RU2063364C1

RU2063364C1 - Aeroplane structure

Info

Publication number: RU2063364C1
Application number: RU93057562A
Authority: RU
Inventors: Альтаф Хуснимарзанович Каримов; Альберт Васильевич Петров; Алла Николаевна Соколова; Игорь Алексеевич Шаталов; Игорь Александрович Орестов; Лев Алексеевич Грязнов
Original assignee: Альтаф Хуснимарзанович Каримов; Альберт Васильевич Петров; Алла Николаевна Соколова; Игорь Алексеевич Шаталов; Игорь Александрович Орестов; Лев Алексеевич Грязнов
Priority date: 1993-12-29
Filing date: 1993-12-29
Publication date: 1996-07-10

Abstract

FIELD: manufacture of aeroplanes; general-purpose light aviation. SUBSTANCE: aeroplane structure includes fuselage smoothly engageable with surface of elevator in rear portion, wing, two fins located in rear fuselage on either side of elevator and power plant which consists of two engines located on either side of fuselage above plane of wing; fins are installed at inclination relative to vertical plane of symmetry of aeroplane; fins have unsymmetrical profile at larger curvature over outer surface relative to vertical plane of symmetry of aeroplane. Engines are mounted on fins. Wing is located in rear fuselage. Wing aspect ratio ranges from 4.0 to 4.5. Wing span square to exposed surface area ratio is no less than 2.0. EFFECT: reduction of exposed surface at preset volume of fuselage and acceptable drag; reduction of mass and improved arrangement properties. 9 cl, 8 dwg

Description

Изобретение относится к области самолетостроения, в частности к легкой авиации общего назначения. The invention relates to the field of aircraft construction, in particular to general aviation.

Известна конструкция легкого самолета по патенту США N 4030688, кл. 244-13, опубл. 1977 (фиг. 1 7), содержащая фюзеляж, в хвостовой части плавно сопряженный с поверхностью руля высоты, крыло, два киля, расположенные в задней части фюзеляжа по обеим сторонам руля высоты, и силовую установку, включающую в себя два двигателя, расположенных по обе стороны фюзеляжа выше плоскости крыла. При этом фюзеляж в известной конструкции имеет дельтавидную форму в плане, кили установлены вертикально, двигатели размещены на пилонах, закрепленных на фюзеляже, а в передней части фюзеляжа имеется горизонтальное оперение (схема "утка"). Известная конструкция позволяет обеспечить в легком самолете комфортные условия размещения крупногабаритных грузов за счет наличия широкого фюзеляжа с сохранением приемлемых летных качеств самолета вследствие использования несущих свойств фюзеляжа и выполнения руля высоты, сопряженного с фюзеляжем. Known design of a light aircraft according to US patent N 4030688, CL. 244-13, publ. 1977 (Fig. 1 7), containing the fuselage in the rear part smoothly interfaced with the surface of the elevator, a wing, two keels located in the rear of the fuselage on both sides of the elevator, and a power plant including two engines located on both sides of the fuselage above the wing plane. At the same time, the fuselage in the known construction has a deltoid shape in plan, keels are mounted vertically, engines are mounted on pylons mounted on the fuselage, and there is a horizontal tail in the front of the fuselage (duck pattern). The known design allows to provide in a light aircraft comfortable conditions for the placement of bulky cargo due to the presence of a wide fuselage while maintaining acceptable flying qualities of the aircraft due to the use of the bearing properties of the fuselage and the elevator associated with the fuselage.

Однако дельтавидная форма фюзеляжа имеет достаточно большую омываемую поверхность, что отрицательно сказывается на аэродинамическом качестве самолета в целом. При этом крепление двигателей к фюзеляжу снижает комфортность в пассажирской кабине вследствие неизбежно возникающих при работе двигателей шума и вибрации, а также приводит к росту площади омываемой поверхности и к увеличению массы фюзеляжа из-за необходимого в этом случае усиления его конструкции. However, the deltoid shape of the fuselage has a sufficiently large washable surface, which negatively affects the aerodynamic quality of the aircraft as a whole. At the same time, fastening the engines to the fuselage reduces the comfort in the passenger cabin due to noise and vibration that inevitably occur during operation of the engines, and also leads to an increase in the area of the surface being washed and to an increase in the mass of the fuselage due to the necessary strengthening of its structure.

Настоящим изобретением решается задача уменьшения омываемой поверхности при заданном объеме фюзеляжа и приемлемом сопротивлении и, как следствие, снижение массы конструкции и повышение компоновочных качеств. The present invention solves the problem of reducing the surface being washed for a given fuselage volume and acceptable resistance and, as a result, reducing the mass of the structure and improving the layout qualities.

