагружены значительными разрушающими нагрузками от изгибающих и крутящих моментов, возникают незатухающие колебания крыла. Узлы крепления на фюзеляже вынужденно утяжеляются, как и само неподвижное относительно фюзеляжа крыло, в связи с необходимостью его высокой механизации и использования подвески авиадвигателей в целях управления подъемной силой, главным образом, для улучшения летно-тактических характеристик самолетов. Суммарные утяжеления снижают отношение максимальной массы груза к массе пустого самолета для Ан-124 до 69, а для Airbus A380 и того больше - до и менее 60 процентов в зависимости от модификации последнего авиалайнера. Увеличение скорости полета в ходе развития авиации в основном решалось за счет роста тяговооруженности летательных аппаратов, что сопровождалось увеличением удельной нагрузки на крыло из-за того, что взлетная масса самолета росла быстрее, чем площадь крыла, и уменьшением относительной толщины крыла, т.е. его прочности и жесткости. В результате взлетно-посадочные характеристики самолетов ухудшились, а именно выросла скорость отрыва и посадки, увеличилась длина разбега и пробега самолета, достигнув на сегодня значений порядка 3-4 км. Снижение массы и инерции аэробусов превратилось в первоочередную инженерную задачу.
Известны технические решения (патент РФ №2111897, кл. B64C 39/00), когда несущие поворотные крылья летательного аппарата крепятся к неподвижному фюзеляжу в двух точках опоры, не выступая за контуры аэробуса, при этом фюзеляж разделяется на два цилиндрических или сигарообразных корпуса, соединенных балками в раму. Тем самым значительно возрастает масса пустого самолета, площади внешних поверхностей и потери от сил трения, резко падает его полезный объем, что не позволяет реализовать возросшую подъемную силу аппарата в обещанные эксплуатационные качества, в частности большую грузоподъемность. Негативные аэродинамические последствия проистекают от невозможности обеспечить маневренность самолета в горизонтальной плоскости угловыми перемещениями поворотных крыльев. Вынужденно применяемая для этого механизация крыла обесценивает использование указанного типа несущих поверхностей. Для данной категории летательных аппаратов весьма сложной задачей является их весовая балансировка.
Имеют место летательные аппараты с осевым сквозным каналом переменного сечения во фюзеляже, ослабленном камерами и отверстиями (патент РФ №2096267, кл. B64C 39/00) или вытянуто-эллиптической формы, в котором размещено внутреннее профилированное крыло (патент РФ №2006427, кл. тот же), сориентированные на достижение высоких скоростей полета и подъемных характеристик. Недостатками таковых являются неадекватное достигаемому результату ослабление и усложнение конструкции фюзеляжного корпуса, неразрешимое противоречие между приростом подъемной силы и уменьшением полезного объема фюзеляжа в форме полой трубы,
невозможность применения погрузо-разгрузочных люков больших габаритов. Маневренность самолета решается исключительно высокой механизацией крыла, ухудшающей его аэродинамику.
Предложенное техническое решение ставит своей целью создание такой конструктивно-силовой схемы аппарата, при которой применение коротких створчато-поворотных крыльев, выстроенных в одно-двухуровневый ряд и имеющих две и более опорные точки на корпусе самолета, не сопровождалось дробностью, нарушениями целостности и усложнением фюзеляжа, сохранением высокой механизации крыла, а главное - потерей полезных объемов и перевозимой массы, что в конечном итоги ухудшает такие летно-тактические характеристики самолета, как грузоподъемность и дальность полета.
Поставленные цели достигаются тем, что при замене длинно-консольных крыльев на короткие многоопорные створчато-поворотные крылья, выставленные в один или более уровневый ряд, ряд этот размещен под днищем фюзеляжа в, по меньшей мере, одном, продольном и сквозном пазу, открытом снизу, боковые стенки которого образованы полыми коробами, где расположены узлы крепления и поворота крыльев, механизмы управления шасси. Одновременно проблемы обеспечения полноценной маневренности аэробуса решаются не за счет высокой механизации поворотных несущих поверхностей, а созданием возможности для дифференцированного управления составляющими крыло автономными звеньями.
При двух и более опорах крыла статические и динамические напряжения в них распределяются более равномерно, узлы их совмещения с фюзеляжем нагружаются в меньшей степени, чем при консольной конструкции крыла. Совместные изгибно-крутильные колебания крыла практически неустранимы, но в нашем случае их амплитуда существенно меньше, ресурс крыла на усталостный износ и старение возрастает. При сохранении требуемой прочности и жесткости крыла, надежности узлов его крепления к фюзеляжу предоставляется возможность уменьшить массу данных ответственных элементов и авиаконструкции в целом, тем самым повысив грузоподъемность самолета.
