RU2165377C1 - Aircraft - Google Patents

Abstract

FIELD: aviation. SUBSTANCE: aircraft has fuselage, power plant, landing gear, tail unit and wing made in form of lifting spatial system whose planes. One plane is low-set plane. Side chords of planes are spread in length of fuselage and their tip chords are joined. Additional lifting surface is provided after line of jointing. Side chords of planes are spread in length and height of fuselage so that projections of planes on horizontal and vertical planes do not coincide. Tips of planes are articulated by means of articulated unit so that tip chords are spread in length and height of articulated unit in the same manner as their side chords on surface of fuselage. EFFECT: increased mass of payload at reduced mass of wing and aircraft as a whole. 10 cl, 18 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкции, аэродинамической компоновке, и может быть использовано при проектировании и производстве самолетов, преимущественно большой размерности, в том числе транс- и сверхзвуковых многоместных магистральных лайнеров. The invention relates to aeronautical engineering, in particular to design, aerodynamic layout, and can be used in the design and manufacture of aircraft, mainly of large dimension, including trans- and supersonic multi-seat main liners.

Увеличение размерности и, соответственно, грузоподъемности и пассажировместимости самолетов является основной тенденцией развития гражданской авиации. В настоящее время проблема создания магистральных самолетов особенно обострилась из-за высокой загруженности воздушного пространства вблизи аэропортов и исчерпания их пропускной способности. Увеличение пассажировместимости магистральных самолетов позволяет одновременно увеличить пропускную способность аэропортов и снизить эксплуатационные расходы. Задача создания самолетов большой размерности осложнена тем, что с увеличением взлетной массы непропорционально быстро растет масса конструкции самолета. Так, например, при увеличении всех линейных размеров самолета в N раз площадь его несущих поверхностей и, соответственно, взлетная масса увеличиваются в N² раз, а объемы конструктивных элементов и их масса - в N³ раз. Из этого следует, что с увеличением размеров самолета относительная масса конструкции, агрегатов и систем растет быстрее, чем его взлетная масса, а относительная масса полезной нагрузки - топлива и перевозимого груза соответственно уменьшается. При определенном увеличении размеров самолета без изменения его схемы масса конструкции и взлетная масса становятся близкими друг другу, а относительная масса полезной нагрузки - недопустимо малой. Для современных и перспективных магистральных самолетов большой размерности необходимо обеспечить полет на транс- или сверхзвуковых скоростях при высоких значениях аэродинамического качества. Это требование предопределяет использование аэродинамических поверхностей (крыльев) с малой относительной толщиной и большим удлинением. Однако конструкция таких крыльев имеет значительную массу, что делает проблематичным их применение.An increase in the dimension and, accordingly, carrying capacity and passenger capacity of aircraft is the main trend in the development of civil aviation. Currently, the problem of creating long-range aircraft has become especially acute due to the high congestion of airspace near airports and the exhaustion of their carrying capacity. The increase in passenger capacity of long-haul aircraft can simultaneously increase the capacity of airports and reduce operating costs. The task of creating large-sized aircraft is complicated by the fact that with an increase in take-off mass the mass of the aircraft structure disproportionately grows. So, for example, with an increase in all linear dimensions of an aircraft by a factor of N, the area of its bearing surfaces and, accordingly, the take-off mass increases by a factor of N ² , and the volumes of structural elements and their mass increase by a factor of N ³ . From this it follows that with the increase in the size of the aircraft, the relative mass of the structure, units and systems grows faster than its take-off mass, and the relative mass of the payload - fuel and transported cargo decreases accordingly. With a certain increase in the size of the aircraft without changing its layout, the mass of the structure and take-off mass become close to each other, and the relative mass of the payload is unacceptably small. For modern and promising large-haul main planes, it is necessary to ensure flight at trans- or supersonic speeds with high aerodynamic quality values. This requirement determines the use of aerodynamic surfaces (wings) with a small relative thickness and a large elongation. However, the design of such wings has a significant mass, which makes their application problematic.

Таким образом, важнейшей задачей при проектировании современных и перспективных магистральных самолетов большой размерности является снижение массы их конструкции и в первую очередь - массы крыла. Масса крыла обратно пропорциональна его строительной высоте - расстоянию между силовыми элементами в направлении действия внешней нагрузки. Строительная высота монопланного крыла ограничена толщиной его профиля. Максимальную строительную высоту, значение которой близко к величине поперечного размера фюзеляжа, имеет крыло, выполненное в виде пространственной несущей системы (ПНС), состоящей из нескольких планов. С этой точки зрения перспективной является аэродинамическая компоновка самолета с несколькими сочлененными планами, хорды и толщины которых меньше, чем у монопланного крыла при одинаковых несущих свойствах. Thus, the most important task in the design of modern and promising long-haul large-scale aircraft is to reduce the mass of their structure and, in the first place, the mass of the wing. The mass of the wing is inversely proportional to its building height - the distance between the power elements in the direction of the external load. The construction height of the monoplane wing is limited by the thickness of its profile. The maximum building height, the value of which is close to the transverse size of the fuselage, has a wing made in the form of a spatial bearing system (PNS), consisting of several plans. From this point of view, the aerodynamic layout of an aircraft with several articulated plans, the chords and thicknesses of which is less than that of a monoplane wing with the same load-bearing properties, is promising.

Попытки реализовать достоинства компоновки с аэродинамическими поверхностями в виде ПНС с различным расположением планов по отношению к фюзеляжу предпринимались неоднократно. Так, известен самолет, аэродинамическая компоновка которого представляет комбинацию низко- и среднеплана. Он содержит три прямоугольных плана, разнесенных параллельно друг другу вдоль фюзеляжа, причем средний план расположен низко, а передний и задний по потоку планы расположены средне и тандемно. При этом концевые хорды планов сочленены посредством осесимметричного тела таким образом, что средний низко расположенный план имеет положительное поперечное V, а среднерасположенные планы - отрицательное поперечное V [1]. Известен также самолет, аналогичная аэродинамическая компоновка которого представляет комбинацию низко- и высокоплана. При этом высоко расположенные планы также установлены тандемно, передний по потоку из них имеет прямую, а задний - обратную слабо выраженные стреловидности [2]. Attempts to realize the advantages of layout with aerodynamic surfaces in the form of PNS with a different arrangement of plans in relation to the fuselage have been made repeatedly. So, a plane is known, the aerodynamic layout of which is a combination of low and medium planes. It contains three rectangular plans spaced parallel to each other along the fuselage, with the middle plan located low, and the front and rear downstream plans are located in the middle and tandem. Moreover, the end chords of the plans are joined by means of an axisymmetric body in such a way that the middle low-lying plan has a positive transverse V, and the mid-located plans have a negative transverse V [1]. A plane is also known, the similar aerodynamic layout of which is a combination of low and high plan. At the same time, the highly located plans were also set in tandem, the upstream of them has a straight line, and the back one has a slightly weak sweep backward [2].

Недостатки этой аэродинамической компоновки заключаются в следующем. Тандемное расположение бортовых хорд переднего и заднего по потоку планов в одной плоскости и тандемное расположение концевых хорд всех планов также в одной плоскости приводит к сильному взаимному влиянию планов, увеличению индуктивного сопротивления и, следовательно, снижению аэродинамического качества. Такая ПНС, являющаяся в горизонтальной плоскости прямоугольной рамой, плохо воспринимает кручение, вследствие чего требует значительного усиления, что приводит к соответствующему росту ее массы и массы и самолета в целом. The disadvantages of this aerodynamic configuration are as follows. The tandem arrangement of the side chords of the front and rear downstream plans in one plane and the tandem arrangement of the end chords of all plans also in one plane leads to a strong mutual influence of the plans, an increase in inductance and, therefore, a decrease in aerodynamic quality. Such PNS, which is a rectangular frame in the horizontal plane, does not perceive torsion well, as a result of which it requires significant reinforcement, which leads to a corresponding increase in its mass and mass and the aircraft as a whole.

