Транспортный самолет
TRANSPORT PLANE

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к дозвуковым транспортным самолетам для перевозки различных грузов с суммарной массой 120-180 т, в том числе тяжелых и крупногабаритных.
Дозвуковые транспортные самолеты являются незаменимым средством транспортировки различных крупногабаритных грузов и техники, что подтверждается опытом их применения для обеспечения военных операций и многолетней эксплуатацией в гражданских перевозках нестандартных грузов. Транспортные самолеты уступают грузовым версиям пассажирских самолетов в экономичности перелетов, в том числе вследствие меньшей аэродинамической эффективности. Создание аэродинамической схемы с высокими летно-техническими характеристиками является актуальной задачей обеспечения низких эксплуатационных расходов транспортного самолета.
Данная задача может быть решена путем повышения аэродинамического совершенства самолета за счет улучшения параметров аэродинамической схемы. Повышения аэродинамического совершенства самолета можно добиться за счет снижения его лобового сопротивления.
Известны дозвуковые транспортные самолеты с двухпалубным фюзеляжем, выполненные по аэродинамической схеме с высоко расположенным стреловидным крылом.
Известен самолет С-5 «Galaxy» (Bill Norton. Lockheed Martin C-5 Galaxy. Warbird Tech Series, Volume 36, Speciality Press, North Branch, Minnesota, 2003). Данный дозвуковой транспортный самолет выполнен по аэродинамической схеме, содержащей двухпалубный фюзеляж, высоко расположенное стреловидное крыло с задним наплывом с площадью 5% от площади крыла, а также фиксированными законцовками, четыре двухконтурных турбореактивных двигателя, мотогондолы которых с помощью пилонов установлены под крылом, киль и расположенный на его вершине стабилизатор, а также многоопорное убираемое шасси. Фюзеляж самолета оснащается двумя грузовыми люками - в носовой и хвостовой части. Поперечное сечение фюзеляжа образуется пересечением трех дуг окружностей, две из которых располагаются вертикально с расстоянием между центрами окружностей, равным 84% радиуса окружности R1 и радиусом окружности R2, равным 60% радиуса окружности R2, а дуга окружности R3 радиусом, равным 181% радиуса окружности R2, образует нижнюю поверхность поперечного сечения фюзеляжа.
Недостатками данного самолета является
1. Сложная форма поперечного сечения фюзеляжа, образованная тремя дугами окружностей, приводящая к росту лобового сопротивления фюзеляжа.
2. Еще одним недостатком самолета является сравнительно малые удлинение λ≈8.3 и сужение η≈2.5 крыла, приводящие к повышению индуктивной составляющей лобового сопротивления.
3. Размещение горизонтального оперения на вершине киля приводит к ухудшению продольной устойчивости на больших углах атаки и сложностям в обслуживании.
1-2
За прототип принят дозвуковой транспортный самолет Ан-124 «Руслан» (Якубович Н.В. Транспортный самолет Ан-124 «Руслан», Авиаколлекция, №1, М: - ЗАО «Редакция журнала «Моделист-конструктор», 2011, стр. 13-17). Основу аэродинамической схемы составляет двухпалубный фюзеляж 1 (фиг. 1-5) с передним 9 (фиг. 1, 2, 3, 5) и задним 10 (только на фиг. 3) грузовыми люками и высоко расположенное стреловидное крыло 2 (фиг. 1, 2, 3), с передним 19 и задним 20 наплывами (фиг. 1) с суммарной площадью 4.5% от площади крыла, а также фиксированными законцовками (фиг. 1). Поперечное сечение двухпалубного фюзеляжа 1 (фиг. 4) образовано пересечением трех дуг окружностей, две из которых располагаются вертикально с расстоянием L между центрами окружностей, равным 91% радиуса окружности R1 и радиусом окружности R2, равным 50% радиуса окружности R2, а дуга окружности R3 радиусом, равным 154% радиуса окружности R2 образует нижнюю поверхность поперечного сечения фюзеляжа.
Носовая часть двухпалубного фюзеляжа 1 (фиг. 5) имеет излом перед лобовым остеклением, а угол наклона лобового остекления составляет ≈40 градусов относительно оси фюзеляжа 1 транспортного самолета.