Применение крыльев на трех и более опорах обеспечивает возможность для большего суммарного размаха крыла, набираемого из нескольких идентично профилированных звеньев, каждое из которых может быть в 2-3 раза короче длинно-консольного крыла. Это для тяжелых пассажирских и грузовых самолетов на больших высотах и дозвуковых скоростях улучшает такие их приоритетные аэродинамические качества, как экономичность и дальность полета, и вновь положительно влияет на жесткость и прочность несущих поверхностей. Многоопорное крыло из коротких звеньев менее подвержено разрушающему воздействию от явлений дивергенции и реверса.
Многостворчатый характер крыльев позволяет многократно увеличить общую площадь несущих поверхностей самолета, действующую на него подъемную силу, а следовательно, и грузоподъемность летательного аппарата. Размещение створчатых крыльев в продольный одноуровневый ряд уменьшает лобовое сопротивление воздушного потока, энергетические потери на преодоление сил трения.
Положение продольного ряда створчато-поворотных крыльев под днищем фюзеляжа позволяет предотвратить вероятность флаттера хвостового оперения, что в противном случае наложило бы жесткие ограничения на величину допустимой скорости полета. С другой стороны, крепление створчато-поворотных крыльев посредством продольных полых коробов под днищем фюзеляжа, неотъемлемой составной частью которого они является, придает им функции ребер жесткости в самой нагруженной от перевозимого груза и динамических нагрузок части и направлении по образующим линиям фюзеляжа. Усиление днища фюзеляжа продольными ребрами жесткости позволяет придать ему плоскую форму без потери прочности, жесткости и полезного объема, в то время как в существующих грузопассажирских аэробусах плоский пол в цилиндрическом или
околоцилиндрическом корпусе создается внутренней горизонтальной вставкой, утяжеленной шпангоутами, балками и стрингерами до 15% от массы самолета, под которой имеет место «мертвое» незадействованное пространство.
Полый характер продольных коробов в днище фюзеляжа позволяет разместить в них узлы крепления и поворота коротких створчатых крыльев, механизмы шасси. Тем самым рациональнее используется внутренний объем фюзеляжа под размещение пассажиров, коммерческого груза и топлива.
Таким образом, предложенная силовая схема конструкции полиплана «СППАГ» позволяет, сохранив и увеличив положительный прирост подъемной силы, исключить недостатки прототипов, а именно и прежде всего, потери полезного объема фюзеляжа, невозможность перевозки крупногабаритных грузов, погрузо-разгрузочную нетехнологичность, увеличение массы двухфюзеляжного самолета и его сложности, особенно при полом эллиптическом корпусе летательного аппарата с осевым отверстием переменного сечения. В конечном итоге преимущества полиплана выражаются в таких эксплуатационных показателях, как большая грузоподъемность и дальность полета.
На фиг.1 показана конструктивно-силовая схема (КСС) полиплана с положением переднего и заднего створчато-поворотного крыла при вертикальном маневрировании; на фиг.2 - вид А на фиг.1 при КСС полиплана с двумя подднищевыми пазами (хвостовое оперение самолета условно не показано); на фиг.3 - положение автономных звеньев переднего (заднего) крыла при той же КСС и горизонтальном маневрировании в воздухе. В целях графического упрощения крылья полиплана изображены не профилированными.
Створчато-поворотный полиплан «СППАГ» состоит из фюзеляжа 1, имеющего сегментное сечение и плоское днище 2 с продольными двумя периферийными, одним центрально-осевым коробами соответственно 3 и 4, на которых укреплены створчато-поворотные профилированные крылья: передние 5, срединные 6 и задние 7, выстроенные в два ряда, левый - 5.1, 6.1, 7.1 и правый - 5.2, 6.2, 7.2. Фюзеляж оснащен кабиной пилотов 8, грузовым и рабочим объемами, разделенным на функциональные отсеки 9-12, хвостовым оперением 13, а в коробах плоского днища имеются карманы под шасси 14. На стабилизирующих поверхностях 15 подвешены авиамоторы 16. Вместе с тем, размещение двигателей может быть самым разнообразным: непосредственно на неподвижном фюзеляже 1, в основании хвостового оперения 13, по смешенной схеме и т.д.
