САМОЛЕТ БЛИЖНЕ-СРЕДНЕМАГИСТРАЛЬНЫЙ
SHORT-, MID-RANGE MAIN LINE AIRCRAFT

Изобретение относится к области авиации.
Известны самолеты, содержащие фюзеляж, крыло, управляющие и стабилизирующие поверхности, два двигателя, закрепленные на соответствующих консолях крыла, имеющих вогнутый профиль нижних поверхностей (см. Микеладзе В.Г., Титов В.М. «Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет». Справочник. - М.: Машиностроение, 1982).
Известные самолеты не обладают необходимыми летными характеристиками, обеспечивающими высокую надежность перевозок и минимальные эксплуатационные расходы, т.к. имеют неоптимальные пропорции и большую толщину крыла.
Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в снижении эксплуатационных расходов за счет высоких летных характеристик самолета.
Указанный результат достигается тем, что самолет, содержащий фюзеляж, крыло, управляющие и стабилизирующие поверхности, два двигателя, закрепленные на соответствующих консолях крыла, имеющих вогнутый профиль нижних поверхностей, выполнен в пропорции L/C=1/1, где L - длина фюзеляжа, C - размах крыла.
Для достижения данного соотношения предложено следующее техническое решение. Самолет выполнен с крылом большого удлинения λ≥11,5.
Крыло выполнено со стреловидностью (по линии 1/4 хорд) χ≥26,5°, углом установки α°=3°, сужением η=3,928 и средней аэродинамической хордой ba=3,479 м.
Гондолы двигателей выполнены большого диаметра.
Для использования гондол двигателя большого диаметра крыло выполнено с местным углом поперечного V крыла ψ=5,37°.
Для обеспечения высокой эффективности и аэродинамического качества крыла переход от прямолинейного участка его задней кромки к стреловидному участку выполнен в виде плавной непрерывной кромки, имеющей форму кривой, описываемой сплайном третьего порядка f=cos(0,5·π·x).
Крыло образовано сверхкритическими профилями со следующими параметрами:
№ профиля
Zотн (относительное расстояние от базовой плоскости крыла)
C (относительная толщина)
φ° (угол установки)
I
0.114
0.161
3
II
0.2
0.145
2.14
III
0.289
0.129
1.4
IV
0.379
0.12
0.8
V
0.47
0.11
-0.04
VI
0.6
0.101
-0.625
VII
0.75
0.10
-1.25
VIII
1.0
0.0975
-2.65
ф
Для обеспечения высокого уровня комфорта для пассажиров фюзеляж выполнен круглого сечения диаметром d≥4,18 м. Такой фюзеляж позволяет разместить 6 кресел в ряду с одним проходом между ними с более высоким уровнем комфорта.
Сущность изобретения поясняется чертежами.
На фиг.1 показан общий вид самолета, вид сбоку; на фиг.2 - то же, вид сверху; на фиг.3 - то же, вид спереди; на фиг.4 показано крыло с управляющими поверхностями; на фиг.5 - расположение соответствующих профилей крыла.
Самолет ближне-среднемагистральный содержит фюзеляж 1, крыло 2 с закрылком 3, элероном 4, воздушными тормозами 5, интерцепторами 6, предкрылком 7, пилоном 8, киль 9 с рулем направления 10, стабилизатор 11 с рулем высоты 12, гондолы силовой установки 13, трехопорное шасси 14 и кабину экипажа 15.
Для обеспечения высокой эффективности и аэродинамического качества крыла 2 переход от прямолинейного участка его задней кромки к стреловидному участку выполнен в виде плавной непрерывной кромки 16, имеющей форму кривой, описываемой сплайном третьего порядка f=cos(0,5·π·x).
Самолет представляет собой двухдвигательный низкоплан со стреловидным крылом, выполненный по нормальной аэродинамической схеме.
Крыло высокомеханизированное (предкрылки, закрылки) с увеличенным удлинением λ≥11,5 благодаря использованию композитных материалов в силовых элементах.
