Патент на изобретение №2398709

(54) САМОЛЕТ И ЕГО СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО

(57) Реферат:

Группа изобретений относится к авиационной технике. Самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло, оперение и реактивные двигатели. Фюзеляж характеризуется выбором координат точек контуров наружной поверхности. Стреловидное крыло содержит консольные части и центроплан, которые заданы координатами верхнего и нижнего контуров аэродинамических профилей, размещенных в базовых сечениях крыла. Группа изобретений направлена на снижение массы и обеспечение комфортного размещения пассажиров. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 27 ил., 13 табл.

Заявляемая группа изобретений относится к авиационной технике, а именно к техническим решениям самолетов, предназначенных преимущественно для обслуживания региональных авиаперевозок, и стреловидных крыльев для этого типа самолетов.

Известны технические решения самолетов (см., например, патенты на полезные модели РФ 13647 и 19814), которые включают фюзеляж, крыло, вертикальное и горизонтальное оперение. Фюзеляж самолетов в соответствии с этими техническими решениями составлен из последовательно размещенных носового и хвостового отсеков. Крыло в этих решениях соединено с носовым отсеком, а вертикальное и горизонтальное оперение – с хвостовым отсеком. Технической задачей, решаемой этими полезными моделями, является повышение аэродинамических показателей самолетов при сохранении оптимальных габаритов для размещения в носовом отсеке 24 мест для экипажа и пассажиров. Эта техническая задача решается в этих полезных моделях путем оптимального выбора геометрии наружной поверхности обшивки фюзеляжей самолетов, которая задается координатами совокупности ее точек. Точки поверхности фюзеляжа выбраны из контуров, образованных сечениями фюзеляжа поперечными плоскостями, при этом каждый контур задан тремя точками: в качестве первой и второй точек взяты точки пересечения контура с плоскостью симметрии самолета, а в качестве третьей точки взята точка контура, максимально удаленная от плоскости симметрии самолета.

Техническая задача в этих полезных моделях решается применительно к небольшим легким самолетам, например самолетам сельскохозяйственного назначения или самолетам местных авиалиний. Эти решения не могут быть использованы для разработки региональных самолетов большей размерности и для разработки модельного ряда региональных самолетов различной пассажировместимости.

Известно техническое решение пассажирского самолета Ту-134 (см., например, В.А.Бороденко, Самолет Ту-134, изд. «Транспорт», М., 1972 г.), диаметр поперечного сечения которого 2,9 м, а длина 37,1 м, при этом удлинение фюзеляжа (отношение длины фюзеляжа к диаметру) составляет =12,8. Конфигурация поперечного сечения фюзеляжа позволяет разместить в пассажирском салоне самолета 76 пассажиров, при этом по каждому борту самолета размещаются по два ряда кресел. Использованное в этом техническом решении поперечное сечение фюзеляжа не дает возможности разработки модельного ряда пассажирских самолетов, которое включает самолеты различной пассажировместимости: дополнение самолета, рассчитанного на перевозку 76 пассажиров, самолетами, рассчитанными на перевозку, например, 60 и 95 пассажиров с высокой степенью унификации, предусматривающей использование единого для всех самолетов решения поперечного сечения фюзеляжа и крыла одинаковой геометрии, приводит к ухудшению аэродинамических характеристик самолета и значительным весовым затратам. Кроме того, вследствие небольшого (менее 3 м) поперечного диаметра фюзеляжа уровень комфорта пассажиров не соответствует современным требованиям. Не соответствуют современным требованиям и некоторые характеристики багажно-грузового отделения.

Известны технические решения стреловидных крыльев магистральных самолетов с крейсерскими скоростями полета 800-850 км/ч, например, техническое решение крыла пассажирского самолета Эрбас Индастри А-320 (см. Пассажирский самолет Эрбас Индастри А-320, сост. Зайцева Н.Н., стр.21-23, ЦАГИ, 1993 г.), технические решения стреловидного крыла, описанные в патентах РФ 1827975 (RU 1827975, В64С 3/00, 1995) и 2228282 (RU 2228282, В64С 3/14, 2002).

Так стреловидное крыло в соответствии с патентом РФ 1827975 выполнено с удлинением >7, стреловидностью °=20-35° и имеет на скользящей части, начиная с 20% полуразмаха, профили с относительной малой толщиной С=713% и срединными линиями положительной кривизны с отношением максимальной кривизны к ее среднему значению f/f_cp=1,41,5, причем срединные линии профилей скользящей части крыла выполнены таким образом, что произведение квадрата положения максимальной кривизны на среднее значение кривизны имеет соотношение X_f²*f_cp=40005000, а угол между хордой сечения и касательной к срединной линии в концевой точке профиля составляет величину менее 6°.

Стреловидное крыло в соответствии с патентом РФ 2228282 включает аэродинамическую несущую поверхность, сформированную на базе неплоской срединной поверхности, плавно изменяющейся по размаху крыла. При этом при переходе от бортового сечения к законцовке крыла S-образная форма срединной поверхности с отрицательной вогнутостью в хвостовых частях аэродинамических профилей постепенно исчезает, а ее граница с участками положительной вогнутости плавно смещается в хвостовые части аэродинамических профилей.

Однако указанные технические решения имеют следующие недостатки.

Во-первых, эти технические решения не учитывают особенности обтекания крыла, связанные с влиянием установленных под консолями крыла двигателей, их мотогондол и пилонов. Во-вторых, значительны технологические трудности при изготовлении стреловидных крыльев в производстве, так как зачастую изготовление обшивки крыла, полностью соответствующей сложным законам изменения срединной поверхности и других характеристик аэродинамической поверхности крыла, приводит к необходимости изготовления обшивки крыла в виде поверхности двойной кривизны.

Ближайшим аналогом заявляемого технического решения «Самолет» является решение по патенту на изобретение РФ 2277058 (опубл. 27.05.2006 г.), которое решает задачу разработки самолета, рассчитанного на магистральные перевозки, с переменной пассажировместимостью. В соответствии с этим решением самолет содержит фюзеляж, соединенные с ним стреловидное крыло, вертикальное и горизонтальное оперение. Фюзеляж составлен из последовательно размещенных носового отсека (в терминологии источника – переднего отсека), переднего отсека (в терминологии источника – съемного переднего отсека), центрального отсека, заднего отсека (в терминологии источника – заднего съемного отсека) и хвостового отсека. В этом решении стреловидное крыло соединено с центральным отсеком и содержит центроплан и отъемные консоли крыла. Кроме того, в этом техническом решении стреловидное крыло включает два переходных отсека, которые размещаются в случае необходимости между центропланом и отъемными консолями крыла. Вертикальное и горизонтальное оперение закреплено в этом решении в хвостовом отсеке. Под консолями крыла на пилонах установлены реактивные двигатели.

В этом решении носовой и хвостовой отсеки выполнены в виде комбинации сужающейся к носу или законцовке фюзеляжа форм с цилиндрическими формами. Передний и центральный отсеки и задний и хвостовой отсеки стыкуются друг с другом цилиндрическими формами, причем плоскости стыка носового и переднего отсеков и заднего и хвостового отсеков проходят по цилиндрической части фюзеляжа.

Изменение пассажировместимости самолета в этом техническом решении достигается изменением длины фюзеляжа путем снятия или установки переднего и заднего отсеков в сочетании с изменением площади стреловидного крыла путем соответствующего подбора упомянутых переходных отсеков крыла.

Использование этого технического решения оправдано для магистральных пассажирских самолетов, рассчитанных на перевозку 200 и более пассажиров. Однако при использовании этого технического решения для разработки модельного ряда самолетов меньшей размерности, рассчитанных на обеспечение региональных перевозок, технически и экономически не оправдано, так как изменение пассажировместимости самолета связано не только со значительной переналадкой производства из-за изменения геометрии крыла, но и с проведением большого объема аэродинамических, прочностных и летных испытаний самолета с измененной геометрией стреловидного крыла.

Ближайшим аналогом заявляемого технического решения стреловидного крыла является решение крыла (см. Машиностроение, Энциклопедия, том IV-21, книга 1, Аэродинамика, Динамика полета и прочность, стр.84-85, рис.1.2.6, изд. «Машиностроение», М., 2002 г.), которое содержит консольную и центропланную части. Каждая из консолей крыла образована участками поверхностей одинарной и двойной кривизны, плавно сопряженными с пятью аэродинамическими профилями. Контур каждого из профилей составлен из верхнего и нижнего полуконтуров. Аэродинамические профили размещены в базовых сечениях, параллельных плоскости симметрии самолета, причем плоскость первого из профилей помещена в бортовом сечении. Передние кромки каждого последующего профиля смещены против направления полета относительно передней кромки предыдущего профиля. В этом техническом решении при переходе от бортового сечения к законцовке крыла уменьшается относительная толщина аэродинамических профилей. Кроме того, в этом техническом решении при переходе от бортового сечения к законцовке крыла уменьшаются углы геометрической крутки сечений крыла.

Описанные выше аналоги стреловидного крыла, в том числе и ближайший аналог, не предназначены для использования при разработке модельного ряда самолетов, включающего несколько самолетов различной пассажировместимости с одинаковыми размерами в поперечном сечении фюзеляжа и различной его длиной, которая определяется пассажировместимостью конкретного самолета. Кроме того, типичное решение схемы аэродинамической компоновки стреловидного крыла ближайшего аналога не учитывает необходимости размещения в непосредственной близости от консолей крыла мотогондол и пилонов двигателей, что характерно для региональных самолетов.

