ДОЗВУКОВОЙ ПАССАЖИРСКИЙ САМОЛЕТ

Область техники, к которой относится полезная модель
Полезная модель относится к области авиации, а более конкретно - к дозвуковым пассажирским самолетам.
Уровень техники
Из уровня техники известно множество типов пассажирских самолетов. 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).
Из публикации патента RU 2277058 С2, опубл. 10.03.2003, известен магистральный самолет переменной пассажировместимости, который состоит из фюзеляжа, стреловидного крыла, вертикального и горизонтального оперения, рулей направления и высоты, органов управления, самолетных систем и оборудования. Крыло образовано центропланом и переходными отсеками, формирующими общую площадь крыла как прямую функцию полезной нагрузки, причем соотношение размеров переходного отсека и отъемной части крыла выбирают из условия сохранения отношения координат центра давления и средней аэродинамической хорды приблизительно постоянным.
Наиболее близким аналогом заявленной полезной модели является самолет ближне-среднемагистральный, см. патент РФ №2384463, опубл. 20.03.2010. Ближне-среднемагистральный самолет содержит низко расположенное механизированное крыло, средняя аэродинамическая хорда которого находится на расстоянии 0,41-042 длины фюзеляжа от носа самолета, при удлинении λ≥11,5, стреловидности по линии четверти хорд χ≥26,5° и со сверхкритическими профилями, расположенными под изменяющимися по размаху консоли установочными углами крутки, два турбореактивных двигателя, мотогондолы которых посредством пилонов установлены под консолями крыла, а также хвостовое оперение с рулями высоты и направления и трехопорное убираемое шасси. Сочетание конструктивных элементов указанного самолета, а также расположение средней аэродинамической хорды крыла не является оптимальным, вследствие чего не обеспечивается достижение наилучших летно-технических характеристик самолета.
Сущность полезной модели
Задачей, решаемой заявленной полезной моделью является снижение эксплуатационных расходов.
Технический результат заявленной полезной модели заключается в снижении расходов, в том числе топлива, при эксплуатации самолета за счет улучшения летно-технических характеристик путем снижения балансировочных потерь.
Указанный технический результат достигается предлагаемым дозвуковым пассажирским самолетом, содержащим фюзеляж, хвостовое оперение, низко расположенное механизированное стреловидное крыло, выполненное с удлинением, со средней аэродинамической хордой, смещенной от носа самолета, со стреловидностью по линии четверти хорд и со сверхкритическими опорными профилями, расположенными под изменяющимися по размаху консоли установочными углами крутки, два турбореактивных двигателя, мотогондолы которых посредством пилонов установлены под консолями крыла, а также хвостовое оперение с рулями высоты и направления и трехопорное убираемое шасси, причем крыло предлагаемого дозвукового пассажирского самолета выполнено с удлинением λ≥11,3, а средняя аэродинамическая хорда крыла расположена на расстоянии 0,39-0,41 длины фюзеляжа от носа самолета.
В одном из вариантов реализации предлагаемого дозвукового пассажирского самолета, установочные углы крутки сверхкритических опорных профилей крыла выполнены изменяющимися по размаху консоли в диапазоне от φ=3,5° до φ=0,8°, мотогондолы турбореактивных двигателей выполнены с размерами, соответствующими тяге каждого из них в диапазоне от R=0,14 до R=0,19 максимального взлетного веса самолета при одинаковой степени двухконтурности этих двигателей в диапазоне от m=8,0 до m=13,0,
В другом варианте реализации предлагаемой полезной модели фюзеляж на участке пассажирского салона выполнен овалообразным.
В частном случае выполнения предлагаемой полезной модели мотогондолы турбореактивных двигателей установлены на расстояниях: от передней плоскости мотогондолы по ее оси до передней кромки крыла в плоскости симметрии мотогондолы - в диапазоне от γ=1,1 до γ=1,2 средней аэродинамической хорды крыла и от оси мотогондолы до хорды крыла в плоскости установки мотогондолы - в диапазоне от ε=0,25 до ε=0,45 средней аэродинамической хорды крыла.