Данная задача решается за счет того, что в конструкции самолета, содержащей фюзеляж, в хвостовой части плавно сопряженный с поверхностью руля высоты, крыло, два киля, расположенные в задней части фюзеляжа по обеим сторонам руля высоты, и силовую установку, включающую в себя два двигателя, расположенных по обе стороны фюзеляжа выше плоскости крыла, кили установлены наклонно наружу по отношению к вертикальной плоскости симметрии самолета и имеют несимметричный профиль с большей кривизной на наружной относительно вертикальной плоскости симметрии самолета поверхности, двигатели установлены на килях, а крыло расположено в нижней части фюзеляжа, при этом удлинение фюзеляжа находится в пределах от 4,0 до 4,5, а отношение квадрата размаха крыла к площади омываемой поверхности самолета не менее 2,0. This problem is solved due to the fact that in the design of the aircraft containing the fuselage, in the tail part smoothly interfaced with the elevator surface, a wing, two keels located in the rear part of the fuselage on both sides of the elevator, and the power plant, which includes two engines located on both sides of the fuselage above the wing plane, the keels are mounted obliquely outward with respect to the vertical plane of symmetry of the aircraft and have an asymmetric profile with greater curvature on the outside relative to the vertical plane metry plane surface, engines mounted on the keels, while the wing is located in the lower part of the fuselage, the fuselage elongation ranges from 4.0 to 4.5, and the ratio of a square area to the wingspan of the aircraft surface washed by not less than 2.0.

Расположение двигателей на килях способствует уменьшению площади омываемой поверхности и снижает уровень шума в пассажирской кабине. При этом наклонная установка килей и указанный несимметричный их профиль способствуют компенсации пикирующего момента как от тяги двигателей, так и от выпущенной механизации крыла при взлете и, кроме того, позволяет использовать рули направления в качестве дополнительных средств компенсации пикирующего момента при взлете в случае их отклонения в разные стороны. Это позволяет отказаться от необходимости в наличии переднерасположенного горизонтального оперения. Расположение двигателей на наклонных килях обусловливает и расположение крыла в нижней части фюзеляжа для обеспечения защиты винтов от повреждения при взлете-посадке. Кроме того, указанное расположение и выполнение килей позволяет уменьшить размах руля высоты, поверхность которого плавно сопряжена с поверхностью хвостовой части фюзеляжа, таким образом давая возможность придания фюзеляжу формы, наиболее благоприятной с точки зрения величины внутреннего объема при меньшей в сравнении с известной конструкцией площади омываемой поверхности. The location of the engines on the keels helps to reduce the area of the washed surface and reduces the noise level in the passenger cabin. In this case, the inclined installation of the keels and the indicated asymmetric profile thereof contribute to the compensation of the diving moment both from the engine thrust and from the mechanized wing during take-off and, in addition, allows the use of rudders as additional means of compensating the diving moment during take-off if they deviate from different sides. This eliminates the need for an anteriorly horizontal plumage. The location of the engines on inclined keels also determines the location of the wing in the lower part of the fuselage to protect the screws from damage during take-off and landing. In addition, the specified arrangement and execution of the keels allows to reduce the sweep of the elevator, the surface of which is smoothly mated with the surface of the rear of the fuselage, thus making it possible to give the fuselage a shape that is most favorable from the point of view of the size of the internal volume with a smaller surface area compared to the known structure .

Предложенная конструкция самолета может содержать силовую установку с тянущими винтами, а двигатели могут быть выполнены как газотурбинными, так и внутреннего сгорания. В последнем случае радиаторы систем охлаждения и смазки двигателей расположены в передних частях килей, которые могут иметь нулевую стреловидность от оснований до гондол двигателей. Винты силовой установки могут располагаться в кольцах, а оси двигателей располагаться под углом Φ -2^o ^oC-6^o к продольной оси самолета. Кроме того, на нижней поверхности фюзеляжа по обеим сторонам руля высоты установлены два подфюзеляжных гребня.The proposed aircraft design may contain a power plant with pulling screws, and the engines can be made both gas turbine and internal combustion. In the latter case, the radiators of the engine cooling and lubrication systems are located in the front parts of the keels, which can have zero sweep from the bases to the engine nacelles. Propeller screws can be located in the rings, and the axis of the engines can be located at an angle Φ -2 ^o ^o C-6 ^o to the longitudinal axis of the aircraft. In addition, on the lower surface of the fuselage on both sides of the elevator there are two dorsal crests.

