Самолет

 

Сущность изобретения: корпус самолета выполнен из носового функционального модуля 7, фюзеляжа 1 и несущего модуля, содержащего крыло 2, двигатели 6, хвостовую часть фюзеляжа и хвостовое оперение 3. Двигатели 6 размещены на фюзеляже сверху, расположены за носовым модулем 7 и объединены в единый конструктивный модуль, расположенный от носа фюзеляжа в диапазоне 0,417 - 0,741 0,02 от общей длины фюзеляжа. Носовой модуль от носа фюзеляжа расположен в пределах до 0,417 - 0,484 длины фюзеляжа и без изменения внешних обводов и размеров фюзеляжа и всего самолета в целом выполнен или в виде пассажирской кабины 8 самолета бизнес-класса, или в виде кабины двухместного учебного самолета, или в виде кабины легкого боевого самолета. 8 з. п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к самолетостроению и может быть использовано при проектировании административных самолетов бизнес-класса, а также при проектировании учебно-тренировочных и легких боевых самолетов.

Из существующего уровня техники известен административный самолет бизнес-класса фирмы Веесh Aircraft "King Air" С 90 В, содержащий фюзеляж, низкорасположенное прямое крыло, хвостовое оперение, шасси, убираемое в полете, с носовой опорой и силовую установку из двух турбовинтовых двигателей (ТВД), установленных на крыле [1] Получению требуемого технического результата, ожидаемого от изобретения, такого как, например, повышение крейсерской скорости полета, препятствует выбор всей концепции самолета-аналога, в частности выбор силовой установки в виде ТВД с воздушными винтами.

Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип из существующего уровня техники, является самолет фирмы Cessna 525 "Citation Jet", рассчитанный на перевозку 6-8 человек и содержащий фюзеляж, низкорасположенное крыло, хвостовое оперение, трехопорное убирающееся в полете шасси с носовой опорой и силовую установку из двух газотурбинных двигателей, установленных на фюзеляже [2] Получению требуемого технического результата, ожидаемого от изобретения, такого, как, например, расширение функциональных возможностей самолета с целью использования его в административном, учебно-тренировочном и боевом вариантах, препятствует сама концепция, заложенная при проектировании прототипа, не предусматривающая использование его для каких-либо иных целей, кроме перевозки пассажиров по категории "бизнес-класс".

Задача, на решение которой направлено изобретение, создание самолета, способного выполнять различные функции при определенной внутренней компоновке без изменения внешних обводов (административный, или учебно-тренировочный, или боевой варианты). А технический же результат, получаемый от изобретения, как раз и заключается в реализации этого назначения.

Сущность изобретения заключается в том, что самолет, содержащий фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, трехопорное убирающееся в полете шасси с носовой опорой и силовую установку из двух газотурбинных двигателей, установленных на фюзеляже, выполнен состоящим из носового функционального модуля фюзеляжа и несущего модуля, содержащего крыло, силовую установку, хвостовую часть фюзеляжа и хвостовое оперение, двигатели силовой установки установлены на фюзеляже сверху, конструктивно расположены за носовым функциональным модулем фюзеляжа по полету и объединены в единый конструктивный модуль, расположенный в диапазоне от 0,417 до 0,741 0,02 от общей длины фюзеляжа, при этом носовой функциональный модуль от носа фюзеляжа расположен в пределах от 0,417-0,484 длины фюзеляжа и без изменения внешних обводов и размеров фюзеляжа и всего самолета в целом выполнен или в виде пассажирской кабины административного самолета бизнес-класса, или в виде снабженной системами учебного вооружения и аварийного покидания кабины двухместного учебно-тренировочного самолета с расположением кресел пилотов рядом друг с другом, или в виде кабины легкого боевого самолета, снабженной системами вооружения, защиты и аварийного покидания.

Координаты верхних точек обводов самолета на его боковой проекции от носа фюзеляжа до вертикального среза сопл двигателей силовой установки, отложенные от строительной горизонтали самолета, определяются следующим образом: Х 0 0,024 0,064 0,126 0,158 0,193 0,225 0,257 0,275 Y 0 0,016 0,032 0,048 0,055 0,080 0,107 0,118 0,120 Х 0,302 0,417 0,417 0,430 0,447 0,484 0,665 0,741 Y 0,123 0,123 0,134 0,171 0,177 0,177 0,177 0,171, где Х текущее относительное значение координаты длины строительной горизонтали Х к местоположению точки координаты L(X X/L), Y координата верхней точки обвода самолета на его боковой проекции.