В другом частном случае выполнения предлагаемой полезной модели левый и правый турбореактивный двигатель и его мотогондола расположены относительно плоскости симметрии самолета под положительным углом в диапазоне от µ=1,4° до µ=1,6° к оси турбореактивного двигателя, а в вертикальной плоскости симметрии мотогондола левого и правого турбореактивного двигателя расположена под положительным углом в диапазоне от θ=1,8° до θ=2,2°.
Еще в одном варианте реализации предлагаемой полезной модели стреловидность крыла по линии четверти хорд выполнена в диапазоне от χ=25° до χ=30°.
В другом варианте реализации предлагаемой полезной модели крыла выполнено с сужением в диапазоне от η=3,0 до η=4,0.
a
Также, еще в одном варианте реализации предлагаемой полезной модели средняя аэродинамическая хорда крыла составляет от b=0,09 до Ьа=0,10 его размаха.
Еще в одном варианте реализации предлагаемой полезной модели каждая консоль крыла установлена под углом поперечного V в диапазоне от ψ=4,5° до ψ=5,5°.
Еще в одном из вариантов реализации предлагаемой полезной модели каждая консоль крыла выполнена с прямолинейная - корневой и стреловидной задней кромкой, сопряженных по кривой, описываемой сплайном третьего порядка.
Также, еще в одном частном случае реализации предлагаемой полезной модели овалообразная наружная поверхность фюзеляжа на участке пассажирского салона выполнена с отношением высоты к ширине в диапазоне от ∑=0,90 до ∑=0,98.
В другом варианте реализации предлагаемой полезной модели фюзеляж выполнен с участком пассажирского салона с креслами, при этом ширина прохода на участке пассажирского салона фюзеляжа между креслами выполнена с возможностью обеспечения прохода пассажира при нахождении в упомянутом проходе стюардессы или стюарда с тележкой по меньшей мере и составляет по меньшей мере 1,3 ширины спинки пассажирского кресла.
Краткое описание чертежей
Детали, признаки, а также преимущества настоящей полезной модели следуют из описания примеров выполнения заявленной полезной модели с использованием чертежей, на которых показано:
фиг. 1 - общий вид самолета, вид сбоку;
фиг. 2 - общий вид самолета, вид сверху;
фиг. 3 - общий вид самолета, вид спереди;
фиг. 4 - сечение А-А.
На фигурах позициями обозначены следующие элементы конструкции предлагаемого дозвукового пассажирского самолета:
фюзеляж (1); крыло (2); правая консоль крыла (3); левая консоль крыла (4); корневая задняя кромка консолей крыла (5); стреловидная задняя кромка консолей крыла (6); кривая (7); элерон (8); секционные предкрылки (9); воздушный тормоз (10); интерцептор (11); закрылки (12); участок пассажирского салона (13); мотогондола (14); пилон (15); горизонтальное хвостовое оперение (16); вертикальное хвостовое оперение (17); руль высоты (18); руль направления (19); переднее шасси (20); основное шасси (21).
Раскрытие полезной модели
Заявленный пассажирский самолет обеспечивает на вместимость от 150 до 180 пассажиров и дальность полета в диапазоне от H=3500 до H=5000 км.
Самолет содержит низко расположенное относительно фюзеляжа (1) механизированное стреловидное крыло (2).
a
a
Крыло (2) выполнено с удлинением λ≥11,3, со стреловидностью по линии четверти хорд в диапазоне от χ=25° до χ=30°, с сужением в диапазоне от η=3,0 до η=4,0, со средней аэродинамической хордой в диапазоне от b=0,09 до b=0,10 размаха крыла 2. При этом средняя аэродинамическая хорда крыла расположена на расстоянии 0,39-0,41 длины фюзеляжа от носа самолета.