Технической задачей, решаемой заявляемым решением «Самолет», является разработка самолета, допускающего создание на его основе модельного ряда самолетов, рассчитанного преимущественно на обслуживание региональных авиаперевозок, за счет изменения его пассажировместимости без изменения геометрических размеров крыла, в сочетании с высокими аэродинамическими характеристиками каждого самолета модельного ряда, снижения массы конструкции самолета и обеспечения комфортного размещения пассажиров.

Задачей, решаемой заявляемым стреловидным крылом, является разработка крыла единой геометрии, обеспечивающего высокие аэродинамические характеристики при использовании его в модельном ряде самолетов различной пассажировместимости в сочетании с возможностью размещения под крылом двух двигателей с большими габаритами в диапазоне крейсерских режимов полета, характеризующихся числом М=0,750,82. Задачей, решаемой заявляемым стреловидным крылом, является также разработка аэродинамической схемы крыла, позволяющей упростить технологию изготовления отъемных консолей крыла.

Поставленная техническая задача заявляемым решением «Самолет» решается следующим образом.

Известно решение самолета, содержащее фюзеляж, соединенные с ним стреловидное крыло, вертикальное и горизонтальное оперение. Кроме того, самолет содержит реактивные двигатели, закрепленные на пилонах под консолями. Фюзеляж самолета в известном решении составлен из последовательно размещенных носового, переднего, центрального, заднего и хвостового отсеков.

В заявляемом решении самолета новым является то, что наружная поверхность отсеков фюзеляжа задана координатами точек в прямоугольных системах координат, оси абсцисс которых совмещены со строительной горизонталью фюзеляжа самолета, оси ординат размещены в плоскости симметрии самолета, а оси аппликат перпендикулярны плоскости симметрии самолета. Точки поверхности фюзеляжа выбраны из контуров, образованных сечениями фюзеляжа поперечными плоскостями. Каждый контур задан семью точками, при этом в качестве первой и второй точек взяты точки пересечения контура с плоскостью симметрии самолета, в качестве третьей точки взята точка контура, максимально удаленная от плоскости симметрии самолета. В качестве четвертой и пятой точек взяты точки контура, удаленные от плоскости симметрии самолета на половину, а шестая и седьмая точки на семь восьмых от расстояния между третьей точкой и плоскостью симметрии самолета.

Поверхность носового отсека фюзеляжа в заявляемом решении задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена против полета, а начало координат размещено в поперечной плоскости, содержащей законцовку носа самолета, при этом координаты точек поверхности носового отсека заданы параметрами, приведенными в таблице 1.

Таблица 1
Х11	Y111	Y112	Y113	Z113	Y114	Y115	Y116	Y117
0	-980,0	-980,0	-980,0	0,0	-980,0	-980,0	-980,0	-980,0
15	-885,0	-1061,7	-980,0	107,6	-895,9	-1050.8	-930,2	-1019,6
50	-801,2	-1127,6	-979,7	197,9	-820,7	-1107,8	-885,0	-1051,3
100	-719,4	-1186,5	-978,7	281,9	-747,0	-1158,7	-839,7	-1079,3
300	-495,4	-1327,2	-968,5	496,7	-540,6	-1279,1	-703,9	-1142,1
600	-248.5	-1454,4	-936,9	714,4	-305,1	-1385,1	-530,0	-1187,4
1200	150.3	-1613,0	-827,8	1024,7	85,2	-1507,8	-200,6	-1207,9
1800	650,4	-1714,8	-679.1	1242,0	508,3	-1576,0	108,3	-1180,5
2400	1081,9	-1785,0	-513,0	1400,0	914,9	-1614,6	319,2	-1128,8
3000	1338,2	-1833,5	-349,3	1516,1	1167.3	-1634,6	509,5	-1067,8
3495	1481,7	-1860,8	-228,5	1588,1	1297,6	-1642,1	644,8	-1018,7

Часть поверхности переднего отсека фюзеляжа, примыкающая к стыку переднего отсека с носовым отсеком, задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена против полета, а начало координат размещено в поперечной плоскости, совмещенной с плоскостью стыка носового и переднего отсеков, при этом координаты точек поверхности указанной части носового отсека заданы параметрами, приведенными в таблице 2.

Таблица 2
Х21	Y211	Y212	Y213	Z213	Y214	Y215	Y216	Y217
0	1481,7	-1860,8	-228,5	1588,1	1297,6	-1642,1	644,8	-1018,7
600	1601,5	-1881,2	-112,1	1652,7	1401,1	-1644,8	742,1	-969,4
1200	1677,3	-1889,6	-37,5	1697,0	1462,1	-1646,4	792,9	-940,2
1800	1718,2	-1890,0	-4,9	1722,5	1491,4	-1646,7	821,6	-927,0
2400	1730,0	-1890,0	0,0	1730,0	1498,2	-1647,5	837,5	-924,4

Часть поверхности переднего отсека, примыкающего к центральному отсеку, задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена по направлению полета, начало координат совмещено с плоскостью стыка переднего отсека с центральным отсеком, при этом координаты точек поверхности этой части переднего отсека заданы параметрами, приведенными в таблице 3.

Таблица 3
Х22	Y221	Y222	Y223	Z223	Y224	Y225	Y226	Y227
0	1730,0	-2069,9	0,0	1730,0	1498,2	-2062,5	837,5	-1851,9
600	1730,0	-2036,7	0,0	1730,0	1498,2	-2028,2	837,5	-1746,3
1200	1730,0	-1998,1	0,0	1730,0	1498,2	-1982,3	837,5	-1460,8
1800	1730,0	-1957,7	0,0	1730,0	1498,2	-1901,1	837,5	-924,4
2400	1730,0	-1917,8	0,0	1730,0	1498,2	-1762,7	837,5	-924,4
3000	1730,0	-1890,0	0,0	1730,0	1498,2	-1647,5	837,5	-924,4

Поверхность центрального отсека фюзеляжа задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена против полета, а начало координат совмещено с плоскостью стыка центрального отсека с передним отсеком, при этом координаты точек поверхности центрального отсека заданы параметрами, приведенными в таблице 4.

Таблица 4
Х11	Y311	Y312	Y313	Z313	Y314	Y315	Y316	Y317
0	1730,0	-2069,9	0,0	1730,0	1498,2	-2062,5	837,5	-1851,9
600	1730,0	-2094,5	0,0	1730,0	1498,2	-2087,4	837,5	-1903,7
1200	1730,0	-2109,2	0,0	1730,0	1498,2	-2102,2	837,5	-1932,7
1800	1730,0	-2115,2	0,0	1730,0	1498,2	-2108,2	837,5	-1946,0
2400	1730,0	-2113,7	0,0	1730,0	1498,2	-2106,8	837,5	-1944,8
3000	1730,0	-2103,6	0,0	1730,0	1498,2	-2096,6	837,5	-1935,1
3600	1730,0	-2082,7	0,0	1730,0	1498,2	-2075,6	837,5	-1913,8
4200	1730,0	-2052,3	0,0	1730,0	1498,2	-2044,9	837,5	-1878,6
4800	1730,0	-2017,1	0,0	1730,0	1498,2	-2008,3	837,5	-1824,4
5400	1730,0	-1981,7	0,0	1730,0	1498,2	-1966,6	837,5	-1738,7
5500	1730,0	-1975,9	0,0	1730,0	1498,2	-1958,6	837,5	-1718,4

Часть поверхности заднего отсека, примыкающего к центральному отсеку, задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена против направления полета, а ее начало координат совмещено с плоскостью стыка заднего отсека с центральным отсеком, при этом координаты точек поверхности этой части заднего отсека заданы параметрами, приведенными в таблице 5.

Таблица 5
Х41	Y411	Y412	Y413	Y413	Y414	Y415	Y416	Y417
0	1730,0	-1975,9	0,0	1730,0	1498,2	-1958,6	837,5	-1718,4
600	1730,0	-1942,6	0,0	1730,0	1498,2	-1894,0	837,5	-1522,8
1200	1730,0	-1910,6	0,0	1730,0	1498,2	-1797,9	837,5	-924,4
1800	1730,0	-1890,0	0,0	1730,0	1498,2	-1679,7	837,5	-924,4
1902	1730,0	-1890,0	0,0	1730,0	1498,2	-1647,5	837,5	-924,4

Часть поверхности заднего отсека фюзеляжа, примыкающая к стыку заднего отсека с хвостовым отсеком, задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена по направлению полета, а начало координат размещено в поперечной плоскости, совмещенной с плоскостью стыка заднего отсека с хвостовым отсеком, при этом координаты точек поверхности этой части заднего отсека заданы параметрами, приведенными в таблице 6.