Турбореактивные двигатели установлены на пилонах под крылом.
Хвостовое оперение состоит из киля и палубного горизонтального оперения.
ф
Фюзеляж выполнен круглого сечения диаметром d≥4,18 м.
у
max
Самолет имеет крейсерское число M=0,8, максимально допустимое число М=0,82. Значения максимального аэродинамического качества для крейсерского режима полета M=0,8 и С=0,6 составляют K=17,9.
Крыло (консоль крыла) сформировано по 8 базовым сечениям. Поверхность крыла всюду имеет двойную кривизну (сплайн) за исключением линейчатого участка между профилями 7 (z=13,5 м) и 8 (z=18 м). Крыло образовано сверхкритическими профилями. Параметры профилей представлены в таблице 1.
Таблица 1
№ профиля
Zотн (относительное расстояние от базовой плоскости крыла)
C (относительная толщина)
φ° (угол установки)
I
0.114
0.161
3
II
0.2
0.145
2.14
III
0.289
0.129
1.4
IV
0.379
0.12
0.8
V
0.47
0.11
-0.04
VI
0.6
0.101
-0.625
VII
0.75
0.10
-1.25
VIII
1.0
0.0975
-2.65
Крыло самолета стреловидное с изломом по задней кромке и состоит из 1 центроплана и двух консолей.
На каждой консоли установлены органы управления и механизации крыла: элероны 4, закрылки 3, предкрылки 7, интерцепторы 6, воздушные тормоза 5 и гасители подъемной силы.
Комплексная оптимизация крыла со сверхкритическими профилями нового поколения и рациональной механизацией в условиях конструктивных ограничений, обеспечивающих потребный объем для размещения топлива и минимально возможную массу конструкции, определила при прочих равных условиях существенное повышение эффективности аэродинамики самолета по отношению к самолетам аналогичного класса.
Горизонтальное оперение стреловидное, трапециевидной формы в плане (угол поперечного V=+6°) и состоит из стабилизатора и руля высоты.
Стабилизатор переставной, установлен в фюзеляже на трех узлах: два задних узла образуют ось вращения, к переднему узлу подсоединен винтовой механизм, отклоняющий стабилизатор от нейтрального положения на углы от +5° до -10°.
Конструкция стабилизатора состоит из двух консолей, неразъемно состыкованных по оси самолета.
Вертикальное оперение трапециевидной формы в плане состоит из киля и руля направления.
В таблице 2 даны основные геометрические данные самолета.
Площадь крыла (по трапеции)
S, м<sup>2</sup>
112
Размах крыла
Lкр, м
36
Средняя аэродинамическая хорда
ba, м
3,479
Удлинение
λ
≥11,57
Сужение
η
3,928
Стреловидность (по линии 1/4 хорд)
χ, град
≥26,5
Угол установки крыла
α<sub>0</sub>, град
3,0
Диаметр фюзеляжа
d<sub>ф</sub>, м
≥4,18
В предлагаемом изобретении реализовано рациональное сочетание высокого аэродинамического совершенства, использование новых и усовершенствованных конструкционных материалов, высокоэкономичных двигателей, цифровой электродистанционной системы управления, нового комплекса бортового оборудования, улучшенных условий комфорта пассажиров и членов экипажа, высокого уровня эксплуатационной технологичности.
Аэродинамическую компоновку самолета отличает новое высокоэффективное крыло. Комплексная оптимизация крыла со сверхкритическими профилями и рациональной механизацией, обеспечивающей потребный объем для размещения топлива и минимально возможную массу конструкции, обеспечила существенное скоростное преимущество по отношению к известным самолетам аналогичного класса.
В конструкции самолета применено сбалансированное сочетание усовершенствованных и новых алюминиевых сплавов и композиционных материалов, позволяющих оптимизировать конструкцию с учетом надежности и стоимости.