САМОЛЕТ МЕСТНЫХ ВОЗДУШНЫХ ЛИНИЙ

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке самолетов местных воздушных линий пассажировместимостью 18-24 места.

Известны схемы самолетов местных воздушных линий (общего назначения) с двумя поршневыми или турбовинтовыми двигателями, расположенными на крыле. Нормы летной годности гражданских легких самолетов (АП-23, FAR-23) требуют обеспечения клиренса между землей и воздушным винтом при обжатой амортизации шасси не менее 228 мм. Это требование может быть выполнено при использовании компоновочной схемы высокоплан (например, Domier Do-228), что приводит к увеличению площади миделевого сечения фюзеляжа и снижению плавучести самолета при посадке на воду или в схеме низкоплан (например, Fairchild "Metro" 23), при увеличении поперечного V крыла с одновременным увеличением расстояния от плоскости симметрии самолета до оси вращения винта и высоты стоек шасси (см. интернет-сайт www.avia-museum.narod.ru). Известны также схемы региональных самолетов с силовой установкой из двух двигателей в гондолах, размещенных на фюзеляже за крылом (см. патенты РФ №2244660, В64С 1/00, 2003 г., №2382718, В64С 1/00, 2008 г.; заявка РФ №2003126712, В64С 1/00, 2005 г.).

Недостатком самолетов с двигателями, размещенными на крыле, является ухудшение пилотажных характеристик при отказе одного из двигателей, вызванное несимметричностью тяги и несимметричностью аэродинамических характеристик консолей крыла при изменении обдувки струями винтов.

Известен самолет-амфибия с единственным двигателем на вертикальном оперении (см. заявка на промышленный образец №2002501517, МКПО 12-07, 2004 г.), а также самолет местных воздушных линий Britten-Norman BN-2A Mk III Trislander, принятый за прототип и содержащий фюзеляж, крыло, хвостовое оперение и силовую установку из трех двигателей, один из которых с воздушным винтом расположен на усиленном вертикальном оперении (см. интернет-сайт www.airwar.ru).

При размещении двигателя на киле выше строительной оси фюзеляжа возрастает момент инерции самолета относительно оси z (поперечной оси), что ухудшает характеристики демпфирования в продольном канале.

Задачей и техническим результатом изобретения являются разработка самолета местных воздушных линий, обеспечивающего повышенную безопасность при отказе одного из двух двигателей путем снижения скорости сваливания благодаря исключению несимметричности обтекания и тяги винтового движителя относительно плоскости симметрии самолета, а также повышение комфорта за счет увеличения диаметра фюзеляжа и снижения шума винта в кабине.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в самолете местных воздушных линий, содержащем фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, силовую установку из двух двигателей и воздушный винт, двигатели расположены внутри хвостовой части фюзеляжа и объединены главным редуктором с возможностью передачи крутящего момента через трансмиссию и угловой редуктор к соосному многолопастному винту. Винт размещен на киле крестообразного хвостового оперения за гермоднищем пассажирского салона выше верхней поверхности фюзеляжа. Центроплан низко расположенного крыла трапециевидной формы в плане размещен под полом пассажирского салона без увеличения миделя фюзеляжа, который выполнен с удлинением 5-6.

Технический результат достигается также тем, что в самолете угловой редуктор установлен в «перекрестии» киля и стабилизатора, обеспечивая обдувку хвостового оперения.

Технический результат достигаются также тем, что при отказе одного из двигателей в самолете осуществлена возможность передачи мощности от работающего двигателя на электрогенератор, гидронасос и винт.

На Фиг.1 показан общий вид предлагаемого самолета в трех проекциях. На Фиг.2 - компоновочная схема самолета. На Фиг.3 - сравнение габаритных размеров предлагаемого самолета с одним из аналогов - самолетом Fairchild "Metro" 23, имеющими одинаковое назначение и пассажировместимость.