Таблица 6
Х42	Y421	Y422	Y423	Z423	Y424	Y425	Y426	Y427
0	1699,1	-1304,9	197,1	1502,0	1497,9	-1103,6	924,2	-530,0
600	1721,0	-1446,4	120,2	1600,7	1506,5	-1232,7	895,2	-622,4
1200	1729,5	-1574,6	56,6	1672,9	1505,3	-1348,8	866,5	-701,8
1800	1730,0	-1686,3	13,6	1716,3	1500,0	-1452,1	844,6	-775,6
2400	1730,0	-1777,7	0,1	1729,9	1498,2	-1538,7	837,5	-839,5
3000	1730,0	-1844,6	0,0	1730,0	1498,2	-1603,2	837,5	-888,6
3600	1730,0	-1882,6	0,0	1730,0	1498,2	-1640,2	837,5	-918,0
3997	1730,0	-1890	0,0	1730,0	1498,2	-1647,5	837,5	-924,4

Поверхность хвостового отсека фюзеляжа задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена против полета, а начало координат совмещено с плоскостью стыка хвостового и заднего отсеков, при этом координаты точек хвостового отсека заданы параметрами, приведенными в таблице 7.

Таблица 7
Х51	Y511	Y512	Y513	Z513	Y514	Y515	Y516	Y517
0	1699,1	-1304,9	197,1	1502,0	1497,9	-1103,6	924,2	-530,0
600	1665,2	-1152,6	350,5	1381,8	1483,1	-963,5	976,8	-424,3
1200	1621,4	-991,8	606,3	1247,8	1463,5	-819,8	1062,2	-329,5
1800	1568,9	-823,9	845,8	1110,8	1435,6	-670,8	1140,7	-234,5
2400	1507,4	-650,3	949,5	981,1	1399,2	-514,6	1169,9	-127,8
3000	1439,2	-473,8	945,4	859,0	1355,9	-353,5	1157,5	-10,7
3600	1370,8	-297,2	940,3	736,9	1306,6	-192,3	1138,0	106,6
4200	1302,4	-120,6	935,1	614,8	1252,1	-31,1	1111,0	223,9
4800	1233,8	56,1	928,5	491,9	1193,0	130,2	1076,4	341,4
5400	1125,9	253,8	869,2	341,2	1091,8	309,6	994,3	467,6
5874,5	909,9	523,2	734,5	175,3	886,8	548,9	820,9	622,6

В заявляемом решении абсциссы и ординаты точек каждого из контуров наружной поверхности обшивки отсеков фюзеляжа и их частей рассчитываются по следующим общим соотношениям:

x_ij=X_ij±х,

y_ij^k=Y_ij^k±у,

а аппликаты третьих точек контуров по соотношению

z_ij³=Z_ij³±z.

В приведенных соотношениях X_ij, Y_ij^k, Z_ij³ – параметры координат наружной поверхности обшивки фюзеляжа, приведенные выше в таблицах 1-7, i – индекс отсека, причем i=1 для носового отсека, i=2 для переднего, где i -индекс отсека, причем i=1 для носового отсека, i=2 для переднего отсека, i=3 для центрального отсека, i=4 для заднего отсека, i=5 для хвостового отсека, j=1 для носового отсека, части переднего отсека, смежной с носовым отсеком, центрального отсека, части заднего отсека, смежной с центральным отсеком, и хвостового отсека, j=2 для части переднего отсека, смежной с центральным отсеком, и части заднего отсека, смежной с хвостовым отсеком, k – номер точки контура (k=17), а х, у и z – величины, значения которых не превышают 5 мм.

Поверхность консольной части упомянутого стреловидного крыла заявляемого решения выполнена из последовательно размещенных вдоль полуразмаха крыла, начиная от бортового сечения, плавно сопряженных друг с другом первого участка поверхности одинарной кривизны, первого участка поверхности двойной кривизны, второго участка поверхности одинарной кривизны и второго участка поверхности двойной кривизны. Кроме того, поверхность консольной части крыла плавно сопряжена с аэродинамическими профилями, один из которых размещен в бортовом сечении фюзеляжа, смещенном от плоскости симметрии самолета на 1640±7 мм, а точка его передней кромки смещена от стыка центрального и переднего отсеков фюзеляжа вперед по направлению полета на 480±Х мм, где Z и Y – величины, значения которых не превышают 100 и 30 мм соответственно.

В заявляемом решении упомянутые реактивные двигатели размещены под первыми участками двойной кривизны консолей стреловидного крыла.

Кроме того, в заявляемом решении горизонтальное и вертикальное оперение может быть выполнено на большей их части в виде участков одинарной кривизны, поверхности которых образованы двумя граничными симметричными аэродинамическими профилями и отрезками, соединяющими контуры граничных аэродинамических профилей, причем концы отрезков размещены в ординатах контуров одноименных процентов хорды аэродинамических профилей. Плоскость первого аэродинамического профиля вертикального оперения может быть смещена от строительной горизонтали фюзеляжа на 1540±Y мм, а второго на 6810±Y мм, плоскость первого аэродинамического профиля горизонтального оперения может быть смещена на 1100±Z мм от плоскости симметрии самолета, а второго на 5170±Z мм, причем точка передней кромки первого аэродинамического профиля горизонтального оперения может быть смещена вверх на 750±Y мм от строительной горизонтали фюзеляжа. Горизонтальное оперение может быть выполнено с углом поперечного V по передней кромке 3,5°4,5° и стреловидностью 3435 градусов, а вертикальное оперение со стреловидностью по передней кромке 3940 градусов. В заявляемом решении контуры первых и вторых аэродинамических профилей вертикального и горизонтального оперения могут быть заданы параметрами, приведенными в таблице 8.

Абсциссы и ординаты контуров аэродинамических профилей вертикального и горизонтального оперения при этом рассчитываются по соотношениям

x=Х⁰*В/100,

у=Y⁰*В/100±у_П,

где Х⁰, Y⁰ – параметры контуров аэродинамических профилей, указанные в приведенной таблице 8, В – длина хорды соответствующего аэродинамического профиля, равная для первого и второго аэродинамических профилей вертикального оперения 4496±В мм и 1364±В мм соответственно, а для первого и второго аэродинамических профилей горизонтального оперения 2548±В мм и 815±В мм соответственно. В приведенных соотношениях Y, Z, у_П, В – величины, значения которых не превышают 30, 30, 5 и 40 мм соответственно.

Кроме того, в заявляемом решении самолета носок первого аэродинамического профиля вертикального оперения может быть смещен от плоскости стыка хвостового и заднего отсека вперед по направлению полета на 951±Х мм, а носок первого аэродинамического профиля горизонтального оперения – на 1794±Х мм против направления полета, где X – величина, не превышающая значение 50 мм.

Кроме того, длина переднего отсека в заявляемом решении самолета может быть выбрана из диапазона 54005450 мм, а заднего из диапазона 59706020 мм.

Кроме того, длина переднего отсека в заявляемом решении самолета может быть выбрана из диапазона 74007450 мм, а заднего из диапазона 74707520 мм.

Поставленная техническая задача заявляемым решением «Стреловидное крыло» решается следующим образом.

Известно стреловидное крыло самолета, содержащее консольную и центропланную части. Каждая из консолей крыла образована участками поверхностей одинарной и двойной кривизны, плавно сопряженными с пятью аэродинамическими профилями. Аэродинамические профили размещены в базовых сечениях, параллельных плоскости симметрии самолета. Контур каждого профиля составлен из верхнего и нижнего полуконтуров, причем плоскость первого из аэродинамических профилей помещена в бортовом сечении, а передние кромки каждого последующего профиля смещены против направления полета относительно передней кромки предыдущего профиля.

В заявляемом техническом решении стреловидного крыла новым является то, что консольная часть крыла выполнена из последовательно размещенных вдоль полуразмаха крыла, начиная от бортового сечения, первого участка поверхности одинарной кривизны, первого участка поверхности двойной кривизны, второго участка поверхности одинарной кривизны и второго участка поверхности двойной кривизны. Первый участок поверхности одинарной кривизны ограничен первым и вторым аэродинамическими профилями, первый участок поверхности двойной кривизны ограничен вторым и третьим аэродинамическими профилями, второй участок поверхности одинарной кривизны ограничен третьим и четвертым аэродинамическими профилями, второй участок поверхности двойной кривизны ограничен четвертым аэродинамическим профилем и законцовкой крыла. Каждый из участков поверхности одинарной кривизны образован отрезками, соединяющими контуры граничных аэродинамических профилей, причем концы их размещены в ординатах контуров одноименных процентов проекции профиля на строительную горизонталь фюзеляжа.

В заявляемом решении плоскость первого аэродинамического профиля смещена от плоскости симметрии самолета на 1640±Z мм, а его контур задан параметрами, приведенными в таблице 9.

Таблица 9
X1	YB1	YH1
0	0	0
0,25	0,883	-0,806
0,5	1,246	-1,149
1	1,758	-1,641
3	2,970	-2,942
5	3,683	-3,934
7,5	4,262	-5,010
10	4,635	-5,954
15	5,030	-7,530
20	5,150	-8,760
25	5,103	-9,673
30	4,948	-10,312
35	4,703	-10,715
40	4,366	-10,917
45	3,930	-10,946
50	3,378	-10,807
60	1,964	-10,041
70	0,322	-8,792
80	-1,460	-7,450
90	-3,476	-6,380
95	-4,513	-6,003
100	-5,540	-5,725

Плоскость второго аэродинамического профиля смещена от плоскости симметрии самолета на 3500±Z мм, точка его передней кромки смещена вдоль направления полета относительно точки передней кромки первого аэродинамического профиля на 1160±Х мм, а его контур задан параметрами, приведенными в таблице 10.