На фиг. 1 изображен общий вид самолета, вид сбоку; на фиг. 2- то же, вид в плане; на фиг.3 то же, вид спереди; на фиг.4 изображена хвостовая часть самолета, вид сбоку; на фиг.5 сечение по А-А на фиг.4; на фиг6 сечение по Б-Б на фиг. 4; на фиг7 сечение по В-В на фиг.4; на фиг.8 изображен вариант выполнения хвостовой части самолета с расположением винтов в кольцах, вид сбоку. In FIG. 1 shows a General view of the aircraft, side view; in FIG. 2- same, plan view; figure 3 is the same front view; figure 4 shows the tail of the aircraft, side view; figure 5 section along aa in figure 4; FIG. 6 is a section along BB in FIG. 4; Fig.7 section along BB in Fig.4; on Fig shows an embodiment of the tail of the aircraft with the location of the screws in the rings, side view.

Конструкция самолета (фиг. 1- 3) содержит фюзеляж 1, плавно переходящий в руль высоты 2, низкорасположенное крыло 3, оснащенное элеронами 4 и закрылками 5. Два киля 6 установлены в хвостовой части фюзеляжа наклонно наружу по отношению к вертикальной плоскости симметрии самолета по обеим сторонам руля высоты 2 и имеют несимметричный профиль с большей кривизной на наружной относительно вертикальной плоскости симметрии самолета поверхности (фиг.5), на килях имеются рули направления 7. Силовая установка самолета состоит из двух двигателей 8, размещенных на килях 6 и снабженных тянущими винтами 9, которые могут быть расположены в кольцах 10 (фиг.8). Оси двигателей 8 расположены под отрицательным углом в вертикальной плоскости относительно продольной оси самолета (v= -2 ^o ^oC -6^o ). Двигатели 8 могут быть как газотурбинными, так и внутреннего сгорания. При использовании двигателей внутреннего сгорания с жидкостным охлаждением радиаторы 11 и 12 системы охлаждения и смазки каждого из двигателей 8 располагаются в передней части килей 6 и имеют профилированные входные и выходные устройства 13 и 14, соответственно (фиг. 6). С точки зрения удобства размещения радиаторов 11 и 12 передняя кромка каждого из килей 6 от фюзеляжа до мотогондолы может быть выполнена с нулевой стреловидностью. В нижней хвостовой части фюзеляжа 1 по краям руля высоты 2 могут быть установлены вертикальные подфюзеляжные гребни 15, выполняющие функцию концевых шайб руля высоты 2 и повышающие эффективность руля высоты при отклонении его вниз (фиг. 4, 7). Форма фюзеляжа 1 определяется соотношениями: удлинение в пределах от 4,0 до 4,5 и отношение квадрата размаха крыла к площади омываемой поверхности самолета не менее 2,0. Выбор указанных соотношений обусловлен требованием получения оптимального сочетания компоновочных (внутренний объем, ширина) и аэродинамических (лобовое сопротивление, несущие свойства) параметров фюзеляжа.The design of the aircraft (Fig. 1-3) contains the fuselage 1, smoothly turning into a rudder 2, a low wing 3, equipped with ailerons 4 and flaps 5. Two keels 6 are installed in the rear of the fuselage obliquely outward with respect to the vertical plane of symmetry of the aircraft on both to the sides of the elevator 2 and have an asymmetric profile with greater curvature on the outer surface relative to the vertical plane of symmetry of the aircraft (Fig. 5), the rudders are on the keels 7. The power plant of the aircraft consists of two engines 8, data on the keels 6 and provided with pulling screws 9, which can be located in the rings 10 (Fig. 8). The axis of the engines 8 are located at a negative angle in a vertical plane relative to the longitudinal axis of the aircraft (v = -2 ^o ^o C -6 ^o ). Engines 8 can be both gas turbine and internal combustion. When using liquid-cooled internal combustion engines, the radiators 11 and 12 of the cooling and lubrication systems of each of the engines 8 are located in front of the keels 6 and have profiled input and output devices 13 and 14, respectively (Fig. 6). From the point of view of the convenience of placing the radiators 11 and 12, the leading edge of each of the keels 6 from the fuselage to the nacelle can be made with zero sweep. In the lower tail of the fuselage 1 along the edges of the elevator 2, vertical dorsal ridges 15 can be installed that perform the function of end washers of the elevator 2 and increase the efficiency of the elevator when it is deflected down (Fig. 4, 7). The shape of the fuselage 1 is determined by the ratios: elongation in the range from 4.0 to 4.5 and the ratio of the square of the wingspan to the area of the washed surface of the aircraft is not less than 2.0. The choice of these relations is due to the requirement to obtain the optimal combination of layout (internal volume, width) and aerodynamic (drag, load-bearing properties) fuselage parameters.