Известен самолет-триплан, содержащий горизонтально установленные один над другим с обратным выносом низко-, средне- и высоко расположенные планы прямоугольной формы одинакового размера, концы которых сочленены посредством пилона. С наружной стороны пилона к его верхней кромке пристыкована и ориентирована горизонтально дополнительная несущая поверхность прямоугольной формы [3] . Недостатки данной аэродинамической компоновки заключаются в следующем. Представляя собой прямоугольную раму-решетку, такая ПНС под действием аэродинамических нагрузок испытывает в местах стыков значительные напряжения, следствием чего является увеличение массы конструкции. Поскольку планы установлены в одной вертикальной плоскости, то имеет место значительная аэродинамическая интерференция, приводящая к снижению летно-технических характеристик самолета и увеличению его массы. Known triplane, containing horizontally mounted one on top of the other with the removal of low, medium and high planes of rectangular shape of the same size, the ends of which are articulated by means of a pylon. From the outer side of the pylon, an additional rectangular supporting surface is docked and horizontally oriented to its upper edge [3]. The disadvantages of this aerodynamic layout are as follows. Representing a rectangular lattice frame, such a PNS under the influence of aerodynamic loads experiences significant stresses at the joints, resulting in an increase in the mass of the structure. Since the plans are installed in one vertical plane, there is significant aerodynamic interference, leading to a decrease in the flight performance of the aircraft and an increase in its mass.

Наиболее близким к заявленному изобретению является самолет, содержащий фюзеляж, силовую установку, шасси, вертикальное хвостовое оперение, крыло, выполненное в виде ПНС. Ее консоль состоит из трех планов, один из которых низко расположен, а два других высоко расположены горизонтально с тандемным разнесением бортовых хорд вдоль фюзеляжа. Концевые хорды всех трех планов сочленены по одной линии посредством дополнительной несущей поверхности, плоскость которой за линией сочленения планов находится в плоскости высоко расположенных планов. Низко расположенный план выполнен с положительным поперечным V. Планы снабжены органами продольного и поперечного управления. Поскольку горизонтальное оперение у самолета отсутствует, рули высоты размещены в корневых частях передних по потоку высоко расположенных планов, а элероны - на законцовках задних высоко расположенных планов [4]. Причины, препятствующие достижению указанного ниже технического результата при использовании описанной аэродинамической компоновки, заключаются в следующем:
- тандемное расположение бортовых хорд переднего и заднего по потоку высоко расположенных планов и сочленение концевых хорд всех трех планов в одной и той же горизонтальной плоскости приводит к увеличению как индуктивного, так и лобового сопротивления, следствием чего является снижение несущих свойств данной ПНС;
- высоко расположенные планы образуют в горизонтальной плоскости раму, которая по линии сочленения концевых хорд всех планов испытывает значительные нагрузки в результате кручения и изгиба дополнительной несущей поверхности. Это требует усиления конструкции, что влечет за собой увеличения массы крыла и массы самолета в целом.Closest to the claimed invention is an aircraft containing the fuselage, power plant, landing gear, vertical tail, wing, made in the form of PNS. Its console consists of three plans, one of which is low, and the other two are high horizontally with tandem spacing of the side chords along the fuselage. The end chords of all three plans are connected in one line by means of an additional bearing surface, the plane of which is located in the plane of highly located plans behind the articulation line. The low-lying plan is made with positive transverse V. The plans are equipped with longitudinal and transverse controls. Since there is no horizontal plumage of the aircraft, elevators are located in the root parts of the upstream high planes, and the ailerons are located on the tips of the high planes back [4]. The reasons that impede the achievement of the technical result indicated below when using the aerodynamic configuration described above are as follows:
- the tandem arrangement of the side chords of the front and rear high-positioned planes in the flow and the joint of the end chords of all three plans in the same horizontal plane leads to an increase in both inductive and frontal resistance, which results in a decrease in the load-bearing properties of this PNS;
- Highly located plans form a frame in the horizontal plane, which, along the joint line of the end chords of all plans, experiences significant loads as a result of torsion and bending of the additional bearing surface. This requires reinforcement of the structure, which entails an increase in the mass of the wing and the mass of the aircraft as a whole.

Сущность изобретения заключается в следующем. The invention consists in the following.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является разработка и создание аэродинамической компоновки, обеспечивающей приемлемые весогабаритные характеристики самолетов большой размерности, преимущественно пассажирских магистральных, в том числе широкофюзеляжных, с транс- и сверхзвуковыми скоростями полета. Технический результат, достигаемый при осуществлении изобретения, заключается в увеличении полезной нагрузки самолета за счет снижения массы крыла и самолета в целом. The problem to which the claimed invention is directed, is the development and creation of an aerodynamic configuration that provides acceptable weight and size characteristics of large-sized aircraft, mainly passenger long-haul, including wide-body, with trans- and supersonic flight speeds. The technical result achieved by the implementation of the invention is to increase the payload of the aircraft by reducing the mass of the wing and the aircraft as a whole.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном самолете, содержащем фюзеляж, силовую установку, шасси, вертикальное хвостовое оперение, крыло, выполненное в виде пространственной несущей системы, консоли которой состоят из трех планов, один из которых низко расположен, бортовые хорды планов разнесены по длине фюзеляжа, а их концевые хорды сочленены и за линией сочленения выполнена дополнительная несущая поверхность, согласно изобретению фюзеляж снабжен горизонтальным хвостовым оперением, бортовые хорды планов разнесены по длине и высоте фюзеляжа исходя из условия несовмещения друг с другом проекций планов на горизонтальную и вертикальную плоскости, нормальные к базовой плоскости самолета, а концы планов сочленены посредством узла сочленения так, что концевые хорды разнесены по длине и высоте узла сочленения в таком же порядке, в каком разнесены их бортовые хорды на поверхности фюзеляжа. The specified technical result is achieved by the fact that in a known aircraft containing a fuselage, a power plant, landing gear, vertical tail, a wing made in the form of a spatial support system, the console of which consists of three plans, one of which is low, the side chords of the plans are spaced apart the length of the fuselage, and their end chords are articulated and an additional bearing surface is made behind the articulation line, according to the invention, the fuselage is provided with a horizontal tail, the side chords of the plans are spaced lengths and height of the fuselage based on the condition of non-alignment with each other projection plans on the horizontal and vertical planes, normal to the base plane of the aircraft, and the ends of the plans are articulated through the joint assembly so that the end chords are spaced along the length and height of the joint assembly in the same order in which their side chords are spaced on the surface of the fuselage.

В пространственной несущей системе передний по потоку план высоко расположен, имеет отрицательное поперечное V и прямую стреловидность, средний по потоку план низко расположен, имеет положительное поперечное V и прямую стреловидность, а задний по потоку план средне расположен горизонтально и имеет обратную стреловидность. In a spatial support system, the upstream plan is high, has a negative transverse V and a direct sweep, the medium flow plan is low, has a positive transverse V and a direct sweep, and the backstream plan is horizontally medium and has a reverse sweep.

В пространственной несущей системе передний по потоку план средне расположен горизонтально и имеет прямую стреловидность, средний по потоку план низко расположен, имеет положительное поперечное V и прямую стреловидность, а задний по потоку план высоко расположен, имеет отрицательное поперечное V и обратную стреловидность. In a spatial support system, the upstream plan is horizontally horizontal and has a direct sweep, the medium flow plan is low, has a positive transverse V and a straight sweep, and the backstream plan is high, has a negative transverse V and a reverse sweep.