Таблица 10
X2	YB2	YH2
0	0	0
0,25	0,716	-0,701
0,5	0,981	-0,979
1	1,348	-1,378
3	2,152	-2,481
5	2,637	-3,279
7,5	3,071	-4,080
10	3,395	-4,749
15	3,829	-5,827
20	4,073	-6,662
25	4,179	-7,339
30	4,173	-7,910
35	4,076	-8,383
40	3,895	-8,730
45	3,638	-8,898
50	3,313	-8,844
60	2,479	-8,083
70	1,345	-6,712
80	-0,133	-5,148
90	-1,920	-4,013
95	-2,896	-3,851
100	-3,877	-4,113

Плоскость третьего аэродинамического профиля смещена от плоскости симметрии самолета на 5235±Z мм, точка его передней кромки смещена вдоль направления полета относительно точки передней кромки первого аэродинамического профиля на 2245±Х мм, а его контур задан параметрами, приведенными в таблице 11.

Таблица 11
X3	YB3	VH3
0	0	0
0,25	0,593	-0,532
0,5	0,845	-0,738
1	1,225	-1,037
3	2,120	-1,837
5	2,676	-2,450
7,5	3,175	-3,120
10	3,553	-3,713
15	4,100	-4,745
20	4,468	-5,579
25	4,715	-6,231
30	4,873	-6,693
35	4,961	-6,955
40	4,997	-7,027
45	4,982	-6,906
50	4,910	-6,600
60	4,523	-5,416
70	3,697	-3,644
80	2,404	-1,827
90	0,696	-0,879
95	-0,257	-0,961
100	-1,191	-1,508

Плоскость четвертого аэродинамического профиля смещена от плоскости симметрии самолета на 11200±Z мм, точка его передней кромки смещена вдоль направления полета относительно точки передней кромки первого аэродинамического профиля на 5340±Х мм, а его контур задан параметрами, приведенными в таблице 12.

Таблица 12
X4	YB4	YH4
0	0	0
0,25	0,755	-0,771
0,5	1,017	-1,033
1	1,373	-1,394
3	2,204	-2,154
5	2,740	-2,604
7,5	3,227	-3,027
10	3,617	-3,356
15	4,212	-3,876
20	4,653	-4,303
25	4,996	-4,657
30	5,260	-4,918
35	5,449	-5,057
40	5,570	-5,041
45	5,626	-4,853
50	5,610	-4,505
60	5,287	-3,506
70	4,558	-2,298
80	3,408	-0,955
90	1,813	-0,089
95	0,880	-0,208
100	-0,057	-0,726

Первый участок поверхности двойной кривизны выполнен плавно сопряженным с первым и вторым участками поверхности одинарной кривизны, а второй участок поверхности двойной кривизны плавно сопряжен со вторым участком поверхности одинарной кривизны и пятым аэродинамическим профилем. Плоскость пятого аэродинамического профиля смещена от плоскости симметрии самолета на 13240±Z мм, его передняя кромка смещена вдоль направления полета относительно точки передней кромки первого аэродинамического профиля на 6410±Х мм, а его контур задан параметрами, приведенными в таблице 13.

Таблица 13
X5	YB5	YH5
0	0	0
0,25	0,642	-0,735
0,5	0,919	-0,998
1	1,301	-1,353
3	2,228	-2,115
5	2,825	-2,543
7,5	3,396	-2,914
10	3,834	-3,183
15	4,500	-3,549
20	4,992	-3,789
25	5,382	-3,949
30	5,703	-4,022
35	5,945	-4,023
40	6,111	-3,924
45	6,197	-3,704
50	6,202	-3,359
60	5,934	-2,428
70	5,259	-1,285
80	4,210	-0,068
90	2,825	0,748
95	2,030	0,760
100	1,230	0,432

В заявляемом решении точки передних кромок первого, второго, третьего и четвертого аэродинамических профилей смещены от строительной горизонтали фюзеляжа вниз на 1010±Y мм, 823±Y мм, 693±Y мм, 103±Y мм соответственно, а точка передней кромки пятого аэродинамического профиля смещена от строительной горизонтали фюзеляжа вверх на 95±Y мм.

Кроме того, в заявляемом решении абсциссы и ординаты точек верхнего и нижнего полуконтуров аэродинамических профилей относительно осей, пропущенных от точек их передней кромки параллельно строительной горизонтали фюзеляжа, рассчитаны по соотношениям

x=Xⁱ*Bⁱ/100,

у_В=Y_B*Bⁱ/100±у_П,

у_Н=Y_Hⁱ*Bⁱ/100±у_П,

где Xⁱ, Y_Bⁱ, Y_Hⁱ – параметры контуров аэродинамических профилей, указанные в приведенных таблицах 9-13, Bⁱ – длина проекции соответствующего аэродинамического профиля на строительную горизонталь фюзеляжа, равная для первого, второго, третьего, четвертого и пятого профилей 5400±В мм, 4240±В мм, 3155±В мм, 1870±В мм, 1430±В мм, i – номер аэродинамического профиля. Кроме того, в приведенных соотношениях Z, X, Y, у_П, В – величины, значения которых не превышают 100, 30, 40, 5 и 30 мм соответственно.

Техническим результатом от использования заявляемого технического решения самолета является обеспечение возможности разработки и изготовления на его основе модельного ряда пассажирских региональных самолетов, рассчитанных на перевозку от 60 до 110 пассажиров с высокими технико-экономическими и технико-эксплуатационными показателями.

Так совокупность параметров носового отсека фюзеляжа, приведенная в таблице 1, позволяет не только улучшить аэродинамические характеристики самолета в целом, но и обеспечить комфортное размещение пилотов в кабине экипажа и обеспечить хороший обзор пилотам взлетно-посадочной полосы.

Совокупность признаков переднего, центрального и заднего отсеков, приведенная в табл.2, 3, 4, 5, 6, позволяет обеспечить при эквивалентном диаметре фюзеляжа, близком величине 3,54 м, которая характерна для региональных пассажирских самолетов, возможность размещения в пассажирском салоне двойных блоков кресел по одному из бортов и тройных блоков по другому борту. Выполнение поперечного сечения фюзеляжа в соответствии с заявляемым параметрами, приведенными в таблицах 2-6, обеспечивает высокий уровень комфорта для пассажиров: диаметр зоны для размещения головы пассажира превышает 300 мм, что обеспечивает комфортное размещение пассажира в креслах, примыкающих к внутренней обшивке пассажирского салона. Выбранные габаритные размеры позволяют обеспечить как необходимую высоту пассажирского салона вдоль центрального прохода, так и высоту багажно-грузового отделения, соответствующую современным требованиям.

Кроме того, выбор параметров носового, переднего, центрального, заднего и хвостового отсеков, приведенных в таблицах 1-7, позволяет при этом минимизировать длину фюзеляжа, что позволяет уменьшить площадь смачиваемой поверхности, снизить массу конструкции за счет уменьшения длины жгутов и трубопроводов.

Конфигурация поперечного сечения фюзеляжа с эффективным диаметром 3,54 м, обеспечивая комфортное размещение пяти кресел в ряду, дает возможность решить задачу разработки фюзеляжа для модельного ряда самолетов, рассчитанных на перевозку от 60 до 100 пассажиров. При этом длина фюзеляжа может изменяться от 24 до 29 м, изменение удлинения фюзеляжа при этом находится в пределах от 6,8 до 8,4, что в сочетании с заявленными особенностями взаимного расположения фюзеляжа и крыла позволяет проектировать все самолеты модельного ряда региональных пассажирских самолетов с использованием крыла с одинаковыми геометрическими характеристиками.

Выполнение стреловидного крыла, включающего участок двойной кривизны в сочетании с размещением под ним реактивных двигателей, позволяет снизить вредную интерференцию между мотогондолой, пилоном, крылом и фюзеляжем, что в сочетании с заявленными параметрами размещения крыла позволяет использовать крыло одной геометрии для самолетов всего модельного ряда. Кроме того, наличие участков одинарной кривизны на консолях крыла позволяет упростить технологию изготовления крыла в производстве.

В заявляемом решении самолета наиболее целесообразно использовать стреловидное крыло, признаки которого раскрыты в заявляемом техническом решении «Стреловидное крыло», хотя в заявляемом самолете может быть использовано и крыло с иными параметрами.

Расположение вертикального и горизонтального хвостового оперения в соответствии с заявленными параметрами, приведенными в таблице 8, в сочетании с параметрами фюзеляжа и крыла позволяет разместить на них рули направления и стабилизаторы, эффективность которых достаточна для управления самолетами всего модельного ряда. При этом выполнение вертикального и горизонтального оперения на большей части в виде поверхностей одинарной кривизны позволяет упростить технологию их изготовления.

Проектно-конструкторские проработки показывают, что при выборе заявленных длин переднего и заднего отсеков на базе заявленного решения может быть разработан модельный ряд пассажирских самолетов, включающий, например, самолеты, предназначенные для перевозки от 66 до 83 пассажиров и от 93 до 108 пассажиров.

