Літак

1. Літак, що містить фюзеляж (1), крило (2), горизонтальне оперення (3), шасі (4), двигуни (5) і здвоєне вертикальне оперення (6), який відрізняється тим, що горизонтальне оперення змонтовано на пілоні (7), закріпленому над кабіною (8) пілотів, а здвоєне вертикальне оперення встановлено похило по бортах (9) хвостової частини фюзеляжу (10), ширина якої дорівнює ширині середньої частини (11) фюзеляжу. C2 2 UA 1 3 85130 середньої вантажності наприклад, Ан-26, Ан-12, Ан-70 та інші потребують підвищення безпеки і економічності при експлуатації завдяки більш ефективному використанню корисних властивостей профілю крила, а саме коефіцієнта підйомної сили. Недовикористання коефіцієнту підйомної сили Су профілю крила (Фіг.1), передбачено з метою підвищення безпеки польотів, щоб на крилі не з'явився небажаний критичний стан - зрив потоку і "звалювання" на крило через несиметричність аеродинамічного стану при обтіканні крила - зліва і праворуч від фюзеляжу. Недовикористання корисних властивостей профілю крила, негативно впливає на економіку і аеродинамічні характеристики літака. Проте з цим рахуються через відсутність гарантії не опинитися в небезпечній ситуації коли може бути зрив потоку на крилі внаслідок випадкової дії пілота, або попадання літака в інтенсивний негоризонтальний потік повітря, що виникає із-за неоднакового нагріву поверхні землі (рілля, луг, ліс, вода і т.п.), або при появі повітряного вихору через грозові явища атмосфери. В результаті може бути "підхоплення", або дія низхідних потоків на горизонтальне оперення через що літак кабрирує і виходить на критичні кути атаки з появою штопору [літак Ту-154, газета "Известия" 10.11.2006р.]. Враховуючи, що не всі пілоти володіють навиками виведення літака з штопору, та з метою убезпечитись від штопору, доводиться експлуатувати літак з недовикористаним коефіцієнтом підйомної сили, що знижує економіку літака і його льотні якості. Навіть найдосвідченіший льотчик-космонавт на літаку МіГ-15(УТІ) вивів його з штопора, але висоти було вже не достатньо. [Н.Качоровській, Авіація і космонавтика №3, 2004р. Стор.45], що показано на Фіг.3. Відомо, що літак з гордістю називають "сталевим птахом". Проте таке порівняння із створенням природи надто втішне оскільки аеродинамічні чинники літака істотно відрізняються, особливо при зльоті, посадці і при великих кута х атаки у польоті з підвищеними швидкостями вертикальних потоків повітря, що знижує ступінь безпеки експлуатації літаків. У птаха підйомна сила створюється при зльоті і при посадці, а також при малих швидкостях польоту, не тільки крилом, але і горизонтальним оперенням (хвостом), яке вона розширює у вигляді віяла. У літака ж, щоб здійснити зліт або посадку, руль висоти горизонтального оперення відхилюють вгору для отримання аеродинамічної сили, діючої вниз на горизонтальне оперення, щоб повернути літак, підвівши ніс і опустивши задню частину літака, при цьому збільшується кут атаки крила. Сила, що діє вниз на горизонтальне оперення залежить від площі горизонтального оперення, яка може складати 25% площі крила і вимагає істотно підвищувати підйомну силу крила, щоб підтримувати літак в повітрі. Тобто від підйомної сили крила віднімається сила, діюча вниз від горизонтального оперення, що показане на Фіг.2. У птаха аеродинамічна сила, діюча на горизонтальне оперення, направлена вгору, допомагаю 4 чи крилу, а у літака - вниз, що істотно знижує підйомну силу крила. Крім того, у сучасних літаків їх фюзеляжі мають проблему визначення габаритів, об'єму і площі вантажної підлоги. Одним із способів вирішення цієї проблеми - збільшення довжини фюзеляжу. Проте, цей шлях приводить до труднощів в експлуатації при визначенні положення центру ваги, до збільшення небажаної дії бокового вітру, погіршуючого курсову стійкість, до збільшення маси7 моменту інерції, а також збільшується опір через вплив подовження фюзеляжу оскільки збільшуєть ся коефіцієнт опору фюзеляжу [Проектування літаків, Н.