В пространственной несущей системе передний по потоку план низко расположен, имеет положительное поперечное V и прямую стреловидность, средний по потоку план высоко расположен, имеет отрицательное поперечное V и нулевую стреловидность, а задний по потоку план средне расположен горизонтально и имеет обратную стреловидность. In a spatial support system, the upstream plan is low, has positive transverse V and straight sweep, the medium flow plan is high, has negative transverse V and zero sweep, and the backstream plan is horizontally medium and has reverse sweep.

В пространственной несущей системе средне расположенный план смещен по вертикали от срединного положения в сторону высоко или низко расположенного плана и имеет, соответственно, отрицательное или положительное поперечное V, либо расположен горизонтально. In a spatial support system, the mid-spaced plan is shifted vertically from the mid-position toward the high or low plan and has, respectively, a negative or positive transverse V, or is horizontal.

В пространственной несущей системе планы снабжены взлетно-посадочной механизацией, органами продольного и поперечного управления и балансировки. In the spatial support system, the plans are equipped with take-off and landing mechanization, longitudinal and lateral control and balancing bodies.

Узел сочленения выполнен в виде шайбы-пилона. The joint assembly is made in the form of a pylon washer.

Узел сочленения выполнен в виде объемного тела, например, осесимметричной или овальной в поперечном сечении формы. The joint is made in the form of a three-dimensional body, for example, axisymmetric or oval in cross section.

В пространственной несущей системе относительное расстояние между продольными осями фюзеляжа и узла сочленения составляет 0,50...0,75 длины полуразмаха пространственной несущей системы, относительная высота узла сочленения составляет 0,05...0,45 величины расстояния по борту фюзеляжа между нижней поверхностью профиля низко расположенного плана и верхней поверхностью профиля высоко расположенного плана, относительная длина узла сочленения составляет 0,154...0,257 величины расстояния между внешними концами бортовых хорд переднего и заднего по потоку планов. In a spatial carrier system, the relative distance between the longitudinal axes of the fuselage and the articulation node is 0.50 ... 0.75 of the half-span of the spatial carrier system, the relative height of the articulation node is 0.05 ... 0.45 of the distance along the side of the fuselage between the lower the profile surface of the low plan and the upper profile surface of the high plan, the relative length of the joint is 0.154 ... 0.257 the distance between the outer ends of the side chords of the front and rear sweat ku plans.

Уменьшение массы конструкции крыла и заявленного самолета в целом обусловлено следующими причинами. Крыло самолета представляет собой пространственную несущую систему, планы которой разнесены в разных плоскостях, образуя трехгранную усеченную пирамиду, ребра которой в основании жестко закреплены на фюзеляже, а у вершины жестко связаны узлом сочленения. Конструкция пирамиды обладает наибольшей прочностью и жесткостью по сравнению с пространственными рамными конструкциями. Планы ПНС воспринимают в основном растягивающие и сжимающие нагрузки с уменьшением изгибающих моментов, причем это уменьшение тем значительнее, чем больше разнесение бортовых хорд планов по высоте фюзеляжа (т.е., чем больше строительная высота крыла). Это свойство заявленной ПНС позволяет использовать планы с уменьшенным поперечным сечением и, соответственно, с меньшей относительной толщиной. Поэтому масса комплексного крыла, каковым является данная ПНС, по сравнению с массой крыла для самолета такой же размерности и традиционной аэродинамической компоновки будет существенно меньшей. Заявленная ПНС имеет малое индуктивное сопротивление из-за значительного удлинения планов, что обеспечивает высокое аэродинамическое качество. В создании подъемной силы участвуют все планы, т.к. ни один из них не находится в следе другого. Наименьшая аэродинамическая интерференция и, следовательно, наилучшие несущие свойства ПНС проявляются при срединном по высоте расположении одного из планов между двумя другими. The reduction in the mass of the wing structure and the claimed aircraft as a whole is due to the following reasons. The wing of the aircraft is a spatial support system, the plans of which are spaced in different planes, forming a trihedral truncated pyramid, the edges of which are rigidly fixed to the fuselage at the base, and are rigidly connected at the apex by the joint. The design of the pyramid has the greatest strength and rigidity compared to spatial frame structures. PNS plans perceive mainly tensile and compressive loads with a decrease in bending moments, and this decrease is greater, the greater the separation of the side chords of the plans along the fuselage height (i.e., the greater the wing height). This property of the claimed PNS allows the use of plans with a reduced cross section and, accordingly, with a smaller relative thickness. Therefore, the mass of the complex wing, which is this PNS, in comparison with the mass of the wing for an aircraft of the same dimension and traditional aerodynamic layout will be significantly less. The claimed PNS has a low inductive resistance due to the significant lengthening of the plans, which ensures high aerodynamic quality. All plans are involved in the creation of lift, as none of them are in the footprint of the other. The smallest aerodynamic interference and, consequently, the best load-bearing properties of the PNS are manifested with a mid-height arrangement of one of the plans between the other two.

Изобретение поясняется чертежами. The invention is illustrated by drawings.

На фиг. 1 изображена схема самолета, вид сбоку; на фиг. 2 - то же, вид спереди; на фиг. 3 - то же, вид в плане; на фиг. 4 - общий вид самолета (компьютерная версия); на фиг. 5 и 6 - возможные варианты схем аэродинамических компоновок ПНС; на фиг. 7 - график зависимости производной коэффициента подъемной силы ПНС C $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{a}}{\text{y}}$ _Σ от угла φ ориентации планов ПНС по отношению к направлению потока; на фиг. 8 - график зависимости производной коэффициентов подъемной силы планов C $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{a}}{\text{y}}$ _i (i = 1, 2,3) от угла ориентации φ.; нa фиг. 9 - график зависимости коэффициента отвала поляры

от угла ориентации φ при отсутствии подсасывающей силы, на фиг. 10 - график зависимости коэффициента отвала поляры А от угла ориентации φ при полной реализации подсасывающей силы; на фиг. 11 - график зависимости коэффициента Освальда ПНС от угла ориентации φ.; на фиг. 12 - габаритные параметры ПНС в вертикальной плоскости; на фиг. 13 - ее габаритные параметры в горизонтальной плоскости; на фиг. 14 - графики зависимости индуктивного сопротивления ПНС A(h)/A₀ от относительной высоты узла сочленения

; на фиг. 15 - график зависимости нормированного коэффициента отвала поляры A/A₀ от относительного разнесения бортовых хорд планов ПНС

; на фиг. 16 - график зависимости относительного приращения показателя топливной эффективности самолета

от относительного расстояния

между продольными осями самолета и узла сочленения; на фиг. 17 - то же от относительной высоты

узла сочленения; на фиг. 18 - то же от относительной длины

узла сочленения.In FIG. 1 shows a diagram of an airplane, side view; in FIG. 2 - the same front view; in FIG. 3 - same, plan view; in FIG. 4 - general view of the aircraft (computer version); in FIG. 5 and 6 - possible options for aerodynamic configurations PNS; in FIG. 7 is a graph of the dependence of the derivative coefficient of lift of the PNS $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{a}}{\text{y}}$ _Σ from the angle φ of the orientation of the PNS plans with respect to the flow direction; in FIG. 8 is a graph of the derivative of the lift coefficients of the plans C $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{a}}{\text{y}}$ _i (i = 1, 2,3) from the orientation angle φ .; in FIG. 9 is a graph of the polar blade coefficient

from the orientation angle φ in the absence of suction force, in FIG. 10 is a graph of the Polar A blade coefficient versus orientation angle φ with the full realization of the suction force in FIG. 11 is a graph of the dependence of the Oswald coefficient of the PNS on the orientation angle φ .; in FIG. 12 - overall parameters of the PNS in the vertical plane; in FIG. 13 - its overall parameters in the horizontal plane; in FIG. 14 - graphs of the dependence of the inductive resistance of the PNS A (h) / A ₀ on the relative height of the joint

; in FIG. 15 is a graph of the dependence of the normalized coefficient of the blade polar A / A ₀ on the relative diversity of the side chords of the PNS plans

; in FIG. 16 is a graph of the relative increment of the fuel efficiency indicator of the aircraft

from relative distance

between the longitudinal axes of the aircraft and the joint assembly; in FIG. 17 - the same from the relative height

joint assembly; in FIG. 18 - the same from the relative length

joint assembly.