Техническим результатом от использования заявляемого технического решения стреловидного крыла является разработка стреловидного крыла с высокими аэродинамическими характеристиками, допускающего возможность его использования без изменения геометрических размеров в составе модельного ряда пассажирских самолетов различной пассажировместимости и дальности полета.

Расчеты и испытания показали, что при использовании заявляемого решения возможно разработать стреловидное крыло размахом 2728 м, удлинением =910, сужением, не меньшим чем =3,2. В сочетании с мотогондолами двигателей, размещенными под первыми участками поверхности с двойной кривизной, стреловидное крыло обеспечивает высокие значения аэродинамического качества на уровне К_макс=1517 в широком диапазоне чисел Маха, при этом максимальное значение показателя К_макс*М на уровне 1213 достигается при М=0,760,82, что говорит о высоких аэродинамических характеристиках заявляемой поверхности.

Кроме того, аэродинамические характеристики крыла с мотогондолами, размещенными под первыми участками поверхности двойной кривизны, остаются стабильными при изменении массы и длины фюзеляжа самолетов: так аэродинамическое качество крыла меняется в пределах не более 1%4% при переходе от самолета, рассчитанного на перевозку 75 пассажиров к самолету, рассчитанному на перевозку 95 пассажиров. Это дает возможность использовать заявляемое крыло без изменения геометрических параметров для модельного ряда пассажирских самолетов различной пассажировместимости.

Высокие аэродинамические характеристики заявляемого стреловидного крыла обеспечиваются выбором геометрических размеров аэродинамических профилей, параметры которых приведены в таблицах 9-13, и размещением их относительно друг друга вдоль консолей крыла. При этом утолщенный характер первого аэродинамического профиля обеспечивает благоприятную интерференцию с фюзеляжем и увеличивает массу топлива, располагаемого в кессоне. Характер второго и третьего аэродинамических профилей и их взаимное расположение обеспечивает благоприятную интерференцию крыла и мотогондол двигателей, располагаемых под крылом. Четвертый и пятый аэродинамические профили формируют обтекание консольной части крыла, практически обеспечивая прямолинейность изобар на крейсерском режиме полета.

Кроме того, использование в аэродинамической схеме крыла двух ограниченных по длине вдоль полуразмаха консолей поверхностей двойной кривизны упрощает изготовление консолей крыла в производстве.

Изобретение поясняется следующими чертежами:

фиг.1 – общий вид заявляемого самолета;

фиг.2 – схема членения заявляемого самолета;

фиг.3 – вид на фюзеляж сбоку;

фиг.4 – схема носового отсека фюзеляжа;

фиг.5 – схема переднего отсека фюзеляжа;

фиг.6 – схема центрального отсека фюзеляжа;

фиг.7 – схема консоли крыла, соединенного с центральным отсеком;

фиг.8 – схема заднего отсека фюзеляжа;

фиг.9 – схема хвостового отсека фюзеляжа;

фиг.10 – схема образования участков поверхностей одинарной кривизны вертикального и горизонтального оперения;

фиг.11 – вид на хвостовой отсек сверху (вид З с фиг.9);

фиг.12, 13, 14, 15 – компоновочные схемы самолетов на 95 и 75 пассажиров;

фиг.16 – общая схема стреловидного крыла, вид в плане;

фиг.17 – общая схема аэродинамического профиля в боковой проекции;

фиг.18 – схема образования участка поверхности одинарной кривизны;

фиг.19 – первый аэродинамический профиль;

фиг.20 – второй аэродинамический профиль;

фиг.21 – третий аэродинамический профиль;

фиг.22 – четвертый аэродинамический профиль;

фиг.23 – пятый аэродинамический профиль;

фиг.24 – расчетные линий обтекания верхней поверхности консоли крыла;

фиг.25 – расчетное распределение изобар по верхней поверхности консоли крыла;

фиг.26 – зависимость Kmax и М*Kmax от числа Маха;

фиг.27 – зависимость аэродинамического качества крыла от коэффициента подъемной силы при разной пассажировместимости самолета.

Заявляемый самолет устроен следующим образом.

Самолет содержит (см. фиг.1, 2) фюзеляж 1, стреловидное крыло 2, вертикальное 3 и горизонтальное 4 оперение. Фюзеляж 1 составлен из последовательно размещенных носового 5, переднего 6, центрального 7, заднего 8 и хвостового 9 отсеков. Дополнительно в носовом отсеке 5 может быть выделен носовой обтекатель 10, а в хвостовом отсеке – отсек вспомогательной двигательной установки 11.

Консоли стреловидного крыла на большей части соединяются с центральным отсеком 7 фюзеляжа. Для улучшения аэродинамических характеристик самолет и размещения систем и агрегатов самолет снабжается подфюзеляжным обтекателем 45.

Горизонтальное оперение 4 соединяется с хвостовым отсеком. Вертикальное оперение 3 на большей части соединяется также с хвостовым отсеком фюзеляжа.

Частью вертикального оперения 3 является руль направления 12, а горизонтального оперения – руль высоты 13. Два реактивных двигателя размещены в мотогондалах 14 и закреплены на пилонах 15 подконсолями крыла 2. Стреловидное крыло выполнено из центроплана 16, структурно входящего в центральный отсек 7 фюзеляжа и отъемных консолей крыла, которые стыкуются с центропланом по бортовому сечению 17. Для улучшения аэродинамических характеристик самолет снабжен зализом крыла 18, плавно сопряженным с подфюзеляжным обтекателем 45.

Заявляемое решение самолета отличается заданием координат множества точек наружной поверхности обшивки отсеков фюзеляжа в прямоугольной системе координат. Ось абсцисс отсеков совмещена со строительной горизонталью 19 фюзеляжа, лежащей в плоскости симметрии самолета. Направление оси абсцисс для каждого отсека фюзеляжа и частей некоторых отсеков оговариваются ниже. Ось ординат каждого из отсеков размещена в плоскости симметрии самолета, а ось аппликат отсеков перпендикулярна плоскости симметрии самолета, причем ее положительное направление для всех отсеков фюзеляжа и их частей направлено в сторону левого борта самолета.

Множество точек наружной поверхности обшивки фюзеляжа выбраны из контуров, образованных сечениями фюзеляжа поперечными плоскостями. Каждый из этих контуров симметричен относительно плоскости симметрии самолета, поэтому далее каждый из контуров задается точками половины контура левого борта фюзеляжа. Каждый контур при этом задан семью точками, качестве первой и второй точек взяты точки пересечения контура с плоскостью симметрии самолета, в качестве третьей точки взята точка контура, максимально удаленная от плоскости симметрии самолета, в качестве четвертой и пятой точек взяты точки контура, удаленные от плоскости симметрии самолета на половину, а шестая и седьмая точки на семь восьмых от расстояния между третьей точкой и плоскостью симметрии самолета. Выбор такого количества точек в каждом контуре, а также выбранное число контуров для каждого из отсеков и их частей позволяет достаточно точно описать заявляемую поверхность наружной обшивки фюзеляжа.

Наружная поверхность обшивки носового отсека фюзеляжа задана в системе координат (см. фиг.4), ось абсцисс (Х₁₁) которой направлена против полета, а начало координат размещено в поперечной плоскости, содержащей законцовку носа самолета. Координаты точек наружной поверхности носового отсека заданы параметрами, приведенными выше в таблице 1.

Координаты абсцисс и ординат точек каждого из контуров наружной поверхности обшивки носового и других отсеков фюзеляжа и их частей рассчитываются по следующим общим соотношениям:

x_ij=X_ij±х,

y_ij^k=Y_ij^k±у,

а аппликаты третьих точек контуров по соотношению

z_ij³=Z_ij³±z.

Аппликаты четвертых и пятых точек контуров равны половине аппликат третьих точек, а аппликаты шестых и седьмых точек равны семи восьмых аппликат третьих точек контуров.

В приведенных соотношениях X_ij, Y_ij^k, Z_ij³ – параметры координат наружной поверхности обшивки фюзеляжа, приведенные в таблицах 1-7, i – индекс отсека, причем i=1 для носового отсека, i=2 для переднего отсека, i=3 для центрального отсека, i=4 для заднего отсека, i=5 для хвостового отсека. Индексом j в приведенных соотношениях обозначается выбранное направление оси абсцисс в системе координат отсеков и их частей: j=1, если направление оси Х выбирается против направления полета, j=2, если направление оси Х выбирается по направлению полета. Кроме того, k – номер точки контура (k=1, 2, 7), а х, у, z – величины, не превышающие значения 5 мм. Так координаты точек каждого из контуров наружной поверхности обшивки носового отсека рассчитываются по соотношению

х₁₁=Х₁₁±x,

y₁₁^k=Y₁₁^k±у,

z₁₁³=Z₁₁³±z,

где Х₁₁, Y₁₁^k, Z₁₁³ – параметры, приведенные в таблице 1.

