Дозвуковой пассажирский самолет

Авторы патента:


 

Полезная модель относится к области авиации, в частности, к пассажирским дозвуковым самолетам. Самолет содержит 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. Крыло выполнено с удлинением 11,3, а средняя аэродинамическая хорда крыла расположена на расстоянии 0,39-0,41 длины фюзеляжа от носа самолета. Использование полезной модели позволяет снизить эксплуатационные расходы, в том числе топлива, при эксплуатации самолета за счет улучшения летно-технических характеристик путем снижения балансировочных потерь. 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

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 11,5, стреловидности по линии четверти хорд 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 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 =3,5° до =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 =1,1 до =1,2 средней аэродинамической хорды крыла и от оси мотогондолы до хорды крыла в плоскости установки мотогондолы - в диапазоне от =0,25 до =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 =1,8° до =2,2°.

Еще в одном варианте реализации предлагаемой полезной модели стреловидность крыла по линии четверти хорд выполнена в диапазоне от =25° до =30°.

В другом варианте реализации предлагаемой полезной модели крыла выполнено с сужением в диапазоне от =3,0 до =4,0.

Также, еще в одном варианте реализации предлагаемой полезной модели средняя аэродинамическая хорда крыла составляет от ba=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 =4,5° до =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).

Крыло (2) выполнено с удлинением 11,3, со стреловидностью по линии четверти хорд в диапазоне от =25° до =30°, с сужением в диапазоне от =3,0 до =4,0, со средней аэродинамической хордой в диапазоне от ba=0,09 до ba=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 =3,5° до =0,8°.

Правая (3) и левая (4) консоли крыла (2) установлены под углом поперечного V в диапазоне от =4,5° до =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 =0,30 до =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 =1,1 до =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 =0,25 до =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 =1,8° до =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 =3,5° до =0,8° изменяются в положение полетной крутки, показанное на фиг. 5.

Профилировка крыла (2) обеспечивает возможность безопасной реализации максимального сбалансированного качества при величине коэффициента аэродинамической подъемной силы Су~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 11,3 и стреловидность по линии четверти хорд от =25° до =30°.

Параметр МКmах 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 МКmах 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%.

Вследствие обеспечения за счет Су~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 =1,1 до =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 =0,25 до =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%.

1. Дозвуковой пассажирский самолёт, содержащий 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 трёхопорное убираемое шасси, отличающийся тем, что крыло выполнено с удлинением 11,3, а средняя аэродинамическая хорда крыла расположена на расстоянии 0,39-0,41 длины фюзеляжа от носа самолета.

2. Дозвуковой пассажирский самолёт по п. 1, отличающийся тем, что установочные углы крутки сверхкритических опорных профилей крыла выполнены изменяющимися по размаху консоли в диапазоне от =3,5° до =0,8°, мотогондолы турбореактивных двигателей выполнены с размерами, соответствующими тяге каждого из них в диапазоне от R=0,14 до R=0,19 максимального взлётного веса самолёта при одинаковой степени двухконтурности этих двигателей в диапазоне от m=8,0 до m=13,0.

3. Дозвуковой пассажирский самолёт по п. 1, отличающийся тем, что фюзеляж на участке пассажирского салона выполнен овалообразным.

4. Дозвуковой пассажирский самолёт по п. 1, отличающийся тем, что мотогондолы турбореактивных двигателей установлены на расстояниях: от передней плоскости мотогондолы по её оси до передней кромки крыла в плоскости симметрии мотогондолы - в диапазоне от =1,1 до =1,2 средней аэродинамической хорды крыла и от оси мотогондолы до хорды крыла в плоскости установки мотогондолы - в диапазоне от =0,25 до =0,45 средней аэродинамической хорды крыла.

5. Дозвуковой пассажирский самолёт по п. 1, отличающийся тем, что левый и правый турбореактивный двигатель и их мотогондолы расположены относительно плоскости симметрии самолёта под положительным углом в диапазоне от =1,4° до =1,6° к оси турбореактивного двигателя, а в вертикальной плоскости симметрии мотогондола левого и правого турбореактивного двигателя расположена под положительным углом в диапазоне от =1,8° до =2,2°.

6. Дозвуковой пассажирский самолёт по п. 1, отличающийся тем, что стреловидность крыла по линии четверти хорд выполнена в диапазоне от =25° до =30°.

7. Дозвуковой пассажирский самолёт по п. 1, отличающийся тем, что крыло выполнено с сужением в диапазоне от =3,0 до =4,0.

8. Дозвуковой пассажирский самолёт по п. 1, отличающийся тем, что средняя аэродинамическая хорда крыла составляет от bа=0,09 до bа=0,10 его размаха.

9. Дозвуковой пассажирский самолёт по п. 1, отличающийся тем, что каждая консоль крыла установлена под углом поперечного V в диапазоне от =4,5° до =5,5°.

10. Дозвуковой пассажирский самолёт по п. 1, отличающийся тем, что каждая консоль крыла выполнена с прямолинейной - корневой и стреловидной задней кромками, сопряженными по кривой, описываемой сплайном третьего порядка.

11. Дозвуковой пассажирский самолёт по п. 1, отличающийся тем, что овалообразная наружная поверхность фюзеляжа на участке пассажирского салона выполнена с отношением высоты к ширине в диапазоне от =0,90 до =0,98.

12. Дозвуковой пассажирский самолёт по п. 1, отличающийся тем, что 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.



 

Похожие патенты:
Наверх