Хвостовое вертикальное оперение может быть выполнено разнесенным без развала в виде вертикальных килей, закрепленных по концам консолей хвостового горизонтального оперения.

Хвостовое вертикальное оперение также может быть выполнено разнесенным с развалом с образованием некоторого угла U вертикального оперения в виде двух килей, закрепленных на хвостовом горизонтальном оперении.

Вертикальные кили могут быть выполнены стреловидными по передней кромке.

Самолет также может быть снабжен дополнительными сбраcываемыми или несбраcываемыми топливными баками, размещенными на концах консолей крыла. Крыло самолета может быть выполнено прямым трапециевидным. Крыло самолета также может быть выполнено с корневыми наплывами на передней кромке. Хвостовое горизонтальное оперение самолета может быть выполнено прямоугольным.

На фиг. 1 изображен самолет в компоновке административного, вид сбоку; на фиг. 2 то же, вид в плане; на фиг. 3 то же, вид спереди; на фиг. 4 самолет в компоновке учебно-тренировочного, вид сбоку; на фиг. 5 то же, вид в плане; на фиг. 6 то же, вид спереди; на фиг. 7 самолет в компоновке легкого боевого, вид сбоку; на фиг. 8 то же, вид в плане; на фиг. 9 то же, вид спереди.

Самолет содержит фюзеляж 1, крыло 2, хвостовое оперение 3, трехопорное убирающееся в полете шасси 4 с носовой опорой 5 и силовую установку из двух газотурбинных двигателей 6, установленных на фюзеляже 1. Самолет выполнен состоящим из носового функционального модуля 7 фюзеляжа 1 и несущего модуля, содержащего крыло 2, двигатели 6, хвостовую часть фюзеляжа 1 и хрестовое оперение 3. Двигатели 6 силовой установки размещены на фюзеляже 1 сверху, конструктивно расположены за носовым функциональным модулем 7 фюзеляжа 1 по полету объединены в единый конструктивный модуль, расположенный в диапазоне от 0,417 до 0,741 0,02 от общей длины фюзеляжа 1. Носовой функциональный модуль 7 фюзеляжа 1 без изменения внешних обводов и размеров фюзеляжа 1 и всего самолета в целом от носа фюзеляжа расположен в пределах от 0,417-0,484 длины фюзеляжа и выполнен в виде пассажирской кабины 8 административного самолета бизнес-класса, или в виде снабженной системами учебного вооружения и аварийного покидания (не показаны), кабины 9 двухместного учебно-тренировочного самолета с расположением кресел пилотов рядом друг с другом, или в виде снабженной системами вооружения защиты и аварийного покидания (не показаны) кабины 10 легкого боевого самолета.

Координаты верхних точек обводов самолета на его боковой проекции от носа фюзеляжа 1 до вертикального среза сопл двигателей 6 силовой установки, отложенные от строительной горизонтали самолета, определяются следующим образом: Х 0 0,024 0,064 0,126 0,158 0,193 0,225 0,257 0275
Y 0 0,016 0,032 0,048 0,055 0,080 0,107 0,118 0,120
Х 0,302 0,417 0,417 0,430 0,447 0,484 0,665 0,741
Y 0,123 0,123 0,134 0,171 0,177 0,177 0,177 0,171,
где Х текущее относительное значение координаты длины строительной горизонтали фюзеляжа, определяемой как отношение длины строительной горизонтали Х к местоположению точки текущей координаты L(X X/L),
Y координата верхней точки обвода самолета на его боковой проекции.

Для повышения дальности полета самолет может быть снабжен дополнительными сбраcываемыми или несбраcываемыми топливными баками 11, размещенными по концам консолей крыла 2. Само крыло 2 может быть выполнено прямым трапециевидным и с корневыми наплывами 12 по передней кромке.

Хвостовое горизонтальное оперение 13 самолета может быть выполнено прямоугольным.

Хвостовое вертикальное оперение самолета может быть выполнено разнесенным без развала в виде двух вертикальных килей 14, закрепленных на концах консолей хвостового горизонтального оперения 13. Хвостовое вертикальное оперение может быть выполнено разнесенным с развалом с образованием некоторого угла U вертикального оперения в виде двух килей 14, закрепленных на хвостовом горизонтальном оперении 13.

Самолет функционирует следующим образом.

При компоновке в варианте административного самолета бизнес-класса носовой функциональный модуль 7 выполняется как пассажирская кабина 8, рассчитанная на перевозку, например, шести пассажиров. Пассажиры размещаются в салоне кабины 8 в соответствии с ее внутренней компоновкой. Включаются двигатели 6, самолет совершает разбег и, оторвавшись от поверхности взлетно-посадочной полоcы, убрав шасси 4 и 5, совершает полет по заданному маршруту. При посадке после завершения полета указанные выше операции повторяются в обратном порядке.