Как и в ближайшем аналоге, длина переднего 6 и заднего 8 отсеков выбирается с длиной, обеспечивающей заданную пассажировместимость самолета. Однако если в ближайшем аналоге и ряде других решений эти отсеки выполняются цилиндрической или цилиндрообразной формы с постоянным сечением по всей длине переднего и заднего отсеков, то в заявляемом решении плоскости стыка 20 носового и переднего отсеков и плоскость стыка 23 заднего и хвостового отсеков размещены на частях фюзеляжа, сужающихся к носу самолета и к законцовке фюзеляжа. В заявляемом решении плоскости стыка 21 и 22 переднего 6 и заднего 8 отсеков с центральным отсеком 7 также размещены на частях фюзеляжа с изменяющейся конфигурацией вдоль продольной оси фюзеляжа контура поперечного сечения. Это обеспечивает оптимальное сочетание технологичности конструкции фюзеляжа при его изготовлении с высокими аэродинамическими характеристиками самолета. Это обуславливает, с другой стороны, специальное задание частей переднего отсека, примыкающих к носовому и переднему отсекам фюзеляжа, и частей заднего отсека, примыкающих к центральному и хвостовому отсекам фюзеляжа, приведенным в таблицах 2, 3, 5, 6.

Часть 24 поверхности переднего отсека 6 фюзеляжа, примыкающая к стыку переднего отсека с носовым отсеком 5, задана в системе координат (см. фиг.5), ось абсцисс (X₂₁) которой направлена против полета, а начало координат размещено в поперечной плоскости, совмещенной с плоскостью стыка 20 носового и переднего отсеков, при этом значение параметров координат точек поверхности указанной части носового отсека приведено в таблице 2, а их координаты рассчитываются по приведенным выше соотношениям.

Часть 25 поверхности переднего отсека, примыкающего к центральному отсеку, задана в системе координат, ось абсцисс (Х₂₂) которой направлена по направлению полета, начало координат совмещено с плоскостью стыка 21 переднего отсека с центральным отсеком, при этом параметры координат точек поверхности этой части переднего отсека приведены в таблице 3, а их координаты рассчитываются по приведенным выше соотношениям.

Между частями 24 и 25 переднего отсека размещена часть переднего отсека 26 с постоянной по длине формой контура поперечного сечения, что дает возможность без изменения формы частей 24 и 25 менять ее длину для получения необходимой пассажировместимости самолета.

Наружная поверхность обшивки центрального отсека фюзеляжа задана в системе координат (см. фиг.6), ось абсцисс (Х₃₁) которой направлена против полета, а начало координат совмещено с плоскостью стыка 21 центрального отсека с передним отсеком, при этом значение параметров координат точек поверхности указанной части носового отсека приведено в таблице 4, а их координаты рассчитываются по приведенным выше соотношениям.

Как указывалось выше, с фюзеляжем самолета соединено стреловидное крыло. Наружная поверхность обшивки консольной части стреловидного крыла выполнена из последовательно размещенных вдоль полуразмаха крыла, начиная от бортового сечения 17 (см. фиг.7), плавно сопряженных друг с другом первого участка поверхности одинарной кривизны 29, первого участка поверхности двойной кривизны 30, второго участка поверхности одинарной кривизны 31 и второго участка поверхности двойной кривизны 32. Кроме того, наружная поверхность консолей стреловидного крыла плавно сопряжена с аэродинамическими профилями, один из которых 27 размещен в бортовом сечении 17 фюзеляжа, смещенном от плоскости симметрии самолета на z₀₁=1640±Z мм. В отличие от ближайшего аналога консоль крыла большей частью соединяется с центральным отсеком 7 фюзеляжа, однако передняя часть указанного аэродинамического профиля 27, размещенного в бортовом сечении 17, соединяется с передним отсеком 6 фюзеляжа. При этом точка его передней кромки 28 смещена вперед по направлению полета от стыка центрального 7 и переднего 6 отсеков фюзеляжа на Х’_1пк=480±Х мм, где Z и X – величины, не превышающие значений 100 и 30 мм соответственно.

Кроме того, упомянутые реактивные двигатели в заявляемом решении размещены под первыми участками 30 двойной кривизны консолей стреловидного крыла. Указанные особенности размещения стреловидного крыла в сочетании с геометрическими характеристиками фюзеляжа и стреловидного крыла, раскрываемого ниже, обеспечивают наиболее оптимальные аэродинамические характеристики пассажирского самолета.

Часть 33 поверхности заднего отсека 8 фюзеляжа, примыкающая к стыку 22 заднего отсека 8 с центральным 7, задана в системе координат (см. фиг.8), ось абсцисс (X₄₁) которой направлена против полета, а начало координат размещено в поперечной плоскости, совмещенной с плоскостью стыка 22 центрального и заднего отсеков, при этом значение параметров координат точек наружной поверхности указанной части заднего отсека приведено в таблице 5, а их координаты рассчитываются по приведенным выше соотношениям.

Часть 34 поверхности заднего отсека 8, примыкающей к хвостовому отсеку 9, задана в системе координат (см. фиг.8), ось абсцисс (Х₄₂) которой направлена по направлению полета, начало координат совмещено с плоскостью стыка 23 заднего отсека с хвостовым отсеком, при этом параметры координат точек поверхности этой части заднего отсека приведены в таблице 6, а их координаты рассчитываются по приведенным выше соотношениям.

Между частями 33 и 34 заднего и отсека размещена часть заднего отсека 35 с постоянной по длине формой контура поперечного сечения, что дает возможность без изменения формы частей 33 и 34 менять ее длину для получения необходимой пассажировместимости самолета.

Наружная поверхность обшивки хвостового отсека 9 (см. фиг.9) фюзеляжа задана в системе координат, ось абсцисс (X₅₁) которой направлена против полета, а начало координат совмещено с плоскостью стыка 23 хвостового и заднего отсеков. Параметры координат точек поверхности хвостового отсека приведены в таблице 7, а их координаты рассчитываются по приведенным выше соотношениям.

Как указывалось выше, с фюзеляжем соединено горизонтальное и вертикальное оперение. Наиболее целесообразно вертикальное и горизонтальное оперение выполнить на большей их части в виде участков поверхностей одинарной кривизны. Участки поверхностей одинарной кривизны вертикального и горизонтального оперения при этом образованы двумя граничными симметричными аэродинамическими профилями первым 36 и вторым 37 (см. фиг.10) и отрезками 38, соединяющими контуры граничных аэродинамических профилей. Концы отрезков размещены в ординатах контуров одноименных процентов хорды аэродинамических профилей.

Плоскость первого аэродинамического профиля 38 вертикального оперения целесообразно сместить от строительной горизонтали фюзеляжа на у¹_во=1540±Y мм, а второго 39 на у²_во=6810±Y (см. фиг.9). Плоскость первого аэродинамического профиля горизонтального оперения смещена на z¹_го=1100±Z мм от плоскости симметрии самолета, а второго на z²_го=5170±Z мм (см. фиг.11). Точка передней кромки 42 первого аэродинамического профиля 40 горизонтального оперения смещена вверх на у¹_го=750±Y мм от строительной горизонтали фюзеляжа самолета, при этом горизонтальное оперение выполнено с углом поперечного V по передней кромке 3,5°4,5° и стреловидностью 3435 градусов, а вертикальное оперение со стреловидностью по передней кромке 39-40 градусов. Контуры первых и вторых аэродинамических профилей вертикального и горизонтального оперения заданы параметрами, приведенными в таблице 8. При этом абсциссы и ординаты контуров аэродинамических профилей вертикального и горизонтального оперения рассчитаны по соотношениям

х=Х⁰*В/100,

у=Y⁰*B/100±у_П,

где Х⁰, Y⁰ – параметры контуров аэродинамических профилей, указанные в приведенной таблице 8, В – длина хорды соответствующего аэродинамического профиля, равная для первого и второго аэродинамических профилей вертикального оперения 4496±В мм и 1364±В мм соответственно, а для первого и второго аэродинамических профилей горизонтального оперения 2548±В мм и 815±В мм соответственно, при этом в приведенных соотношениях В, Х_П Y_П, Y, Z – величины, не превышающие значений 30, 30, 5 и 40 мм соответственно.

Точку передней кромки 43 первого аэродинамического профиля 38 вертикального оперения целесообразно сместить вперед по направлению полета от плоскости стыка 23 хвостового и заднего отсеков на х¹_во=951±X мм, а точку передней кромки 42 первого аэродинамического профиля горизонтального оперения – на х¹_го=1794±Х мм, где Х – величина, не превышающая значение 50 мм.

Такие геометрические параметры вертикального и горизонтального оперения дают возможность при использовании заявляемого решения в самолете, рассчитанном на региональные перевозки, разместить на хвостовом оперении исполнительные органы (рули) с геометрическими размерами, обеспечивающими эффективное управление самолетом при изменении его пассажировместимости без изменения геометрических параметров исполнительных органов.

Заявляемая конфигурация поперечной формы фюзеляжа пассажирского самолета позволяет разместить внутри пассажирского салона по пять кресел в ряду с обеспечением необходимых комфортных условий для пассажиров. При использовании заявляемого решения длина переднего отсека может быть выбрана из диапазона L₆=54005450 мм (см. фиг.12), а заднего из диапазона L₈=59706020 мм. При этом в пассажирском салоне самолета может быть размещено от 66 до 83. При использовании заявляемого решения длина переднего отсека может быть также выбрана из диапазона L₆=74007450 мм, а заднего из диапазона L₈=74707520 мм. При этом в пассажирском салоне самолета может быть размещено от 93 до 108 пассажиров. Компоновочные схемы этих решений приведены на фиг.12-16.