А. Фомін, M. 1961г., стр.259, 260]. Відомий літак підвищеної вантажності Lockheed C-5A"Galaxy" [Das grobe Flugzeug Tupenbuch, Berlin, 1977г., стор.516]. Проте у даного літака горизонтальне оперення зменшує підйомну силу крила, а фюзеляж виконано двоповерховим. На нижньому поверсі - вантажне приміщення, а на другому поверсі розміщуються люди, що погіршує їх розміщення. Для розміщення вантажів виконано носовий люк і хвостовий. Оскільки фюзеляж в його хвостовій частині має звуження як по вертикалі так і по горизонталі, то стулки люка мають складну конструкцію щоб забезпечити доступ в задній люк. Наявність переднього і заднього люків призводить до збільшення маси конструкції, її ускладнення і погіршення експлуатації. Крім того літак може потрапити в штопор, що знижує безпеку і погіршує економічні показники. Відомий літак А640-Н2 Ербас Індастрі [журнал Експрес інформація ЦАГИ, серія Авіаційна і ракетна техніка №1558, 5.06.1989р., стор.3] в якому міститься три фюзеляжі із загальним горизонтальним оперенням, яке при зльоті і посадці значно зменшує підйомну силу крила. А три окремо розміщених фюзеляжі збільшують аеродинамічний опір через інтерференцію і не дозволяє мати люків достатніх розмірів, щоб транспортувати великогабаритні вантажі. Вказані чинники не можуть забезпечити конкурентоспроможність. Відомий літак з фюзеляжем у вигляді двох часток [патент України В64С1/00 №12317], у якого горизонтальне оперення на зльоті і посадці зменшує підйомну силу, створювану крилом і не виключає можливості потрапити в штопор, а хвостова частина фюзеляжу, що звужується в двох площинах, не дозволяє мати люк через який можливо було б розміщувати великогабаритні вантажі. Така компоновка, хоча і має прогресивну конструкцію фюзеляжу з двох часток, не забезпечує підвищену економіку літака і належну безпеку, виключаючи штопор. Метою винаходу є підвищення безпеки і економічності експлуатації літака. Зазначена мета досягається тим, що запропонований літак, який має основні його частини, як у традиційних: фюзеляж, крило, горизонтальне оперення, шасі, двигуни і вертикальне оперення, але запропонований літак виконаний з істотними відмінностями. Так, горизонтальне оперення змонтовано на пілоні, який закріплений над кабіною пілотів, а здвоєне вертикальне оперення встановлено під кутом нахилу, наприклад під 45° по бортах хвостової час 5 85130 тини фюзеляжу. При цьому горизонтальне оперення має ламінарне аеродинамічне обтікання через що забезпечується його ефективність, а на пілоні горизонтального оперення виконаний додатковий руль повороту з доста тньою його ефективністю при малому подовженні, оскільки циркуляція обмежена горизонтальним оперенням і фюзеляжем. Горизонтальне оперення має позитивний кут атаки, який дозволяє одержати підйомну силу додатково до підйомної сили крила. При цьому кут атаки горизонтального оперення прийнятий більше кута атаки крила, щоб на горизонтальному оперенні раніше, ніж на крилі виникав би зрив потоку, що зменшувало б підйомну аеродинамічну силу горизонтального оперення. Це призведе до зменшення кута тангажа літака через що не буде закритичного кута атаки крила і зриву потоку на правому і лівому крилі, що не допустить звалювання літака на крило. Це дозволить використовувати бажані і безпечні кути атаки, що дає можливість використовувати підвищений коефіцієнт підйомної сили крила. Тому підвищиться вантажопідйомність, а отже і економічність, і безпека польотів, виключаючи штопор. Передня частина фюзеляжу виконана такою, що звужується в плані від середньої частини до кабіни пілотів з достатнім для неї об'ємом. Фюзеляж, що має дві симетричні половини, розділені перегородкою по осі симетрії для сприйняття сил від надмірного тиску, в середній частині виконаний з постійними розмірами по ширині і висоті для розміщення великогабаритних вантажів, а в передній частині виконаний двоповерховим для розміщення людей і розділених між собою гермошпангоутом з дверима. Хвостова (задня) частина фюзеляжу виконана по ширині рівній ширині середньої частини фюзеляжу, і виконаний загальний люк для двох симетричних половин середньої частини фюзеляжу із загальною рампою з можливістю переміщення вантажів одночасно в кожну половину середньої частини фюзеляжу із замками по бортах хвостової частини фюзеляжу і перегородці. Така конструктивна компоновка дозволяє забезпечити необхідну площу підлоги і об'єм фюзеляжу при істотному зменшенні його довжини, що позитивно впливає на зниження моменту інерції, центрування, вагові і аеродинамічні дані завдяки підбору раціонального