Самолет имеет крыло 1, фюзеляж 2, крестообразное хвостовое оперение 3 (Фиг.1), силовую установку из двух турбовинтовых двигателей 4 с соосным воздушным винтом 5, ось вращения которого размещена в зоне пересечения вертикального и горизонтального оперений (Фиг.2). Остальные компоненты и функциональные системы условно не показаны.

Прямое крыло 1 трапециевидной формы в плане имеет переменную в направлении размаха профилировку (относительная толщина профиля крыла в сечении по борту фюзеляжа с=18-16%, в концевом сечении 12-10%). Прямое крыло достаточно большой относительной толщины позволяет отказаться от механизации передней кромки и достичь ламинарного участка значительной протяженности при обтекании профиля на крейсерском режиме полета самолета.

Фюзеляж 2 относительно малого удлинения (λ_ф=5-6) цилиндрической формы кругового поперечного сечения (Фиг.2) с диаметром 2,3-2,5 м в районе пассажирской кабины. Это позволяет расположить в пассажирской кабине 18-24 кресла по схеме 2+1 с проходом шириной 381-420 мм и при высоте салона ~1,85 м, т.е. обеспечить комфорт, близкий к магистральным самолетам. Наличие аварийных выходов типа I в передней и задней частях пассажирской кабины облегчает эвакуацию пассажиров при аварийной посадке. Центроплан низко расположенного крыла 6 (Фиг.2) может быть размещен под полом салона без значительного увеличения миделя фюзеляжа, который выполнен с удлинением 5-6. Хвостовая (закабинная) часть фюзеляжа с удлинением, обеспечивающим безотрывное обтекание фюзеляжа, имеет достаточный объем для размещения рядом двух двигателей 4. Такое размещение двигателей не увеличивает мидель самолета и облегчает обслуживание двигателей в эксплуатации.

Хвостовое оперение 3 крестообразной формы имеет неподвижную часть вертикального оперения (киль) и руль высоты, а также неподвижную часть горизонтального оперения (стабилизатор) и руль высоты. Обдув оперения струей винта повышает эффективность рулей высоты и направления. Влияние режима работы двигателя (винта) может компенсироваться автоматическим отклонением руля высоты.

Силовая установка (фиг.2) состоит из двух турбовинтовых (турбовальных) или поршневых двигателей 4, главного редуктора 7, трансмиссионного вала (валов) 8, углового редуктора 9 и многолопастного соосного воздушного винта изменяемого шага 5. Крутящий момент от двигателей через обгонные муфты (не показано) передается на главный редуктор и затем через трансмиссию и угловой редуктор - к винту. Через главный редуктор подводится мощность к электрогенератору и насосу гидросистемы. При отказе одного из двигателей обгонная муфта отключает отказавший двигатель и на винт, электрогенератор и гидронасос подается мощность от одного двигателя. Угловой редуктор размещается в «перекрестии» киля и стабилизатора, обеспечивая обдувку оперения, что повышает его эффективность на малых скоростях полета. Руль высоты имеет сервопривод для компенсации изменения подъемной силы горизонтального оперения при изменении тяги винта. Размещение плоскости винта за гермоднищем пассажирского салона выше верхней поверхности фюзеляжа снижает уровень шума в кабине и на местности.

Разработанная схема самолета обеспечивает малую скорость сваливания самолета благодаря отсутствию несимметричности обтекания крыла при отказе одного из двух двигателей. Кроме этого, за счет повышения эффективности механизации, размещенной вдоль всей задней кромки (без разрывов в районе установки двигателей), появляется возможность использования чрезвычайного режима работающего двигателя без появления моментов рысканья и крена. Единый главный редуктор обеспечивает привод электрогенератора и гидронасоса при отказе одного из двигателей. Низко расположенное крыло обеспечивает самолету плавучесть при аварийной посадке на воду с ватерлинией, не превышающей плоскость пола пассажирской кабины.

Таким образом, удается создать самолет местных воздушных линий пассажировместимостью 18-24 места с повышенным уровнем безопасности, комфорта для пассажиров и улучшенными экологическими характеристиками.