Заявленный самолет (фиг. фиг. 1, 2, 3, 4) содержит фюзеляж 1, силовую установку с двигателями 2, шасси 3, вертикальное 4 и горизонтальное 5 хвостовое оперение, крыло, выполненное в виде пространственной несущей системы. Консоли ПНС состоят из трех планов: переднего по потоку 6, среднего по потоку 7 и заднего по потоку 8. Бортовые хорды этих планов разнесены по длине и высоте фюзеляжа 1, исходя из условия несовмещения друг с другом их проекций на горизонтальную и вертикальную плоскости, нормальные к базовой плоскости самолета. Концы планов 6, 7 и 8 жестко связаны посредством узла сочленения 9 так, что их концевые хорды на поверхности узла сочленения 9 разнесены в таком же порядке, в каком разнесены их бортовые хорды на поверхности фюзеляжа 1. Узел сочленения 9 может быть выполнен в виде шайбы-пилона или объемного тела, например, осесимметричной или овальной в поперечном сечении формы. К его внешней по отношению к фюзеляжу 1 стороне (поверхности) пристыкована дополнительная несущая поверхность 10, выполненная в виде стреловидного крыла. Она предназначена для повышения аэродинамического качества за счет увеличения суммарной величины удлинения ПНС, а также улучшения эффективности управления самолетом по крену путем размещения на ней элеронов 11. The claimed aircraft (Fig. 1, 2, 3, 4) comprises a fuselage 1, a power unit with engines 2, a landing gear 3, a vertical 4 and a horizontal tail unit 5, a wing made in the form of a spatial support system. PNS consoles consist of three plans: upstream 6, middle downstream 7 and downstream 8. The side chords of these plans are spaced along the length and height of the fuselage 1, based on the condition that their projections on the horizontal and vertical planes are not aligned with each other, normal to the base plane of the plane. The ends of the plans 6, 7 and 8 are rigidly connected by the joint unit 9 so that their end chords on the surface of the joint node 9 are spaced in the same order as their side chords are spaced on the surface of the fuselage 1. The joint 9 can be made in the form of a washer a pylon or a volumetric body, for example, an axisymmetric or oval in cross-sectional shape. An additional supporting surface 10, made in the form of an arrow-shaped wing, is docked to its side (surface) external to the fuselage 1. It is designed to improve aerodynamic quality by increasing the total value of the elongation of the PNS, as well as improving the efficiency of aircraft control over the roll by placing ailerons 11 on it.

Как правило, на скоростных самолетах (M_∞≈1,0) устанавливаются суперкритические профили крыла, особенностью которых является критичность отклонения органов управления на большие углы атаки. Планы 6, 7 и 8 ПНС заявленного самолета также снабжены взлетно-посадочной механизацией, органами поперечного и продольного управления и балансировки. В частности, рули высоты могут быть размещены в корневых частях переднего и/или заднего по потоку планов. На трансзвуковых скоростях полета в процессе балансировки и управления самолетом величины углов отклонения рулей высоты могут превышать допустимые для суперкритических профилей значения. Это приводит к резкому снижению аэродинамического качества крыла, повышенному расходу топлива, снижению дальности полета, а в целом - увеличению полетной массы самолета. С целью оптимизации характеристик упомянутых органов поперечного и продольного управления и балансировки заявленный самолет снабжен горизонтальным хвостовым оперением 5, выполненным в виде малогабаритного цельноповоротного стабилизатора (примерно в 2 раза меньшим по габаритам и, соответственно, массе по сравнению с самолетами традиционных схем с одним планом). Продольное управление самолетом с участием цельноповоротного стабилизатора 5 исключает необходимость отклонения на большие углы рулей высоты, расположенных на планах ПНС, что дает дополнительный выигрыш в массе самолета. В зависимости от эксплуатационных требований и достижения заданных летно-технических характеристик самолета двигатели 2 его силовой установки могут быть установлены на хвостовой части фюзеляжа 1 или на планах ПНС. При этом два из числа входящих в силовую установку двигателя могут быть размещены в узлах сочленения 9, выполненных в виде объемных тел.As a rule, supercritical wing profiles are installed on high-speed planes (M _∞ ≈ 1.0), the feature of which is the criticality of the deviation of the controls to large angles of attack. Plans 6, 7 and 8 of the PNS of the claimed aircraft are also equipped with take-off and landing mechanization, bodies of lateral and longitudinal control and balancing. In particular, elevators can be placed in the root portions of the front and / or downstream plans. At transonic flight speeds in the process of balancing and controlling the aircraft, the values of the angle of deviation of the elevators can exceed the values allowed for supercritical profiles. This leads to a sharp decrease in the aerodynamic quality of the wing, increased fuel consumption, reduced flight range, and, in general, an increase in the flight mass of the aircraft. In order to optimize the characteristics of the said lateral and longitudinal control and balancing bodies, the claimed aircraft is equipped with a horizontal tail unit 5 made in the form of a small all-turning stabilizer (approximately 2 times smaller in size and, correspondingly, in weight compared to traditional planes with one plan). Longitudinal control of the aircraft with the participation of the all-turning stabilizer 5 eliminates the need for deflection at large angles of the elevators located on the PNS plans, which gives an additional gain in the mass of the aircraft. Depending on the operational requirements and the achievement of the specified flight characteristics of the aircraft, the engines 2 of its power plant can be installed on the rear of the fuselage 1 or on the plans of the PNS. In this case, two of the number included in the power plant of the engine can be placed in the nodes of the joint 9, made in the form of volumetric bodies.