Полученное в соответствии с заявляемым техническим решением сечение фюзеляжа позволяет разместить во внутреннем пространстве пассажирского салона двойные блоки кресел по одному из бортов и тройные блоки кресел по другому борту, как показано на фиг.14. Расстояние между блоками кресел при этом составляет около 508 мм, что обеспечивает свободный разъезд двух тележек для обслуживания пассажиров. При этом высота от поверхности пола до потолка пассажирского салона может составить Нпр=210 мм (см. фиг.15), что достаточно для прохода пассажиров. Кроме того, толщина конструкции стенок фюзеляжа, включающей обшивку, силовой набор и внутренние панели, которая в типовом исполнении не превышает 100 мм, обеспечивает комфортное размещение пассажира в крайнем к боковой стенке кресле. Так (см. фиг.15) радиус сферы для размещения головы пассажира составляет около 300 мм, что соответствует современным требованиям к комфортному размещению пассажиров. Уровень комфорта может быть повышен при размещении по каждому борту сдвоенных блоков кресел.

Кроме того, заявленное техническое решение фюзеляжа обеспечивает высоту багажно-грузового отделения Нбго=1016 мм, что соответствует современным требованиям по их высоте.

Возможность размещения с высоким уровнем комфорта пяти кресел в ряду позволяет использовать заявляемое техническое решение фюзеляжа в семействе региональных самолетов различной пассажировместимости с сохранением поперечной конфигурации фюзеляжа и использованием крыла одной геометрии. Проектные разработки изобретателей показывают, что заявляемая конфигурация фюзеляжа не требует изменения геометрии крыла при варьировании длины фюзеляжа от 24 до 30 м. Это обеспечивает разработку на основании этого технического решения семейства региональных самолетов, рассчитанных, например, на перевозку от 60 до 100 пассажиров, с высокой степенью унификации.

Наиболее целесообразно использовать в заявляемом решении пассажирского самолета раскрываемое ниже решение стреловидного крыла.

Заявляемое стреловидное крыло устроено следующим образом.

Консольная часть 51 (фиг.7, 16) стреловидного крыла самолета выполнена из последовательно расположенных вдоль полуразмаха крыла первого участка поверхности одинарной кривизны 29, первого участка поверхности двойной кривизны 30, второй участка поверхности одинарной кривизны 31 и второго участка поверхности двойной кривизны 32.

Каждый из участков поверхностей одинарной кривизны 29 и 31, как показано на фиг.18, образован отрезками 56. Отрезки 56 соединяют точки контуров 57 аэродинамических профилей, размещенных по границам между участками поверхности консоли крыла. При этом абсциссы этих точек 57 равноудалены от передней кромки 63 профиля вдоль осей 58, пропущенных от передней кромки профилей параллельно строительной горизонтали фюзеляжа.

Поверхности одинарной и двойной кривизны заявляемого решения плавно сопряжены с пятью аэродинамическими профилями 27, 52, 53, 54, 55, которые размещены в базовых сечениях, параллельных плоскости симметрии самолета. Контур каждого из профилей составлен (см. фиг.17) из верхнего 59 и нижнего 60 полуконтуров. Полуконтуры соединяются в точках передней кромки 63 крыла и хвостике профиля. При этом верхние и нижние полуконтуры профилей задаются множеством координат их точек, абсциссы которых задаются вдоль оси, пропущенной от точки передней кромки профиля параллельно строительной горизонтали фюзеляжа, а ординаты у_в и у_н (см. 17) в перпендикулярном направлении.

Аэродинамические профили заявляемого стреловидного крыла в плоскостях базовых сечений заданы координатами точек контуров профилей (см. фиг.17). Общая схема описания аэродинамических профилей 27 и 52-55 заявляемого стреловидного крыла приведена на фиг.17. Основными параметрами профиля являются: Bi – длина проекции профиля на строительную горизонталь фюзеляжа и параметры координат точек контуров аэродинамического профиля в системе координат XOY в плоскости базового сечения.

Абсциссы и ординаты точек верхнего и нижнего полуконтуров аэродинамических профилей относительно осей, пропущенных от точек их передней кромки параллельно строительной горизонтали фюзеляжа, рассчитываются по соотношениям

х=Хⁱ*Вⁱ,

y_B=Yⁱ_B*Вⁱ±у_П,

y_H=Yⁱ_H*Bⁱ±у_П,

где Х⁰, Y_B⁰, Y_H⁰ – параметры контуров аэродинамических профилей, указанные в приведенных таблицах 9-13.

Длина проекции первого, второго, третьего, четвертого и пятого аэродинамических профилей на строительную горизонталь фюзеляжа в заявляемом решении стреловидного крыла равна для первого, второго, третьего, четвертого и пятого профилей B₁=5400±В мм, В₂=4240±В мм, В₃=3155±В мм, В₄=1870±В мм, В₅=1430±В мм. В приведенных соотношениях Х⁰, Y_B⁰, Y_H⁰ – параметры аэродинамических профилей, приведенные в таблицах 9-13, а величины у_П, В не превышают значений 5 и 30 мм соответственно.

Плоскость первого из профилей 27 помещена в бортовом сечении и смещена от плоскости симметрии самолета на z₀₁=1640±Z мм. Плоскости второго 52, третьего 53, четвертого 54 и пятого 55 аэродинамических профилей смещены от плоскости симметрии самолета на z₀₂=3500±Z мм, на z₀₃=5235±Z мм, на z₀₄=11200±Z мм, на z₀₅=13240±Z мм. Величина Z не превышает 100 мм. При этом аэродинамические характеристики крыла практически не изменяются.

В плоскостях базовых сечений точки 63 передних кромок каждого из последующих аэродинамических профилей (см. фиг.16, 19-23) смещены относительно друг друга как в направлении полета, так и в вертикальном направлении.

В направлении полета точки передних кромок 63 аэродинамических профилей смещены против направления полета относительно точки передней кромки предыдущего профиля. Точки 63 передних кромок второго 52, третьего 53, четвертого 54 и пятого 55 аэродинамических профилей смещены относительно точки 28 передней кромки первого аэродинамического профиля на x₀₂=1160±Х мм, x₀₃=2245±Х мм, x₀₄=5340±Х мм и на x₀₅=6410±Х мм соответственно. Величина Х не превышает значения 30 мм. На фиг.19-23 величина смещения точек 63 переднего контура профилей в направлении полета обозначена как x_0i, где i – номер аэродинамического профиля.

В вертикальном направлении (см. фиг.19-23) точка передней кромки 28 первого аэродинамического профиля 27 и точки 63 передних кромок второго 52, третьего 53 и четвертого 54 аэродинамических профилей смещены от строительной горизонтали фюзеляжа вниз на y₀₁=1010±Y мм, у₀₂=823±Y мм, у₀₃=693±Y мм, у₀₄=103±Y мм соответственно, а точка 63 передней кромки пятого аэродинамического профиля смещена от строительной горизонтали фюзеляжа вверх на у₀₅=95±Y мм. Величина Y не превышает значения 40 мм. На фиг.19-23 величина смещения точек 28 и 63 переднего контура профиля в вертикальном направлении обозначена как y_0i, где i – номер аэродинамического профиля.

Приведенные значения величин Х и Y не приводят к существенным изменениям аэродинамических характеристик крыла.

Как указывалось выше, упомянутые первый участок поверхности одинарной кривизны 29, первый участок поверхности двойной кривизны 30, второй участок поверхности одинарной кривизны 31 и второй участок двойной кривизны 32 последовательно размещены вдоль полуразмаха крыла, начиная от бортового сечения.

Первый участок поверхности одинарной кривизны ограничен первым 27 и вторым 52 аэродинамическими профилями, схема его образования приведена выше.

Первый участок поверхности двойной кривизны 30 ограничен вторым 52 и третьим 53 аэродинамическими профилями. Кроме изменения кривизны вдоль направления полета на этом участке поверхности изменяется кривизна и в продольном вдоль консоли крыла направлении. При этом в продольном вдоль консоли крыла направлении нижнюю поверхность этого участка целесообразно выполнить слабовогнутой внутрь консоли крыла. Под первым участком поверхности двойной кривизны целесообразно разместить двигатель, его мотогондолу и подкрыльевой пилон двигателя, показанные на фиг.7. Первый участок двойной кривизны следует выполнить, кроме того, плавно с сопряженным с первым и вторым участками поверхности одинарной кривизны.

Второй участок 31 поверхности одинарной кривизны ограничен третьим 53 и четвертым 54 аэродинамическими профилями.

Второй участок поверхности двойной кривизны ограничен четвертым 54 аэродинамическим профилем и законцовкой крыла 61. Как и первый участок 30 поверхности двойной кривизны, на втором участке 32 поверхности двойной кривизны меняется кривизна поверхности как в направлении полета, так и в направлении вдоль консоли крыла. Второй участок двойной кривизны плавно сопряжен со вторым участком поверхности одинарной кривизны и пятым 55 аэродинамическим профилем, базовое сечение которого помещено во внутренней области второго участка двойной кривизны.

Использование заявляемой комбинации геометрических размеров стреловидного крыла позволяет разработать стреловидное крыло с углом стреловидности около 25 градусов по передней кромке. При размахе крыла 2728 м удлинение крыла составляет _тр=9,82, сужение _тр=3,25. Как видно (см. фиг.7 и 16), заявляемое стреловидное крыло имеет небольшой наплыв по передней кромке и прямой наплыв по задней кромке крыла на первом участке поверхности одинарной кривизны.