При компоновке в варианте учебно-тренировочного самолета носовой функциональный модуль 7 фюзеляжа 1 выполняется как двухместная с расположением кресел пилотов рядом друг с другом кабина 9, снабженная системами учебного вооружения и аварийного покидания (не показаны). При этой компоновке в модуль устанавливаются дополнительные приборы (не показаны), катапультируемые кресла (не показаны) и т. д. Пилот-инструктор и курсант размещаются в кабине 9 рядом друг с другом, что повышает качество обучения, т. к. сохраняется мнемоника управления. После запуска двигателей 6 самолет способен выполнять полеты по заданной программе как учебно-тренировочный.

При компоновке в варианте легкого боевого самолета носовой функциональный модуль 7 фюзеляжа 1 выполняется в виде кабины 10 боевого самолета, снабженной системами вооружения, защиты и аварийного покидания (не показаны). При этой компоновке кабина 10 снабжается вооружением (не показано), дополнительными приборами (не показано), катапультируемым креслом (не показано), бронируется и т. д. Пилот занимает место в кабине 10 и после запуска двигателей 6 самолет способен выполнять полет с осуществлением функций легкого боевого самолета.

Следует отметить, что при всех вариантах компоновки носового функционального модуля 7 фюзеляжа 1 в виде кабин 8, 9 и 10 внешние обводы и размеры самого фюзеляжа 1 и всего самолета в целом не изменяются. Не изменяются также и характеристики центровки самолета, а взлетный вес свободно варьируется в пределах допустимого в соответствии с функциональным назначением и потребностью в устанавливаемом оборудовании.

Формула изобретения

1. САМОЛЕТ, содержащий фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, трехопорное убирающееся в полете шасси с носовой опорой и силовую установку из двух газотурбинных двигателей, установленных на фюзеляже, отличающийся тем, что самолет выполнен состоящим из носового функционального модуля фюзеляжа и несущего модуля, содержащего крыло, силовую установку, хвостовую часть фюзеляжа и хвостовое оперение, двигатели силовой установки установлены на фюзеляже сверху, конструктивно расположены за носовым функциональным модулем фюзеляжа по полету и объединены в единый конструктивный модуль, расположенный в диапазоне 0,417 - (0,741 0,02) общей длины фюзеляжа, при этом носовой функциональный модуль от носа фюзеляжа расположен в пределах 0,417 - 0,484 длины фюзеляжа и без изменения внешних обводов и размеров фюзеляжа и всего самолета в целом выполнен, или в виде пассажирской кабины административного самолета бизнес-класса, или в виде снабженной системами учебного вооружения и аварийного покидания кабины двухместного учебно-тренировочного самолета с расположением кресел пилотов рядом друг с другом, или в виде снабженной системами вооружения, защиты и аварийного покидания кабины легкого боевого самолета.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что координаты верхних точек обводов самолета на его боковой проекции от носа фюзеляжа до вертикального среза сопл двигателей силовой установки, отложенные от строительной горизонтали самолета, определяются по таблице

Y 0,016 0,032 0,048 0,055 0,080 0,107 0,118 0,120

Y 0,123 0,123 0,134 0,171 0,177 0,177 0,177 0,171
где X - текущее относительное значение координаты длины строителей горизонтали, определяемой как отношение длины относительной горизонтали X к местуположению точки координаты
Y - координата верхней точки отвода самолета на его боковой проекции.

3. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что его хвостовое вертикальное оперение выполнено разнесенным без развала в виде двух вертикальных килей, закрепленных по концам консолей хвостового горизонтального оперения.

4. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что его хвостовое вертикальное оперение выполнено разнесенным с развалом с образованием некоторого угла V вертикального оперения в виде двух килей, закрепленных на хвостовом горизонтальном оперении.

5. Самолет по пп. 3 и 4, отличающийся тем, что вертикальные кили выполнены стреловидными по передней кромке.

6. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что он снабжен дополнительными сбрасываемыми или несбрасываемыми топливными баками, размещенными на концах консолей крыла.

7. Самолет по п.1, отличающийся тем, что крыло самолета выполнено прямым трапециевидным.

8. Самолет по п.1, отличающийся тем, что крыло самолета выполнено с корневым наплывом по передней кромке.

9. Самолет по п.1, отличающийся тем, что его хвостовое горизонтальное оперение выполнено прямоугольным.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9