Крыло (2) образовано сверхкритическими опорными профилями (на фиг. не показаны), которые расположены под установочными углами стапельной крутки, изменяющимися по размаху консоли (3) или (4) в диапазоне от φ=3,5° до φ=0,8°.
Правая (3) и левая (4) консоли крыла (2) установлены под углом поперечного V в диапазоне от ψ=4,5° до ψ=5,5°.
Прямолинейные корневая (5) задняя кромка и стреловидная (6) задняя кромка правой (3) и левой (4) консолей крыла (2) сопряжены по кривой (7), описываемой сплайном третьего порядка.
Механизация правого (3) и левого консолей (4) крыла (2) включает элерон (8), секционированные предкрылки (9), воздушный тормоз (10), интерцепторы (11) и закрылки (12).
Наружная поверхность фюзеляжа (1) на участке (13) пассажирского салона выполнена овалообразной с отношением высоты к ширине в диапазоне от ∑=0,90 до ∑=0,98.
Ширина прохода на участке (13) пассажирского салона фюзеляжа (1) между креслами выполнена с возможностью прохода пассажира средней комплекции при нахождении в проходе стюардессы с тележкой (фиг. 4).
Самолет содержит два турбореактивных двигателя (на фиг. не показаны) с одинаковой степенью двухконтурности в диапазоне от m=8,0 до m=13,0 и тягой каждого из них в диапазоне от R=0,14 до R=0,19 максимального взлетного веса самолета.
Мотогондолы (14) турбореактивных двигателей выполнены с размерами, соответствующими степени двухконтурности и тяге турбореактивных двигателей, и посредством пилонов (15) установлены под правой (3) и левой (4) консолями крыла (2) на следующих расстояниях:
- от оси мотогондолы (14) до плоскости симметрии самолета - в диапазоне от ρ=0,30 до ρ=0,35 размаха крыла (2),
- от передней плоскости мотогондолы (14) по ее оси до передней кромки правой (3) и левой (4) консолей крыла (2) в плоскости установки мотогондолы (14) - в диапазоне от γ=1,1 до γ=1,2 средней аэродинамической хорды крыла (2),
- от оси мотогондолы (14) до хорды правой (3) и левой (4) консолей крыла (2) в плоскости установки мотогондолы (14) - в диапазоне от ε=0,25 до ε=0,45 средней аэродинамической хорды крыла (2) участке (13) фюзеляжа (1).
По направлению полета, ось правого турбореактивного двигателя и его мотогондола (14) расположена относительно плоскости симметрии самолета под положительным углом в диапазоне от µ=1,4° до µ=1,6°, ось левого турбореактивного двигателя и его мотогондола (14) расположена относительно плоскости симметрии самолета под отрицательным углом в диапазоне от µ=1,4° до µ=1,6°, а в вертикальной плоскости симметрии обе мотогондолы расположены под положительным углом в диапазоне от θ=1,8° до θ=2,2°.
Предлагаемый дозвуковой пассажирский самолет содержит горизонтальное (16) и вертикальное (17) хвостовое оперение с рулями высоты (18) и направления (19) и убираемое на время полета трехопорное шасси: переднее (20) и основное (21).
В процессе полета самолета на крейсерском режиме правая (3) и левая (4) консоли крыла (2) под действием набегающего потока воздуха деформируются. Углы крутки сверхкритических опорных профилей из положения установочных углов стапельной крутки по размаху консоли в диапазоне от φ=3,5° до φ=0,8° изменяются в положение полетной крутки, показанное на фиг. 5.
у
Профилировка крыла (2) обеспечивает возможность безопасной реализации максимального сбалансированного качества при величине коэффициента аэродинамической подъемной силы С~0,6 при полете со скоростью М~0,8 (см. фиг. 7). Для минимизации балансировочных потерь необходимо проводить крейсерский полет при максимально сдвинутых назад центрах масс самолета. Это достигается путем сдвига крыла и соответственно средней аэродинамической хорды крыла вперед. За счет этого обеспечивается возможность поднять начальную высоту крейсерского полета с ~10700 м до ~11300 м при скорости полета, соответствующей максимальной дальности полета.