подовження фюзеляжу і його коефіцієнта опору. Для отримання додаткової підйомної сили на малих швидкостях польоту, особливо при зльоті і посадці, нахилене здвоєне вертикальне оперення виконано з можливістю відхилення носової і хвостової частин в одні і ті ж сторони синхронно, що збільшує кривизну і підйомну силу. Для забезпечення курсової стійкості і бічного маневру це оперення функціонує як V-образне оперення. Як відомо у існуючих літаків встановлюється декілька двигунів. При цьому виникає проблема польоту, зльоту і посадки при зупинці не тільки двосторонніх, але і односторонніх двигунів, оскільки виникають моменти, які важко збалансувати аеродинамічними рулями, що знижує безпеку експлуатації. 6 Для підвищення безпеки експлуатації при зупинці односторонніх двигунів у запропонованого літака частина двигунів змонтовані між здвоєним вертикальним оперенням, а інша частина двигунів - по бортах фюзеляжу. Таке розташування двигунів навіть при 50% їх зупинки з одного боку, забезпечує збалансування моменту завдяки повороту двигунів, змонтованих між здвоєним вертикальним оперенням, що дасть можливість рулям повороту подолати момент що виникає від двигуна, який встановлений близько від центру ваги. У літаків підвищеної вантажності виникають труднощі передачі маси літака на аеродром через шасі. Так у літака Ан-124 основне шасі має 10 стойок (по 5 з кожного боку) і 20 коліс. Послідовне розташування стойок, призводить до того, що задня стойка при посадці і зльоті перевантажується, а попередні стойки навантажуються нерівномірно, чим знижується надійність і прохідність шасі при експлуатації. У запропонованого літака основне шасі має три стойки, одна з стойок якого розміщена під перегородкою по осі фюзеляжу в площині стойок шасі встановлених по бортах фюзеляжу. При цьому на кожній стійці змонтований візок що орієнтується у вертикальній площині, і який має 8 коліс. І навантаження діє рівномірно на всі 24 колеса, чим забезпечується необхідна прохідність і надійність при експлуатації. Винахід пояснюється кресленнями: Фіг.4 - загальний вигляд літака - вигляд в плані; Фіг.5 - подовжній розріз літака (конструктивна компоновка - вигляд збоку); Фіг.6 - подовжній розріз літака (вантажна компоновка - вигляд збоку); Фіг.7 - конструктивна компоновка поперечного перетину Д-Д Фіг.5, Фіг.13 середньої частини фюзеляжу; Фіг.8 - конструктивна компоновка носової частини літака; Фіг.9 - поперечний перетин A-A Фіг.8 носової частини літака; Фіг.10 - конструктивна компоновка двоповерхової частини фюзеляжу для розміщення людей; Фіг.11 - поперечний перетин O-O Фіг.10; Фіг.12 - поперечний перетин B-B Фіг.10; Фіг.13 - конструктивна компоновка середньої частини фюзеляжу з розміщенням вантажів; Фіг.14 - компоновка задньої частини літака; Фіг.15 - компоновка обтічника основного шасі; Фіг.16 - поперечний перетин I-І Фіг.15; Фіг.17 - установка горизонтального оперення; Фіг.18 - вигляд В Фіг.17; Фіг.19 - поперечний перетин E-E Фіг.14; Фіг.20 - поперечний перетин K-K Фіг.14; Фіг.21 - поперечний перетин M-M Фіг.14; Фіг.22 - поперечний перетин Π-Π Фіг.19; Фіг.23 - поперечний перетин P-P Фіг.20; Фіг.24 - загальний вид хвостової частини літака з відкритим люком для доступу в обидві вантажні половини середньої частини літака. Літак містить фюзеляж 1, крило 2, горизонтальне оперення 3, шасі 4, двигуни 5 і здвоєне вертикальне оперення 6. 7 85130 Горизонтальне оперення змонтовано на пілоні 7, закріпленому над кабіною 8 пілотів, а здвоєне вертикальне оперення встановлено під нахилом по бортах 9 хвостової частини фюзеляжу 10, ширина якої рівна ширині середньої частини 11 фюзеляжу. Фюзеляж складається з двох симетричних половин 12, які розділені між собою перегородкою 13 і в середній його частині виконаний з постійними розмірами по ширині і висоті для розміщення вантажів. В передній частині 14 фюзеляж виконаний двоповерховим для розміщення людей і відокремлений від вантажної частини гермошпангоутом 15 з дверима 16. В хвостовій частині фюзеляжу виконаний загальний люк для симетричних половин середньої частини фюзеляжу із загальною рампою 17 з можливістю переміщення вантажів одночасно в кожній половині середньої частини фюзеляжу, із замками 18 по бортах і перегородці. Носова 19 і хвостова 20 частини здвоєного