В вертикальной плоскости, нормальной к базовой плоскости самолета (вид спереди), расположение планов ПНС может быть самым разнообразным и характеризуется величиной и знаком их поперечного V, расстояниями по вертикали между поверхностями бортовых хорд по фюзеляжу 1 и поверхностями концевых хорд по узлу сочленения 9. На фиг. 2 представлен наиболее предпочтительный вариант выполнения ПНС, в котором передний по потоку план 6 высоко расположен и имеет отрицательное поперечное V, средний по потоку план 7 низко расположен и имеет положительное поперечное V, а задний по потоку план 8 средне расположен горизонтально. Дополнительная несущая поверхность также выполнена с положительным поперечным V. Кроме указанного, заявленная аэродинамическая компоновка может быть реализована еще в пяти вариантах, например: передний по потоку план 6 средне расположен горизонтально, средний по потоку план 7 низко расположен и имеет положительное поперечное V, а задний по потоку план 8 высоко расположен и имеет отрицательное поперечное V; передний по потоку план 6 низко расположен и имеет положительное поперечное V, средний по потоку план 7 высоко расположен и имеет отрицательное поперечное V, а задний по потоку план 8 средне расположен горизонтально, и т.д. Для определенных эксплуатационных и летно-технических условий также предпочтительными могут быть аэродинамические компоновки ПНС, в которых один из планов высоко расположен горизонтально, а другие, соответственно, средне или низко (фиг. 5), либо один из планов низко расположен горизонтально, а другие, соответственно, средне или высоко (фиг. 6). Эти компоновки также дают по шесть вариантов выполнения ПНС в зависимости от уровня расположения по высоте фюзеляжа бортовых хорд тех или иных планов. В описанных компоновках дополнительная несущая поверхность 10 в зависимости от летно-технических требований может быть выполнена в самых различных вариантах: установлена с положительным или отрицательным поперечным V, либо горизонтально; иметь прямую или обратную, либо нулевую стреловидность. Возможны другие варианты аэродинамических компоновок, в которых один из планов занимает не срединное положение между двумя другими планами, а смещен по вертикали в сторону одного из них и имеет, соответственно, положительное или отрицательное поперечное V, либо расположен горизонтально. Однако эффективность таких компоновок снижается из-за увеличения аэродинамической интерференции планов. In the vertical plane normal to the aircraft reference plane (front view), the location of the PNS plans can be very diverse and is characterized by the size and sign of their transverse V, vertical distances between the surfaces of the onboard chords along the fuselage 1 and the surfaces of the end chords along the joint 9. FIG. 2 shows the most preferred embodiment of the PNS, in which the upstream plan 6 is high and has a negative transverse V, the medium flow plan 7 is low and has a positive transverse V, and the upstream plan 8 is horizontally middle. An additional bearing surface is also made with a positive transverse V. In addition to the indicated, the claimed aerodynamic layout can be implemented in five more options, for example: the upstream plan 6 is medium horizontal, the medium flow plan 7 is low and has positive transverse V, and the rear upstream, plan 8 is high and has a negative transverse V; the upstream plan 6 is low and has a positive transverse V, the middle flow plan 7 is high and has a negative transverse V, and the upstream plan 8 is medium horizontal, etc. For certain operational and flight conditions, aerodynamic configurations of the PNS may also be preferred, in which one of the plans is high horizontally and the others are medium or low, respectively (Fig. 5), or one of the plans is low horizontally and the others respectively, medium or high (Fig. 6). These layouts also give six options for the implementation of the PNS, depending on the level of location on the height of the fuselage of the side chords of certain plans. In the described arrangements, the additional bearing surface 10, depending on the flight technical requirements, can be made in a wide variety of ways: installed with a positive or negative transverse V, or horizontally; have direct or reverse, or zero sweep. There are other possible aerodynamic configurations in which one of the plans does not occupy a middle position between two other plans, but is shifted vertically towards one of them and has, respectively, a positive or negative transverse V, or is located horizontally. However, the effectiveness of such arrangements is reduced due to increased aerodynamic interference plans.

Приведенные варианты ПНС обоснованы результатами численных экспериментов, которые показали, что при неизменных геометрических параметрах отдельных планов, сохранении ее габаритных размеров и удлинения ( λ =l²/S, где l - размах ПНС, a S - суммарная площадь планов и дополнительной несущей поверхности) можно существенно варьировать основные аэродинамические характеристики ПНС за счет изменения взаимного расположения планов. В частности, исследовалась ПНС, состоящая из трех одинаковых прямоугольных планов с удлинением λ_пл= 4 и равномерным расположением центров их хорд по окружности радиуса R = 3b, где b - длина хорд. На фиг. 7 приведены зависимости производной коэффициента подъемной силы ПНС C $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{a}}{\text{y}}$ _Σ от угла φ ориентации планов ПНС относительно набегающего потока. Как видно из графиков, эта зависимость имеет период π/3. Минимальные значения C $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{a}}{\text{y}}$ _Σ соответствуют такой ориентации ПНС, при которой один из планов (подветренный) оказывается в следе за наветренным планом (φ = 0^o, 60^o, 120^o). Максимальные несущие свойства ПНС реализуются при равномерном разнесении планов по вертикали (φ = 30^o, 90^o).The presented PNS variants are substantiated by the results of numerical experiments, which showed that, with the geometric parameters of individual plans remaining unchanged, their overall dimensions and elongation are preserved (λ = l ² / S, where l is the PNS span, and S is the total area of the plans and additional bearing surface) you can significantly vary the basic aerodynamic characteristics of the PNS due to changes in the relative position of the plans. In particular, the PNS was studied, consisting of three identical rectangular plans with an elongation of λ _PL = 4 and a uniform arrangement of the centers of their chords along a circle of radius R = 3b, where b is the length of the chords. In FIG. Figure 7 shows the dependences of the derivative of the PNS lift coefficient C $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{a}}{\text{y}}$ _Σ from the angle φ of the orientation of the PNS plans relative to the incoming flow. As can be seen from the graphs, this dependence has a period of π / 3. Minimum C $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{a}}{\text{y}}$ _Σ correspond to the orientation of the PNS, in which one of the plans (leeward) appears in the wake of the windward plan (φ = 0 ^o , 60 ^o , 120 ^o ). The maximum load-bearing properties of the PNS are realized with a uniform distribution of plans vertically (φ = 30 ^o , 90 ^o ).

Несущие свойства отдельных планов ПНС при их различном взаимном расположении иллюстрируют графики зависимости производных коэффициента подъемной силы планов C $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{a}}{\text{y}}$ _i (i= 1, 2, 3) от угла ориентации φ (фиг. 8). Изменение через каждые 30^o угла ориентации φ планов 1, 2, 3 показано условно в виде окружностей. Из графиков следует, что период этих зависимостей равен 2π, приближение одного из планов к следу другого приводит к значительному падению подъемной силы. Влияние взаимной ориентации планов ("поворота системы") на зависимость коэффициента отвала поляры

от угла ориентации φ при отсутствии подсасывающей силы представлено графиком на фиг. 9. Видно, что периодичность этих зависимостей такая же, как и у производной коэффициента подъемной силы ПНС C $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{a}}{\text{y}}$ _Σ(φ).
Об индуктивном сопротивлении ПНС можно судить по зависимости коэффициента отвала поляры A от угла ориентации φ при полной реализации подсасывающей силы (фиг. 10) и зависимости коэффициента Освальда

от угла ориентации φ (фиг. 11). Эти зависимости имеют период 2/3π. Локальные минимумы индуктивного сопротивления реализуются при взаимной ориентации планов, соответствующих максимальным несущим свойствам, т.е. равномерному разнесению планов по нормали к потоку (φ = 30^o, 90^o,...). Абсолютный минимум индуктивного сопротивления достигается при наименьшем вихревом взаимодействии планов, когда последний по потоку план занимает срединное положение (φ = 90^o, 210^o, 330^o).The load-bearing properties of individual PNS plans at their different relative positions are illustrated by the graphs of the dependence of the derivatives of the lift coefficient of the plans C $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{a}}{\text{y}}$ _i (i = 1, 2, 3) from the orientation angle φ (Fig. 8). A change in every 30 ^o orientation angle φ of plans 1, 2, 3 is shown conditionally in the form of circles. From the graphs it follows that the period of these dependencies is 2π, the approach of one of the plans to the trace of the other leads to a significant drop in lift. The influence of the mutual orientation of the plans ("system rotation") on the dependence of the polar blade coefficient

from the orientation angle φ in the absence of suction force is represented by the graph in FIG. 9. It is seen that the frequency of these dependences is the same as that of the derivative of the PNS lift coefficient C $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{a}}{\text{y}}$ _Σ (φ).
Inductive resistance of PNS can be judged by the dependence of the polar blade coefficient A on the orientation angle φ with the full implementation of the suction force (Fig. 10) and the dependence of the Oswald coefficient

from the angle of orientation φ (Fig. 11). These dependences have a period of 2 / 3π. Local minima of inductive resistance are realized when the planes are mutually oriented, corresponding to the maximum load-bearing properties, i.e. uniform distribution of plans along the normal to the flow (φ = 30 ^o , 90 ^o , ...). The absolute minimum of inductive resistance is achieved with the smallest vortex interaction of the plans, when the last plan in the stream occupies a middle position (φ = 90 ^o , 210 ^o , 330 ^o ).

Таким образом, оптимальной аэродинамической компоновкой является схема, в которой передний по потоку план высоко расположен и имеет отрицательное поперечное V, второй по потоку план низко расположен и имеет положительное поперечное V, а задний по потоку план средне расположен горизонтально. Остальные схемы менее эффективны, но с учетом вышеизложенного при прочих равных условиях имеют преимущество в массе перед традиционными аэродинамическими схемами с одним планом. Thus, the optimal aerodynamic layout is a scheme in which the upstream plan is high and has a negative transverse V, the second downstream plan is low and has a positive transverse V, and the back plan is mid-horizontal. The remaining schemes are less effective, but taking into account the foregoing, all other things being equal, they have an advantage in mass over traditional aerodynamic schemes with one plan.