Крыло оснащено предкрылками 11, закрылками 12, интерцепторами 13, воздушными тормозами 14, элеронами 15 и законцовками 16. Под крылом на пилонах 3 установлены четыре двухконтурных турбореактивных двигателя в мотогондолах 4. В задней части фюзеляжа размещается киль 5 с двухсекционным рулем направления 17 и стабилизатор 6 с двухсекционными рулями высоты 18. Шасси состоит из носового шасси 7 (фиг. 2, 3) и основного шасси 8 (фиг. 1, 2, 3). Носовое шасси 7 выполнено убирающимся и состоит из 2 двухколесных опор, основное шасси 8 выполнено убирающимся и состоит из 10 двухколесных опор.
Недостатками рассматриваемого дозвукового транспортного самолета являются:
1. Сложная форма поперечного сечения фюзеляжа, образованная тремя дугами окружностей, приводящая к росту лобового сопротивления.
2. Сравнительно малое удлинение λ≈8.6 и сужение η≈3.6 крыла, приводящие к повышению индуктивной составляющей лобового сопротивления.
3. Наличие на крыле переднего наплыва снижает взлетно-посадочные характеристики самолета.
4. Форма носовой части фюзеляжа, снижающая критическое число Маха фюзеляжа и приводящая к росту его лобового сопротивления.
Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения является разработка аэродинамической компоновки дозвукового транспортного самолета, обеспечивающей снижение лобового сопротивления, и как следствие повышение аэродинамического совершенства, улучшение топливной эффективности и достижение более высоких летно-технических характеристик.
Решение задачи и технический результат достигается тем, что в транспортном самолете, содержащем двухпалубный фюзеляж с лобовым остеклением в носовой части, крыло с законцовками, поперечное сечение средней части фюзеляжа образовано пересечением двух дуг окружностей, сопряженных посредством касательных линий, с радиусом верхней окружности меньше радиуса нижней окружности и расстоянием между центрами окружностей, равными 70÷90% радиуса нижней окружности, крыло выполнено с удлинением λ≈9÷11 и сужением η=3.7÷5. Кроме того, носовая часть фюзеляжа выполнена обтекаемой, при этом угол наклона лобового остекления составляет 30÷36 градусов относительно оси фюзеляжа самолета, крыло оснащено задним наплывом с площадью 6÷15% относительно площади крыла, а законцовки крыла выполнены складными.
Для пояснения технической сущности изобретения представлены чертежи, на которых изображено:
Фиг. 1 - дозвуковой транспортный самолет Ан-124 (далее самолет Ан-124) вид сверху;
Фиг. 2 - самолет Ан-124 вид спереди;
Фиг. 3 - самолет Ан-124 вид сбоку;
Фиг. 4 - поперечное сечение фюзеляжа Ан-124, разрез по А-А на фиг. 3;
Фиг. 5 - носовая часть самолета Ан-124, вид Б на фиг. 3.
Фиг. 6 - предлагаемый дозвуковой транспортный самолет, вид сверху;
Фиг. 7 - предлагаемый дозвуковой транспортный самолет, вид спереди;
Фиг. 8 - предлагаемый дозвуковой транспортный самолет вид сбоку;
Фиг.9 - поперечное сечение предлагаемого дозвукового транспортного самолета, разрез по В-В на фиг. 8;
Фиг. 10 - носовая часть фюзеляжа предлагаемого дозвукового транспортного самолета, вид Г на фиг. 8
Фиг. 11 - изометрический вид предлагаемого дозвукового транспортного самолета;
Фиг. 12 - складная законцовка крыла предлагаемого дозвукового транспортного самолета, вид Д на фиг. 11.
1-2
Транспортный самолет содержит фюзеляж 1 (фиг. 6-11) состоящий из носовой, средней цилиндрической и обтекаемой хвостовой частей. Поперечное сечение средней части фюзеляжа 1 (на фиг. 9) образовано пересечением двух дуг окружностей, сопрягаемых посредством касательных линий, с радиусом окружности R2, равным 52-70% радиуса окружности R1 и расстоянием L между центрами окружностей R1 и R2, равным 70÷90% радиуса окружности R1. Фюзеляж является одним из основных элементов аэродинамической схемы и предназначен для размещения грузов, экипажа и самолетного оборудования. В носовой части фюзеляжа 1 расположен передний грузовой люк 9 (фиг. 6, 7, 8, 10, 11) для загрузки грузов. В обтекаемой хвостовой части фюзеляжа 1 расположен задний грузовой люк 10 (фиг. 8) для загрузки грузов и их десантирования в полете.