В процессе эксплуатации при осуществлении взлета или посадки для увеличения подъемной силы крыла 3 выпускаются закрылки 5, что приводит к возникновению пикирующего момента от выпущенных закрылков. Для компенсации этого момента руль высоты 2 и рули направления 7 отклоняются вверх. Той же цели служит и несимметричная профилировка килей 6, а также продольной профиль фюзеляжа 1. Для уменьшения пикирующего момента, возникающего вследствие размещения двигателей 8 на килях (выше центра тяжести самолета) оси двигателей наклонены на отрицательный угол в вертикальной плоскости относительно продольной оси самолета, составляющий -2^o ^oC -6^o. Размещение двигателей на килях, кроме повышения комфортности в пассажирской кабине и уменьшения омываемой поверхности из-за отсутствия пилонов, позволяет в случае применения двигателей внутреннего сгорания разместить радиаторы систем охлаждения и смазки в передних частях килей, что повышает эффективность охлаждения вследствие создания принудительного потока воздуха через радиаторы. Указанный поток воздуха возникает за счет того, что входное устройство 13 расположено в передней кромке киля, т.е. в зоне повышенного давления, а выходное устройство 14 на боковой поверхности киля, имеющей большую кривизну, т.е. в зоне разряжения (фиг. 6).During operation, during take-off or landing, to increase the lift of the wing 3, flaps 5 are released, which leads to a diving moment from the released flaps. To compensate for this moment, the elevator 2 and rudders 7 deviate upward. The asymmetric profiling of the keels 6, as well as the longitudinal profile of the fuselage 1, serves the same purpose. -2 ^o ^o C -6 ^o . The placement of engines on the keels, in addition to increasing comfort in the passenger cabin and reducing the washed surface due to the lack of pylons, allows the use of internal combustion engines to place radiators for cooling and lubrication systems in the front parts of the keels, which increases the cooling efficiency due to the forced air flow through the radiators . The specified air flow occurs due to the fact that the input device 13 is located in the leading edge of the keel, i.e. in the zone of high pressure, and the output device 14 on the lateral surface of the keel, having a large curvature, i.e. in the discharge zone (Fig. 6).

Предложенная конструкция самолета позволяет по расчетам реализовать в размерности легкого самолета (например, двенадцатиместного) уровень комфорта, свойственный самолетам традиционной компоновки, вмещающим 40 -50 пассажиров (типа АН 24), при сохранении весовых и аэродинамических характеристик, присущих легким самолетам. ЫЫЫ2 ЫЫЫ4 ЫЫЫ6 The proposed aircraft design allows for calculations to realize in the dimension of a light aircraft (for example, a twelve-seat) the level of comfort inherent in traditionally built airplanes accommodating 40-50 passengers (AN 24 type), while maintaining the weight and aerodynamic characteristics inherent in light aircraft. YYY2 YYY4 YYY6

Claims

1. The aircraft structure containing the fuselage in the rear part smoothly interfaced with the surface of the elevator, a wing, two keels located in the rear of the fuselage on both sides of the elevator, and a power plant including two engines located on both sides of the fuselage above the wing plane, characterized in that the keels are installed obliquely outward with respect to the vertical plane of symmetry of the aircraft and have an asymmetric profile with greater curvature on the outer relative to the vertical plane of symmetry of the aircraft surface, engines mounted on the keels, while the wing is located in the lower part of the fuselage, the fuselage elongation ranges from 4.0 to 4.5, and the ratio of the square of the wing span to the area washable plane surface of at least 2.

2. The design according to claim 1, characterized in that the power plant contains engines with pulling screws.

3. The design according to claims 1 and 2, characterized in that the engines are gas turbine.

4. The design according to claim 2, characterized in that the engines are made in the form of internal combustion engines.

5. The design according to claim 4, characterized in that the radiators of the cooling and lubricating engines are located in the front parts of the keels.

6. The design according to claim 5, characterized in that the leading edges of the keels have zero sweep from the base of the keel to the engine nacelle.

7. The design according to claim 1, characterized in that the engines are located at an angle to the longitudinal axis of the aircraft.

8. The design according to claim 2, characterized in that the screws are located in the rings.

9. The structure according to claim 1, characterized in that on the lower surface of the fuselage on both sides of the elevator there are two dorsal ridges.