Летательный аппарат на створчато-поворотных крыльях работает следующим образом. При взлете и посадке, изменении высоты полета маневрирование самолетом осуществляется посредством изменения угла атаки крыльев 5, 7 в достаточных для этого пределах от 20 до 60 градусов к их горизонтальному положению. При вертикальном маневрировании в полете, в виду достаточности подъемных сил от воздействия на окружающую воздушную среду передних 5 и задних 7 крыльев, не возникает необходимости задействовать срединные крылья 6, которые в промежутке между набором высоты и заходом на посадку занимают исходное горизонтальное положение с последующим по необходимости плавным переходом к отрицательным углам атаки.
При взлете полиплана в результате развитой и полностью задействованной общей поверхности створчатых крыльев возникает больший прирост подъемной силы, что сокращает расстояние, необходимое для разбега и отрыва летательного аппарата от земли. Имеет место возможность для более плавного развития процесса взлета без нежелательных перегрузок, например, не сразу, а поэтапно подключая в работу сначала передние створчатые крылья 5, затем срединные крылья 6 и в конце разбега полиплана крылья задние 7. После набора аппаратом требуемой высоты шасси 14 убираются в соответствующие карманы периферийных фюзеляжных коробов 3, а при пятиопорной схеме шасси тоже осуществляется с использованием центрально-осевого короба 4. Здесь же, а также в конце других полых коробов имеется техническая возможность установки предохранительных хвостовых опор.
Во время полета на крейсерской скорости все створчатые крылья изначально находятся в горизонтальном положении (створки закрыты). По мере расхода топлива, заправочная масса которого достигает 200 и более тонн, избыточная подъемная сила нивелируется отрицательными углами атаки створчатых крыльев, в первую очередь срединных 6. Последнее позволяет не изменять оптимального режима работы авиадвигателей, уменьшить их износ и расход энергоносителя, что в свою очередь позволяет достигнуть большей дальности полета.
Указанные режимы полета позволяют сделать вывод, что оптимальная схема управления полипланом предполагает автономное манипулирование наклоном передних и задних створчатых крыльев 5,7 и независимые от них синхронно-совместные поворотные перемещения срединных крыльев 6. Для обеспечения горизонтальной маневренности полиплана в воздухе необходимо дополнить схему управления полетом возможностью дополнительного дифференцированного управления, для чего крылья 5 и 7 состоят из автономных звеньев 5.1-5.2 и 7.1-7.2, с возможностью углового перемещения относительно друг друга. Управление полетом без применения механизации крыла позволяет сократить его массу почти втрое, уменьшить потери от сил трения, т.к. средства механизации занимают до 35-40% площади крыла.
При створчато-поворотной конструкции крыльев и оговоренной схеме управления ими появляется возможность добиться при посадке одновременного касания взлетно-посадочной полосы всеми выпущенными шасси, для чего передние створчатые крылья 5 устанавливаются с большим углом атаки, чем крылья задние 7. При этом снижается вероятность ударного касания земли, нагрузка на все шасси распределяется не столь неравномерно, как в типичных на сегодня условиях, когда на заднюю опору приходится до 90% от всей массы самолета. Принимая во внимание, что масса шасси для современных большегрузных аэробусов достигает 19 и более тонн, любое ее уменьшение дает выигрыш в полезной грузоподъемности летательного аппарата. В целях сокращения длины пробега при посадке полиплана, в случаях экстренного торможения все или частично створчато-поворотные крылья 5, 6, 7 занимают вертикальное положение под углом 90 градусов к траектории движения летательного аппарата по ВПП, чем резко увеличивают лобовое сопротивление.
Если для сравнения поставить задачу, чтобы створчато-поворотный полиплан «СППАГ» имел примерно равные габариты с большегрузными современными самолетами, включая колесную базу около 30 метров, а также такие же пропорции крыла, а именно удлинение, равное 3 единицам, то полиплан будет обладать большей на 20-25% полезной грузоподъемностью и при необходимости сможет увеличить дальность полета до 3 тыс.км в зависимости от технических возможностей используемых авиадвигателей. Между тем, поскольку габариты ВПП допускают увеличение колесной базы до 40 м, а пропорции немеханизированного крыла могут быть улучшены, все указанные показатели полиплана имеют реальный потенциал роста в 1,3-1,5 раза.
Представляет определенный интерес гибридная конструктивно-силовая схема полиплана, когда створчато-поворотные крылья с двумя и более опорами на подднищевые короба фюзеляжа дополняются короткомерными стационарными несущими поверхностями, вынесенными за габариты фюзеляжного корпуса и закрепленными на нем консольно.