Носовая часть фюзеляжа выполнена обтекаемой, при этом угол наклона лобового остекления составляет 30÷36 градусов относительно оси фюзеляжа самолета (фиг. 10).
Крыло 2 стреловидной формы (фиг. 6, 7, 8, 11, 12) характеризуется удлинением λ=9÷11, сужением η=3.7÷5, сверхкритическими профилями с переменной по размаху крыла 2 относительной толщиной 9-14%, стреловидностью по передней кромке 28-32 градусов, задним наплывом 20 с площадью 6-15% относительно площади крыла 2 и удалением от носовой части фюзеляжа до носка бортового сечения крыла 30-32% от длины фюзеляжа. Крыло 2 является одним из основных элементов аэродинамической схемы и предназначено для создания подъемной силы, размещения топлива и механизации, включающей предкрылки 11, закрылки 12, интерцепторы 13, воздушные тормоза 14 и элероны 15.
Крыло 2 дополняется фиксированными законцовками 16 (фиг. 6, 11) с площадью 0.5-1% относительно площади крыла 2, улучшающими обтекание концевой части крыла 2 и снижающими лобовое сопротивление.
Законцовки 16 (фиг. 12) могут быть выполнены с площадью 2-4% относительно площади крыла 2, и при этом складными относительно продольных осей на расстоянии 85-90% полуразмаха крыла 2 от плоскости симметрии самолета.
На нижней поверхности крыла устанавлены обтекаемые пилоны 3 (фиг. 6, 7, 8, 11), на которых закреплены мотогондолы 4 (фиг. 6, 7, 8, 11) с турбореактивными двухконтурными двигателями. Пилоны 3 обеспечивают размещение мотогондол 4 впереди и ниже передней кромки крыла 2, что положительно сказывается на работе двигателей и снижает вредную аэродинамическую интерференцию.
Киль 5 (фиг. 6, 7, 8, 11) трапециевидной формы с площадью 16÷20% от площади крыла, удлинением λ=1.4÷1.55, сужением η=2.5÷3, симметричными профилями с относительной толщиной 9+11%, углом стреловидности по передней кромке 42÷47 градусов содержит двухсекционный руль направления 17 (фиг. 8, 11) с площадью 25-30% относительно площади киля 5. Размещение киля 5 от носовой части фюзеляжа 1 на расстоянии 77÷83% длины фюзеляжа 1 обеспечивает достаточную боковую устойчивость аэродинамической схемы.
Стабилизатор 6 (фиг. 6, 7, 8, 11) с относительной площадью 19-23% от площади крыла, удлинением λ=4.5÷6, сужением η=2.5÷3, симметричными профилями с относительной толщиной 9÷11%, углом стреловидности по передней кромке 34-38 градусов содержит двухсекционные рули высоты 18 (фиг. 6, 11) с площадью 22÷28% относительно площади стабилизатора 6. Размещение стабилизатора 4 от носовой части фюзеляжа 1 на расстоянии 84÷90% длины фюзеляжа 1 обеспечивает достаточную продольную статическую устойчивость аэродинамической схемы.
Шасси транспортного самолета состоит из носового шасси 7 (фиг. 7, 8) и основного шасси 8 (фиг. 6, 7, 8) и обеспечивает взлет, посадку и безопасное движение по взлетно-посадочной полосе. Носовое шасси 7 выполнено убирающимся и состоит из 1 пары двухколесных опор, основное шасси 8 выполнено убирающимся и состоит из 14 двухколесных опор.
В результате проведенных расчетно-экспериментальных исследований аэродинамической компоновки дозвукового транспортного самолета достигнут технический результат - повышение аэродинамического совершенства, улучшение топливной эффективности и достижение более высоких летно-технических характеристик за счет снижения лобового сопротивления.
Степень раскрытия устройства транспортного самолета достаточна для реализации изобретения в промышленности с достижением заявленного технического результата.
Перечень позиций и обозначений к изобретению «Транспортный самолет»:
1 - фюзеляж
2 - крыло
3 - пилон
4 - мотогондола
5 - киль
6 - стабилизатор
7 - носовое шасси
8 - основное шасси
9 - передний грузовой люк
10 - задний грузовой люк
11- предкрылок
12 - закрылок
13 - интерцептор
14 - воздушный тормоз
15 - элерон
16 - законцовка
17 - руль направления.
18 - руль высоты
19 - передний наплыв крыла
20 - задний наплыв крыла