Высокое аэродинамическое качество при крейсерском полете со скоростью в диапазоне от 0,78 до 0,82 скорости звука достигается сочетанием деформации крыла и реализации задних центровок в крейсерском полете (см. фиг. 6) со следующими параметрами:
- тяга каждого из турбореактивных двигателей составляет от R=0,14 до R=0,19 максимального взлетного веса самолета при одинаковой степени двухконтурности этих двигателей в диапазоне от m=8,0 до m=13,0;
- размеры мотогондол (14) соответствуют тяге и степени двухконтурности двигателей;
- низко расположенное крыло (2) имеет удлинение λ≥11,3 и стреловидность по линии четверти хорд от χ=25° до χ=30°.
mах
mах
Параметр МК является показателем аэродинамического совершенства пассажирского самолета. Одним из основных требований, предъявляемых рынком пассажирских перевозок к перспективным авиалайнерам, является повышение крейсерской скорости полета на максимальной дальности. Повышение параметра МК позволяет уменьшить взлетную тягу при фиксированной тяговооруженности, характерной для данного класса пассажирских самолетов, что позволяет, в свою очередь, уменьшить расход топлива на всех режимах полета.
Минимизация снаряженного и взлетного веса самолета при одинаковой транспортной работе обеспечивает снижение прямых эксплуатационных расходов на ~3%.
Увеличение топливной эффективности самолета обеспечивает снижение прямых эксплуатационных расходов на ~4%.
у
Вследствие обеспечения за счет С~0,6 при М~0,8 регулярных и безопасных крейсерских полетов в диапазоне высот от H=11000 м до H=12500 м, ранее используемых в основном административными самолетами, снижается рабочая нагрузка на авиадиспетчеров и повышается эффективность управления воздушным движением.
Вследствие того, что мотогондолы (14) установлены на расстояниях:
- от передней плоскости по оси мотогондолы (14) до передней кромки правой (3) и (4) левой консолей крыла (2) в плоскости симметрии мотогондолы (14) - в диапазоне от γ=1,1 до γ=1,2 средней аэродинамической хорды крыла (2),
- от оси мотогондолы (14) до хорды правой (3) и левой (4) консолей крыла (2) в плоскости симметрии мотогондолы (14) - в диапазоне от ε=0,25 до ε=0,45 средней аэродинамической хорды крыла (2), существенно улучшаются летные характеристики самолета.
Оптимальное взаимное пространственное расположение фюзеляжа (1), крыла (2) и мотогондол (14) минимизирует интерференционные потери, что способствует приросту максимального аэродинамического качества порядка ~1%.
Вследствие того, что наружная поверхность фюзеляжа (1) на участке (13) пассажирского салона выполнена овалообразной формы с отношением высоты к ширине в диапазоне от ∑=0,90 до ∑=0,98, существенно улучшаются параметры грузового отсека самолета. Кроме того, уменьшается время, необходимое для загрузки и разгрузки грузового отсека, и, соответственно, уменьшается необходимое время оборота самолета в аэропорту.
Ширина прохода на участке (13) пассажирского салона фюзеляжа (1) между креслами выполнена в 1,3 раза больше ширины спинки кресла. Вследствие того, что ширина прохода на участке (13) пассажирского салона фюзеляжа (1) между креслами выполнена с возможностью прохода пассажира средней комплекции при нахождении в проходе стюардессы или стюарда со стандартной тележкой, при эксплуатации самолета на земле, существенно повышается комфортность самолета в полете. За счет большей скорости посадки и выхода пассажиров соответственно уменьшается необходимое время оборота самолета в аэропорту.
Вследствие снижения времени обслуживания самолета для повторного вылета обеспечивает увеличение годового налета каждого самолета на ~1%.