Результат интеллектуальной деятельности: ДОЗВУКОВОЙ ПАССАЖИРСКИЙ САМОЛЕТ

Изобретение относится к дозвуковым самолетам на 150-180 пассажиров.

Предшествующий уровень техники

Аналогами данного изобретения являются пассажирские самолеты А-320 и Боинг-737.

Ближайшим аналогом данного изобретения является самолет ближне-среднемагистральный по патенту РФ №2384463 (B64C 3/10).

Ближне-среднемагистральный самолет по патенту РФ №2384463, так же как и дозвуковой пассажирский самолет по данной заявке, содержит низко расположенное механизированное стреловидное крыло с удлинением λ≥11,5, стреловидностью 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 самолета по патенту РФ №2384463 неоптимально, вследствие чего не обеспечивается достижение наилучших летно-технических характеристик самолета.

Сущность изобретения

Изобретение решает задачу снижения расходов, в том числе топлива, при эксплуатации самолета за счет улучшения его летно-технических характеристик.

Решение поставленной задачи достигается в результате того, что в узкофюзеляжном дозвуковом самолете по данной заявке, содержащем низко расположенное механизированное стреловидное крыло с удлинением λ≥11,5, стреловидностью по линии четверти хорд χ 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, согласно изобретению установочные углы стапельной крутки сверхкритических опорных профилей крыла выполнены изменяющимися по размаху консоли в диапазоне от φ=3,5° до φ=0,8°, а мотогондолы турбореактивных двигателей - с размерами, соответствующими тяге каждого из них в диапазоне от R=0,14 до R=0,17 максимального взлетного веса самолета при одинаковой степени двухконтурности этих двигателей в диапазоне от m=11,0 до m=12,0, причем наружная поверхность фюзеляжа на участке пассажирского салона выполнена овалообразной.

С той же целью:

- Мотогондолы могут быть установлены на расстояниях: от передней плоскости мотогондолы по ее оси до передней кромки крыла в вертикальной 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 вертикальной плоскости симметрии мотогондолы - в диапазоне от ε=0,25 до ε=0,45 средней аэродинамической хорды крыла.

- По полету ось правого турбореактивного двигателя и его мотогондола 14 расположены 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 расположены относительно плоскости симметрии самолета под отрицательным углом в диапазоне от µ=1,4° до µ=1,6°, а в вертикальной плоскости симметрии обе мотогондолы - под положительным углом в диапазоне от θ=1,8° до θ=2,2°.

- Сужение крыла может быть выполнено в диапазоне от η=3,0 до η=4,0.

- Средняя аэродинамическая хорда крыла может составлять от b_а=0,09 до b_а=0,10 его размаха.

- Прямолинейная - корневая и стреловидная задние кромки каждой консоли крыла могут быть сопряжены по кривой, описываемой сплайном третьего порядка.

- Овалообразная наружная поверхность фюзеляжа на участке пассажирского салона может быть выполнена с отношением высоты к ширине в диапазоне от Σ=0,90 до Σ=0,98.

- Ширина прохода на участке пассажирского салона фюзеляжа между креслами может быть выполнена с возможностью прохода пассажира при нахождении в проходе стюардессы или стюарда с тележкой.

Перечень фигур чертежей

В дальнейшем изобретение поясняется конкретными примерами его выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображены:

Фигура 1 - общий вид самолета, вид сбоку.

Фигура 2 - общий вид самолета, вид сверху.

Фигура 3 - общий вид самолета, вид спереди.

Фигура 4 - сечение А-А фиг.2 в увеличенном масштабе, повернуто.

Фигура 5 - график углов полетной крутки профилей крыла по его размаху.

Фигура 6 - график зависимости MK_max-M_крейс.

Фигура 7 - график зависимости К_бал.-С_у.

Осуществление изобретения

Описываемый пассажирский самолет рассчитан на вместимость от 150 до 180 пассажиров и дальность полета в диапазоне от Н=3500 до Н=5000 км. Самолет содержит низко расположенное относительно фюзеляжа 1 механизированное стреловидное крыло 2.

Крыло 2 выполнено:

- с удлинением λ≥11,5,

- 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_а=0,09 до b_а=0,10 размаха крыла 2.