вертикального оперення виконані з можливістю відхилення в одні і ті ж сторони синхронно. Частина двигунів 5 змонтовані між здвоєним вертикальним оперенням з можливістю повороту в горизонтальній площині щоб врівноважити моменти при відмові бокових двигунів , закріплених по бортах середньої частини фюзеляжу. Основне шасі літака виконано трьохстійковим, одна стійка якого розміщена під перегородкою по осі фюзеляжу в площині стійок шасі, закріплених по бортах фюзеляжу. На пілоні горизонтального оперення виконано руль 21 для додаткового функціонування. Реалізація запропонованого літака альтернативної концепції, що має істотні відмінності від традиційних аналогів, дозволить одержати позитивний ефект: - підвищення безпеки при польотах, виключаючи штопор; - поліпшення економічних показників, виходячи з наступного. Як відомо підйомна сила визначається: Y=ρС уSV20,5. Технічні рішення можуть впливати на величини коефіцієнта підйомної сили Су і площу крила S, від яких залежить підйомна сила. Для традиційних літаків, наприклад Ту-154, Іл76, Ан-124 (Руслан), Boeing 727, Lockheed C-5A та ін. коефіцієнт підйомної сили Су як відомо, може бути менше максимального значення приблизно на 15,8% (Фіг.1) щоб уникнути звалювання на крило при критичних кутах а таки крила і щоб літак не увійшов у штопор як Ту-154 або літак МіГ-15(УТІ) через асиметрію обтікання крил. Тоді Y=p0,842СуSV20,5 Крім того, у традиційних літаків при зльоті і посадці на горизонтальне оперення діє аеродинамічна сила вниз при відхиленні керма висоти вгору, щоб утримувати літак в кобрирующому положенні для отримання збільшених кутів атаки крила (Фіг.2). 8 Тому приблизно можна вважати, що ефективна площа крила буде визначитися: Sкрэф =Sкр-Sго, де Sгo=(0,25...0,3)Sкр, тоді Sкрэф =Sкр-0,275Sкр, Sкрэф =0,725Sкр. Тому підйомна сила традиційного крила може бути визначена: Yтр=ρ0,842Су0,725S V20,5 або 2 Υтρ =0,61ρСуSV 0,5. З цього виходить, що підйомна сила у традиційних літаків недовикористовується і тому на зльоті і посадці для перешкоджанню її втрат доводиться збільшувати швидкість, що знижує безпеку, або збільшувати площу крила, що також негативно впливає на масу і збільшує опір. У запропонованого літака, як альтернативного, підйомні аеродинамічні сили можуть визначатися, наприклад, таким чином. Коефіцієнт підйомної сили С у може бути менше максимального всього лише приблизно на 3% що відповідає приблизно 4° кута атаки (Фіг.1). При цьому виключається можливість звалювання на крило оскільки його кут атаки не може перевищити заданий критичний кут. Тоді Yаль=ρ0,97СуSV20,5. Окрім цього, у запропонованого літака на горизонтальне оперення діє підйомна сила від низу до вер ху. Тоді Sкрэф =Sкр-Sго, де Sгo=(0,25...0,3)Sкр, тоді Sкрэф =Sкр-0,275Sкр, Sкрэф =1,275Sкр. Тому підйомна сила ρ 0,97 Су 1,275 S V2 0,5 звідси 2 Yаль : Yтр = 1 237r С уSV 0,5 , 0,61 С уSV 20,5 r = 2,03, тобто Yaль>Υтρ в 2,03 рази. Окрім цього у запропонованого літака, вертикальне здвоєне оперення, що має нахил 45° може забезпечити додаткову підйомну силу залежно від площі цього оперення. Площа нахиленого під кутом 45° вертикального оперення може складати 20%...30% від площі крила. Тоді Sкpэф =1,275 Sкр+0,25Sкp´0,7=1,45Sкp В цьому випадку підйомна сила запропонованого літака визначиться: Yаль=ρ0,97Су(1,275+0,25´SV20,5=1,4065ρСуSV2 0,5 отже Yаль=Yтр=1,4065ρСуSV20,5:0,61ρСуSV20 ,5=2,31 Тобто підйомна сила у запропонованого літака може бути при прийнятих співвідношеннях більше, ніж у традиційних літаків на істотну величину, що є значним позитивним резервом. Це дозволить збільшити комерційне навантаження і поліпшити економічні характеристики, а також зменшити швидкості зльоту і посадки, що підвищить безпеку експлуатації, тим самим підвищити ефективність літака і підняти авіацію на якісно більш високий рівень, виключаючи, штопор. 9 85130 10 11 85130 12 13 85130 14 15 85130 16 17 85130 18 19 85130 20 21 85130 22 23 85130 24 25 85130 26 27 Комп’ютерна в ерстка Т. Чепелев а 85130 Підписне 28 Тираж 28 прим. Міністерство осв іт и і науки України Держав ний департамент інтелектуальної в ласності, вул. Урицького, 45, м. Київ , МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислов ої в ласності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601