Взаимное расположение планов в ПНС в проекции на горизонтальную плоскость (вид сверху) также может быть весьма разнообразным и характеризуется разнесением бортовых хорд планов 6, 7, 8 по длине фюзеляжа 1 и концевых хорд этих планов по длине узла сочленения 9, а также углами стреловидности планов. На фиг. 3 представлен предпочтительный вариант выполнения ПНС, в котором передний по потоку высоко расположенный план 6 и средний по потоку низко расположенный план 7 имеют прямую стреловидность, а задний по потоку средне расположенный план 8 имеет обратную стреловидность. Возможны иные варианты, например: передний по потоку план 6 имеет прямую, средний по потоку план 7 - нулевую, а задний по потоку план 8 - обратную стреловидности; передний 6 и средний 7 по потоку планы имеют прямую, а задний по потоку план 8 - нулевую стреловидности; передний по потоку план 6 имеет нулевую, а средний 7 и задний 8 по потоку планы - обратную стреловидности; все три плана имеют прямую стреловидноеги; все три плана имеют обратную стреловидность. При этом в каждом из вариантов планы могут занимать соответствующие нижнее, верхнее, срединное либо промежуточное между срединным и нижним или верхним расположения. The relative position of the plans in the PNS in the projection onto the horizontal plane (top view) can also be very diverse and is characterized by the separation of the side chords of plans 6, 7, 8 along the length of the fuselage 1 and the end chords of these plans along the length of the joint 9, as well as the sweep angles of the plans . In FIG. 3 shows a preferred embodiment of the PNS, in which the upstream high-lying plan 6 and the middle downstream low-lying plan 7 have a direct sweep, and the rear downstream medium-located plan 8 has a reverse sweep. Other options are possible, for example: the upstream plan 6 has a straight line, the middle downstream plan 7 is zero, and the upstream plan 8 has a reverse sweep; the front 6 and middle 7 downstream plans have a straight line, and the rear downstream plan 8 has zero sweep; upstream plan 6 has zero, and the middle 7 and rear 8 downstream plans are inverse sweep; all three planes have a direct arrow-shaped; all three planes have the opposite sweep. Moreover, in each of the options, the plans can occupy the corresponding lower, upper, middle, or intermediate between the middle and lower or upper locations.

Конструктивно ПНС пирамидального типа характеризуется следующими основными габаритными параметрами:
- относительной высотой

узла сочленения 9, выполненного в виде шайбы-пилона или объемного тела.

где h - расстояние между нижней поверхностью профиля конца верхнего плана 6 и верхней поверхностью профиля конца нижнего плана 7 по поверхности узла сочленения 9, H - расстояние по борту фюзеляжа 1 между верхней поверхностью профиля высоко расположенного плана 6 и нижней поверхностью профиля низко расположенного плана 7 (фиг. 12);
- относительным расстоянием

между продольными осями фюзеляжа 1 (базовой плоскостью самолета) и узла сочленения 9 (плоскостью симметрии узла сочленения, параллельной базовой плоскости),

где z - расстояние между поверхностями фюзеляжа 1 и узла сочленения 9, l_кр/2 - полуразмах ПНС (фиг. 12);
- относительным параметром неравномерности расположения планов по высоте

где Δ_h- расстояние по борту фюзеляжа 1 между профилями планов, H - расстояние по борту фюзеляжа 1 между верхней поверхностью профиля высоко расположенного плана 6 и нижней поверхностью профиля низко расположенного плана 7 (фиг. 12);
- относительным разнесением бортовых хорд по длине фюзеляжа

где Δ_x- расстояние между концами бортовых хорд, b - длина бортовой хорды плана (фиг. 13).Structurally, the PNS of the pyramidal type is characterized by the following main overall parameters:
- relative height

knot articulation 9, made in the form of a pylon washer or surround body.

where h is the distance between the lower profile surface of the end of the upper plan 6 and the upper surface of the profile of the end of the lower plan 7 on the surface of the joint 9, H is the distance along the board of the fuselage 1 between the upper profile surface of the high plan 6 and the lower profile surface of the low plan 7 ( Fig. 12);
- relative distance

between the longitudinal axes of the fuselage 1 (the reference plane of the aircraft) and the articulation assembly 9 (the plane of symmetry of the articulation assembly parallel to the reference plane),

where z is the distance between the surfaces of the fuselage 1 and the articulation node 9, l _cr / 2 - half-span PNS (Fig. 12);
- the relative parameter of the uneven arrangement of plans in height

where Δ _h is the distance along the board of the fuselage 1 between the profiles of the plans, H is the distance along the board of the fuselage 1 between the upper surface of the profile of the high plan 6 and the lower surface of the profile of the low plan 7 (Fig. 12);
- relative spacing of the side chords along the length of the fuselage

where Δ _x is the distance between the ends of the side chords, b is the length of the side chord of the plan (Fig. 13).

С точки зрения минимизации индуктивного сопротивления оптимальными являются следующие значения параметров:

что соответствует максимальной высоте узла сочленения 9 по поверхности шайбы-пилона или объемного тела;

т. е. при максимальном разнесении бортовых хорд вдоль фюзеляжа;

что соответствует равномерному разнесению планов по высоте. В качестве примера на фиг. 14 приведены зависимости, характеризующие соотношения сил индуктивного сопротивления A(h)/A₀ семейства ПНС с различными величинами удлинения λ при различных значениях относительной высоты

узла сочленения 9 (здесь A₀ = A при H = h). Видно, что уменьшение относительной высоты

узла сочленения 9 приводит к заметному возрастанию коэффициента отвала поляры ПНС. Это увеличение может достигать величины порядка 60% и будет тем больше, чем меньше удлинение планов. С другой стороны, увеличение высоты h узла сочленения 9 приводит к заметному росту массы конструкции ПНС и самолета в целом как за счет массы собственно узла сочленения, так и из-за роста массы планов. Этот рост обусловлен повышением определяющих значений изгибающего момента, действующего на планы при увеличении высоты узла сочленения. Таким образом, увеличение высоты h узла сочленения 9 ведет к повышению аэродинамического совершенства самолета и к снижению его весового совершенства. Соответственно, для каждого самолета может быть найдена оптимальная величина относительной высоты

узла сочленения, обеспечивающая максимизацию показателей транспортной эффективности.From the point of view of minimizing inductive resistance, the following parameter values are optimal:

which corresponds to the maximum height of the joint 9 on the surface of the pylon washer or surround body;

i.e., with maximum spacing of the side chords along the fuselage;

which corresponds to a uniform spacing of plans in height. As an example in FIG. Figure 14 shows the dependences characterizing the ratio of the inductive resistance forces A (h) / A _{0 of} the PNS family with different elongation values λ for various values of the relative height

junction node 9 (here A ₀ = A at H = h). It can be seen that the decrease in relative height

knot articulation 9 leads to a noticeable increase in the coefficient of blade polarization PNS. This increase can reach a value of about 60% and will be the greater, the smaller the extension of the plans. On the other hand, an increase in the height h of the joint 9 leads to a noticeable increase in the mass of the PNS structure and the aircraft as a whole, both due to the mass of the joint itself and due to the increase in the mass of plans. This increase is due to an increase in the defining values of the bending moment acting on the plans with an increase in the height of the joint. Thus, an increase in the height h of the joint 9 leads to an increase in the aerodynamic perfection of the aircraft and to a decrease in its weight perfection. Accordingly, for each aircraft, the optimal value of the relative height can be found.

articulation unit, maximizing transport efficiency indicators.