Крыло 2 образовано сверхкритическими опорными профилями (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°.

Консоль 3 или 4 крыла 2 установлена под углом поперечного V в диапазоне от ψ=4,5° до ψ=5,5°.

Прямолинейная - корневая 5 и стреловидная 6 задние кромки консоли 3 или 4 крыла 2 сопряжены по кривой 7, описываемой сплайном третьего порядка.

Механизация консоли 3 или 4 крыла 2 включает элерон 8, секционированные предкрылки 9, воздушные тормоза 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 Σ=0,90 до Σ=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 (фигура 4).

Самолет содержит два турбореактивных двигателя (не показаны) с одинаковой степенью двухконтурности в диапазоне от m=11,0 до m=12,0 и тягой каждого из них в диапазоне от R=0,14 до R=0,17 максимального взлетного веса самолета.

Мотогондолы 14 турбореактивных двигателей выполнены с размерами, соответствующими степени двухконтурности и тяге турбореактивных двигателей, и посредством пилонов 15 установлены под консолями 3 и 4 крыла 2 на 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 консоли 3 или 4 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 консоли 3 или 4 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 полету ось правого турбореактивного двигателя и его мотогондола 14 расположены 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 расположены относительно плоскости симметрии самолета под отрицательным углом в диапазоне от µ=1,4° до µ=1,6°, а в вертикальной плоскости симметрии обе мотогондолы - под положительным углом в диапазоне от θ=1,8° до θ=2,2°.

Самолет содержит горизонтальное 16 и вертикальное 17 хвостовое оперение с рулями 18 высоты и 19 направления и убираемое на время полета трехопорное шасси - переднее 20 и основное 21.

В процессе полета самолета на крейсерском режиме консоли 3 и 4 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 фигуре 5.

Профилировка крыла обеспечивает (фигура 7) возможность безопасной реализации максимального сбалансированного качества при величине коэффициента аэродинамической подъемной силы С_у~0,6 при полете со скоростью М~0,8. Это обеспечивает возможность поднять начальную высоту крейсерского полета с ~10700 м до ~11300 м при скорости полета, соответствующей максимальной дальности полета.

Сочетанием такой деформации с тем, что

- тяга каждого из турбореактивных двигателей составляет от R=0,14 до R=0,17 максимального взлетного веса самолета при одинаковой степени двухконтурности этих двигателей в диапазоне от m=11,0 до m=12,0,

- размеры мотогондол 14 соответствуют тяге и степени двухконтурности двигателей,

- низко расположенное крыло 2 имеет удлинение λ≥11,5 и стреловидность по линии четверти хорд от χ=25° до χ=30°,

достигается высокое аэродинамическое качество при крейсерском полете со скоростью в диапазоне от 0,78 до 0,82 скорости звука, как показано на фигуре 6.

Параметр МК_max 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_max сопровождается уменьшением потребного абсолютного и относительного расхода топлива (Gтопл./Gвзлета) при одинаковых условиях полета. Повышение параметра МК_max приводит к уменьшению взлетной массы самолета и необходимой взлетной тяги при фиксированной тяговооруженности, характерной для данного класса пассажирских самолетов. Это, в свою очередь, приводит к уменьшению необходимой площади крыла, вертикального и горизонтального оперения при одновременном снижении аэродинамических и инерционных нагрузок на планер самолета.

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 С_у~0,6 при М~0,8 регулярных и безопасных крейсерских полетов в диапазоне высот от Н=11000 м до Н=12500 м, ранее используемых, в основном, только 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 консоли 3 или 4 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 консоли 3 или 4 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 выполнена овалообразной формы с отношением высоты к ширине в диапазоне от Σ=0,90 до Σ=0,98, существенно улучшаются параметры грузового отсека самолета. Уменьшается время, необходимое для загрузки и разгрузки грузового отсека, и соответственно уменьшается необходимое время оборота самолета в аэропорту.

Вследствие того, что ширина прохода на участке 13 фюзеляжа 1 между креслами выполнена с возможностью прохода пассажира средней комплекции при нахождении в проходе стюардессы или стюарда с 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%.