Увеличение длины разнесения бортовых хорд по длине фюзеляжа

улучшает аэродинамические характеристики ПНС из-за снижения интерференции планов. При этом наблюдаются снижение уровня индуктивного сопротивления, повышение равномерности нагружения планов, уменьшение смещения продольного фокуса из-за проявления эффектов сжимаемости. Однако, если увеличение разнесения по длине фюзеляжа 1 бортовых хорд планов не сопровождается пропорциональным увеличением длины разнесения концевых хорд по узлу сочленения 9, то это приведет к увеличению углов стреловидности переднего 6 и заднего 8 по потоку планов и, соответственно, к росту индуктивного сопротивления. В качестве примера на фиг. 15 приведены зависимости нормированных коэффициентов отвала поляры

от относительного разнесения бортовых хорд

Нормировка производилась по значению коэффициента А ПНС, составленной из нестреловидных планов:

(здесь A₀ = A при

). Видно, что при увеличении

величина

уменьшается, затем после достижения величиной

некоторого порогового значения коэффициент отвала поляры практически не изменяется. Исследования показывают, что пороговое значение

соответствует соотношению

где λ - удлинение ПНС, χ,χ₃ - углы стреловидности передних кромок переднего и заднего по потоку планов.The increase in the length of the separation of the side chords along the length of the fuselage

improves aerodynamic performance of the PNS due to reduced interference plans. At the same time, there is a decrease in the level of inductive resistance, an increase in the uniformity of loading of the plans, and a decrease in the shift of the longitudinal focus due to the manifestation of compressibility effects. However, if an increase in the spacing along the length of the fuselage 1 of the side chords of the plans is not accompanied by a proportional increase in the length of the spacing of the end chords along the joint 9, this will lead to an increase in the sweep angles of the front 6 and rear 8 along the flow of plans and, accordingly, to an increase in inductive resistance. As an example in FIG. 15 shows the dependences of the normalized polar blade coefficients

from relative spacing of airborne chords

Normalization was carried out according to the value of the coefficient A of the PNS, composed of non-sweeping plans:

(here A ₀ = A for

) It is seen that with increasing

value

decreases, then after reaching

of a certain threshold value, the polar blade coefficient remains practically unchanged. Studies show that the threshold value

corresponds to the ratio

where λ is the elongation of the PNS, χ, χ ₃ are the sweep angles of the leading edges of the front and rear flow planes.

Значения габаритных параметров ПНС могут быть определены по полученным расчетными методами графикам зависимостей относительного приращения показателя топливной эффективности самолета

от этих параметров: относительного расстояния

между продольными осями фюзеляжа и узла сочленения (фиг. 16), относительной высоты

узла сочленения, выполненного в виде шайбы-пилона или объемного тела (фиг. 17) и относительной длины

узла сочленения (фиг. 18).

где x - расстояние по поверхности узла сочленения между внешними концами концевых хорд переднего и заднего по потоку планов, X - расстояние по поверхности фюзеляжа между внешними концами бортовых хорд переднего и заднего по потоку планов (фиг. 12). Нормировка относительного приращения показателя топливной эффективности производилась по минимальной величине показателя топливной эффективности П самолета. Этот показатель характеризует расход топлива, приходящийся на единицу транспортной работы (на 1 пассажиро-км или 1 тонну-км), его величина зависит от удельного расхода топлива двигателей, аэродинамического и весового совершенства самолета, его пассажировместимости (грузоподъемности). При сравнении различных самолетов обычно используют значения П, рассчитанные по технической дальности полета [5]. Оптимизация самолета и режимов полета ведется с целью минимизации показателя П. Его величина возрастает с увеличением полетной массы самолета (со снижением его весового совершенства) и уменьшается с увеличением полетного аэродинамического качества (с повышением аэродинамического совершенства).The values of the overall parameters of the PNS can be determined from the graphs of the dependencies of the relative increment of the fuel efficiency indicator of the aircraft obtained by calculation methods

from these parameters: relative distance

between the longitudinal axes of the fuselage and the articulation unit (Fig. 16), relative height

joint assembly made in the form of a pylon washer or volumetric body (Fig. 17) and relative length

joint assembly (Fig. 18).

where x is the distance along the surface of the joint between the outer ends of the end chords of the front and rear downstream plans, X is the distance along the surface of the fuselage between the outer ends of the side chords of the front and rear downstream plans (Fig. 12). The relative increment of the fuel efficiency index was normalized by the minimum value of the fuel efficiency index P of the aircraft. This indicator characterizes the fuel consumption per transport unit (per 1 passenger-km or 1 ton-km), its value depends on the specific fuel consumption of the engines, the aerodynamic and weight perfection of the aircraft, its passenger capacity (carrying capacity). When comparing different aircraft, the values of P calculated from the technical flight range are usually used [5]. The optimization of the aircraft and flight modes is carried out in order to minimize the index P. Its value increases with an increase in the flight mass of the aircraft (with a decrease in its weight perfection) and decreases with an increase in flight aerodynamic quality (with an increase in aerodynamic perfection).

Как следует из графиков фиг. 16, 17 и 18, для приемлемого уровня относительного приращения топливной эффективности самолета, равного, например, одному проценту, габаритные параметры ПНС должны соответствовать следующим значениям:
- относительное расстояние

между продольными осями фюзеляжа (базовой плоскостью самолета) и узла сочленения (плоскостью симметрии узла сочленения, параллельной базовой плоскости) составляет 0,50...0,75 длины полуразмаха ПНС (фиг. 12);
- относительная высота

узла сочленения 9, выполненного в виде шайбы-пилона или объемного тела, составляет 0,05...0,45 величины расстояния по борту фюзеляжа между верхней поверхностью профиля высоко расположенного плана и нижней поверхностью профиля низко расположенного плана (фиг. 12);
- относительная длина

узла сочленения 9, выполненного в виде шайбы-пилона или объемного тела, составляет 0,154...0,257 величины расстояния по поверхности фюзеляжа между внешними концами бортовых хорд переднего и заднего по потоку планов (фиг. 13).As follows from the graphs of FIG. 16, 17 and 18, for an acceptable level of relative increment in the fuel efficiency of the aircraft, equal, for example, to one percent, the overall parameters of the PNS should correspond to the following values:
- relative distance

between the longitudinal axes of the fuselage (the base plane of the plane) and the joint assembly (plane of symmetry of the joint assembly parallel to the base plane) is 0.50 ... 0.75 of the half-span length of the PNS (Fig. 12);
- relative height

the articulation unit 9, made in the form of a pylon washer or volumetric body, is 0.05 ... 0.45 of the distance along the fuselage board between the upper surface of the profile of the high plan and the lower surface of the profile of the low plan (Fig. 12);
- relative length

the junction node 9, made in the form of a pylon washer or volumetric body, is 0.154 ... 0.257 of the distance along the fuselage surface between the outer ends of the side chords of the front and rear flow plans (Fig. 13).

Так как при определенных режимах полета и характеристиках силовой установки наибольшее влияние на величину показателя топливной эффективности оказывают полетное аэродинамическое качество и масса самолета, то, варьируя габаритными размерами ПНС при проектировании самолета, можно оптимизировать его с точки зрения разрешения противоречий между аэродинамическим и весовым совершенством. Since, under certain flight modes and characteristics of the power plant, the flight aerodynamic quality and mass of the aircraft have the greatest influence on the value of the fuel efficiency indicator, by varying the overall dimensions of the PNS during aircraft design, it can be optimized in terms of resolving contradictions between aerodynamic and weight perfection.

Таким образом, заявленное изобретение обеспечивает возможность создания трансзвуковых самолетов (M_∞ = 0,8-1,2) большой размерности, масса которых, по оценкам весового расчета, меньше на 30-50 т по сравнению с самолетами такой же размерности традиционных аэродинамических схем при максимальной взлетной массе 350-500 т.Thus, the claimed invention provides the ability to create transonic aircraft (M _∞ = 0.8-1.2) of large dimension, the mass of which, according to the estimates of the weight calculation, is less by 30-50 tons compared with airplanes of the same dimension of traditional aerodynamic schemes with maximum take-off weight of 350-500 tons

Изобретение может быть также использовано при проектировании и создании более легких летательных аппаратов различного назначения. The invention can also be used in the design and creation of lighter aircraft for various purposes.

Источники информации
1. US N 2406625, 1946, нац. кл. 244-13, фиг. 26, 27.Sources of information
1. US N 2406625, 1946, nat. class 244-13, FIG. 26, 27.

2. EP N 0087330 A1, 1983, МПК 3 В 64 C 39/08, фиг. 1, 3. 2. EP N 0087330 A1, 1983, IPC 3 B 64 C 39/08, FIG. thirteen.

3. WO N 88/05011, 1988, МПК 4 В 64 C 39/08, 29/00, 21/08. 3. WO N 88/05011, 1988, IPC 4 B 64 C 39/08, 29/00, 21/08.

4. П. Бауэрс. Летательные аппараты нетрадиционных схем: Пер. с англ. - М.: Мир, 1991, с. 311, рис. 16.9, 16.10. 4. P. Bowers. Aircraft of unconventional schemes: Trans. from English - M .: Mir, 1991, p. 311, fig. 16.9, 16.10.

5. Авиация: Энциклопедия / Гл. ред. Г.П. Свищев. - М.: Большая Российская энциклопедия, 1994, с. 569. 5. Aviation: Encyclopedia / Ch. ed. G.P. Svishchev. - M .: Big Russian Encyclopedia, 1994, p. 569.

Claims (10)

1. Самолет, содержащий фюзеляж, силовую установку, шасси, вертикальное хвостовое оперение, крыло, выполненное в виде несущей пространственной системы, консоли которой состоят из трех планов, один из которых низко расположен, бортовые хорды планов разнесены по длине фюзеляжа, а их концевые хорды сочленены и за линией сочленения выполнена дополнительная несущая поверхность, отличающийся тем, что фюзеляж снабжен горизонтальным хвостовым оперением, бортовые хорды планов разнесены по длине и высоте фюзеляжа исходя из условия не совмещения друг с другом проекций планов на горизонтальную и вертикальную плоскости, нормальные к базовой плоскости самолета, а концы планов сочленены посредством узла сочленения так, что концевые хорды разнесены по длине и высоте узла сочленения в таком же порядке, в каком разнесены их бортовые хорды на поверхности фюзеляжа. 1. Aircraft containing the fuselage, powerplant, landing gear, vertical tail, wing, made in the form of a supporting spatial system, the console of which consists of three plans, one of which is low, the side chords of the plans are spaced along the length of the fuselage, and their end chords articulated and an additional bearing surface is made behind the articulation line, characterized in that the fuselage is provided with a horizontal tail, the side chords of the plans are spaced along the length and height of the fuselage based on the condition of not matching dr d, with the other projection of the plans on the horizontal and vertical planes, normal to the base plane of the aircraft, and the ends of the plans are articulated by the articulation node so that the end chords are spaced along the length and height of the articulation node in the same order as their side chords are spaced on the fuselage surface . 2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что в пространственной несущей системе передний по потоку план высоко расположен, имеет отрицательное поперечное V и прямую стреловидность, средний по потоку план низко расположен, имеет положительное поперечное V и прямую стреловидность, а задний по потоку план средне расположен горизонтально и имеет обратную стреловидность. 2. The aircraft according to claim 1, characterized in that in the spatial carrier system the upstream plan is high, has a negative transverse V and a direct sweep, the medium flow plan is low, has a positive transverse V and a direct sweep, and the back one the plan is mid-horizontal and has the opposite sweep. 3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что в пространственной несущей системе передний по потоку план средне расположен горизонтально и имеет прямую стреловидность, средний по потоку план низко расположен, имеет положительное поперечное V и прямую стреловидность, а задний по потоку план высоко расположен, имеет отрицательное поперечное V и обратную стреловидность. 3. The aircraft according to claim 1, characterized in that in the spatial carrier system the upstream plan is horizontally horizontal and has a direct sweep, the medium flow plan is low, has a positive transverse V and straight sweep, and the backstream plan is high has a negative transverse V and reverse sweep. 4. Самолет по п.1, отличающийся тем, что в пространственной несущей системе передний по потоку план низко расположен, имеет положительное поперечное V и прямую стреловидность, средний по потоку план высоко расположен, имеет отрицательное поперечное V и нулевую стреловидность, а задний по потоку план средне расположен горизонтально и имеет обратную стреловидность. 4. The aircraft according to claim 1, characterized in that in the spatial support system the upstream plan is low, has a positive transverse V and straight sweep, the medium flow plan is high, has a negative transverse V and zero sweep, and the rear one the plan is mid-horizontal and has the opposite sweep. 5. Самолет по п.1, отличающийся тем, что в пространственной несущей системе средне расположенный план смещен по вертикали от срединного положения в сторону высоко расположенного плана и имеет отрицательное поперечное V или расположен горизонтально. 5. The aircraft according to claim 1, characterized in that in the spatial carrier system, the mid-positioned plan is shifted vertically from the mid-position toward the high-lying plan and has a negative transverse V or is located horizontally. 6. Самолет по п.1, отличающийся тем, что в пространственной несущей системе средне расположенный план смещен по вертикали от срединного положения в сторону низко расположенного плана и имеет положительное поперечное V или расположен горизонтально. 6. The aircraft according to claim 1, characterized in that in the spatial carrier system the mid-positioned plan is shifted vertically from the mid-position towards the low-lying plan and has a positive transverse V or is located horizontally. 7. Самолет по п.1, отличающийся тем, что в пространственной несущей системе планы снабжены взлетно-посадочной механизацией, органами продольного и поперечного управления и балансировки. 7. The aircraft according to claim 1, characterized in that in the spatial carrier system, the plans are equipped with take-off and landing mechanization, longitudinal and lateral control and balancing bodies. 8. Самолет по п.1, отличающийся тем, что узел сочленения выполнен в виде шайбы-пилона. 8. The aircraft according to claim 1, characterized in that the joint assembly is made in the form of a pylon washer. 9. Самолет по п.1, отличающийся тем, что узел сочленения выполнен в виде объемного тела, например, осесимметричной или овальной в поперечном сечении формы. 9. The aircraft according to claim 1, characterized in that the articulation unit is made in the form of a three-dimensional body, for example, an axisymmetric or oval in cross-sectional shape. 10. Самолет по любому из пп.1 - 8, отличающийся тем, что в пространственной несущей системе относительное расстояние между продольными осями фюзеляжа и узла сочленения составляет 0,50 - 0,75 длины полуразмаха пространственной несущей системы, относительная высота узла сочленения составляет 0,05 - 0,45 величины расстояния по борту фюзеляжа между нижней поверхностью профиля низко расположенного плана и верхней поверхностью профиля высоко расположенного плана, относительная длина узла сочленения составляет 0,154 - 0,257 величины расстояния между внешними концами бортовых хорд переднего и заднего по потоку планов. 10. Aircraft according to any one of claims 1 to 8, characterized in that in the spatial carrier system, the relative distance between the longitudinal axes of the fuselage and the articulation assembly is 0.50 - 0.75 of the half-span length of the spatial carrier system, the relative height of the articulation assembly is 0, 05 - 0.45 of the distance along the board of the fuselage between the lower surface of the profile of the low plan and the upper surface of the profile of the high plan, the relative length of the joint is 0.154 - 0.257 the distance between the outer and ends onboard chords front and rear flow plans.

Images