Утолщенный характер первого аэродинамического профиля позволяет разместить в консоли крыла повышенные запасы топлива, а при обтекании его воздушным потоком уменьшает корневой эффект, обеспечивает благоприятную интерференцию сверхкритического крыла с фюзеляжем. Более переднее положение максимальной толщины первого аэродинамического профиля по сравнению с положением максимальной толщины вдоль профиля других аэродинамических профилей способствует при обтекании первого участка поверхности одинарной кривизны выпрямлению изобар и улучшению обтекания в прикорневой области крыла.

Первый участок поверхности двойной кривизны и геометрические параметры второго и третьего аэродинамических профилей при обтекании набегающим потоком уменьшают воздействие вредной интерференции мотогондолы с крылом.

Кроме того, третий аэродинамический профиль, являясь начальным профилем второго участка поверхности одинарной кривизны, при обтекании набегающим потоком оказывает наибольшее влияние на аэродинамические и весовые характеристики крыла. Третий и четвертый аэродинамические профили, формируя второй участок поверхности одинарной кривизны, при обтекании набегающим потоком обеспечивают прямолинейность изобар на крейсерском режиме полета.

Геометрические характеристики пятого аэродинамического профиля, определяя характер второго участка поверхности двойной кривизны, обеспечивают при обтекании отклонение от эллиптического распределения циркуляции по размаху в сторону колоколообразного.

Как видно из фиг.24-27, при использовании заявляемого решения стреловидного крыла возможно разработать стреловидное крыло размахом 2728 м в сочетании с мотогондолами двигателей, размещенными под первыми участками поверхности с двойной кривизной с высоким аэродинамическим качеством на уровне Кмакс=1517 в широком диапазоне чисел Маха, при этом максимальное значение показателя Кмакс*М на уровне 1213 достигается при М=0,760,82, что говорит о высоких аэродинамических характеристиках заявляемой поверхности.

Кроме того, аэродинамические характеристики крыла с мотогондолами под первыми участками поверхности двойной кривизны остаются стабильными при изменении массы и длины фюзеляжа самолетов: так аэродинамическое качество крыла меняется в пределах не более 1%4% при переходе от самолета, рассчитанного на перевозку 75 пассажиров, к самолету, рассчитанному на перевозку 95 пассажиров. Это дает возможность использовать заявляемое крыло без изменения геометрических параметров для разработки модельного ряда пассажирских самолетов различной пассажировместимости и дальности полета.

Заявляемые решения самолета и стреловидного крыла могут быть изготовлены на предприятиях авиационной промышленности.

Формула изобретения

1. Самолет, содержащий фюзеляж, соединенные с ним стреловидное крыло, вертикальное и горизонтальное оперение, реактивные двигатели, закрепленные на пилонах под консолями крыла, при этом фюзеляж составлен из последовательно размещенных носового, переднего, центрального, заднего и хвостового отсеков, отличающийся тем, что наружная поверхность отсеков фюзеляжа задана координатами точек в прямоугольных системах координат, оси абсцисс которых совмещены со строительной горизонталью фюзеляжа, оси ординат размещены в плоскости симметрии самолета, а оси аппликат перпендикулярны плоскости симметрии самолета, причем точки поверхности фюзеляжа выбраны из контуров, образованных сечениями фюзеляжа поперечными плоскостями, при этом каждый контур задан семью точками, при этом в качестве первой и второй точек взяты точки пересечения контура с плоскостью симметрии самолета, в качестве третьей точки взята точка контура, максимально удаленная от плоскости симметрии самолета, в качестве четвертой и пятой точек взяты точки контура, удаленные от плоскости симметрии самолета на половину, а шестая и седьмая точки на семь восьмых от расстояния между третьей точкой и плоскостью симметрии самолета, при этом поверхность носового отсека фюзеляжа задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена против полета, а начало координат размещено в поперечной плоскости, содержащей законцовку носа самолета, при этом координаты точек поверхности носового отсека заданы параметрами:

Х11	Y111	Y112	Y113	Z113	Y114	Y115	Y116	Y117
0	-980,0	-980,0	-980,0	0,0	-980,0	-980,0	-980,0	-980,0
15	-885,0	-1061,7	-980,0	107,6	-895,9	-1050,8	-930,2	-1019,6
50	-801,2	-1127,6	-979,7	197,9	-820,7	-1107,8	-885,0	-1051,3
100	-719,4	-1186,5	-978,7	281,9	-747,0	-1158,7	-839,7	-1079,3
300	-495,4	-1327,2	-968,5	496,7	-540,6	-1279,1	-703,9	-1142,1
600	-248,5	-1454,4	-936,9	714,4	-305,1	-1385,1	-530,0	-1187,4
1200	150,3	-1613,0	-827,8	1024,7	85,2	-1507,8	-200,6	-1207,9
1800	650,4	-1714,8	-679,1	1242,0	508,3	-1576,0	108,3	-1180,5
2400	1081,9	-1785,0	-513,0	1400,0	914,9	-1614,6	319,2	-1128,8
3000	1338,2	-1833,5	-349,3	1516,1	1167,3	-1634,6	509,5	-1067,8
3495	1481,7	-1860,8	-228,5	1588,1	1297,6	-1642,1	644,8	-1018,7

часть поверхности переднего отсека фюзеляжа, примыкающая к стыку переднего отсека с носовым отсеком, задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена против полета, а начало координат размещено в поперечной плоскости, совмещенной с плоскостью стыка носового и переднего отсеков, при этом координаты точек поверхности указанной части носового отсека заданы параметрами:

Х21	Y211	Y212	Y213	Z213	Y214	Y215	Y216	Y217
0	1481,7	-1860,8	-228,5	1588,1	1297,6	-1642,1	644,8	-1018,7
600	1601,5	-1881,2	-112,1	1652,7	1401,1	-1644,8	742,1	-969,4
1200	1677,3	-1889,6	-37,5	1697,0	1462,1	-1646,4	792,9	-940,2
1800	1718,2	-1890,0	-4,9	1722,5	1491,4	-1646,7	821,6	-927,0
2400	1730,0	-1890,0	0,0	1730,0	1498,2	-1647,5	837,5	-924,4

а часть поверхности переднего отсека, примыкающего к центральному отсеку, задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена по направлению полета, начало координат совмещено с плоскостью стыка переднего отсека с центральным отсеком, а координаты точек поверхности этой части переднего отсека заданы параметрами:

Х22	Y221	Y222	Y223	Z223	Y224	Y225	Y226	Y227
0	1730,0	-2069,9	0,0	1730,0	1498,2	-2062,5	837,5	-1851,9
600	1730,0	-2036,7	0,0	1730,0	1498,2	-2028,2	837,5	-1746,3
1200	1730,0	-1998,1	0,0	1730,0	1498,2	-1982,3	837,5	-1460,8
1800	1730,0	-1957,7	0,0	1730,0	1498,2	-1901,1	837,5	-924,4
2400	1730,0	-1917,8	0,0	1730,0	1498,2	-1762,7	837,5	-924,4
3000	1730,0	-1890,0	0,0	1730,0	1498,2	-1647,5	837,5	-924,4

при этом поверхность центрального отсека фюзеляжа задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена против полета, начало координат совмещено с плоскостью стыка центрального отсека с передним отсеком, а координаты точек поверхности центрального отсека заданы параметрами:

Х31	Y311	Y312	Y313	Z313	Y314	Y315	Y316	Y317
0	1730,0	-2069,9	0,0	1730,0	1498,2	-2062,5	837,5	-1851,9
600	1730,0	-2094,5	0,0	1730,0	1498,2	-2087,4	837,5	-1903,7
1200	1730,0	-2109,2	0,0	1730,0	1498,2	-2102,2	837,5	-1932,7
1800	1730,0	-2115,2	0,0	1730,0	1498,2	-2108,2	837,5	-1946,0
2400	1730,0	-2113,7	0,0	1730,0	1498,2	-2106,8	837,5	-1944,8
3000	1730,0	-2103,6	0,0	1730,0	1498,2	-2096,6	837,5	-1935,1
3600	1730,0	-2082,7	0,0	1730,0	1498,2	-2075,6	837,5	-1913,8
4200	1730,0	-2052,3	0,0	1730,0	1498,2	-2044,9	837,5	-1878,6
4800	1730,0	-2017,1	0,0	1730,0	1498,2	-2008,3	837,5	-1824,4
5400	1730,0	-1981,7	0,0	1730,0	1498,2	-1966,6	837,5	-1738,7
5500	1730,0	-1975,9	0,0	1730,0	1498,2	-1958,6	837,5	-1718,4

часть поверхности заднего отсека, примыкающего к центральному отсеку, задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена против направления полета, а ее начало координат совмещено с плоскостью стыка заднего отсека с центральным отсеком, при этом координаты точек поверхности этой части заднего отсека заданы параметрами:

Х41	Y411	Y412	Y413	Z413	Y414	Y415	Y416	Y417
0	1730,0	-1975,9	0,0	1730,0	1498,2	-1958,6	837,5	-1718,4
600	1730,0	-1942,6	0,0	1730,0	1498,2	-1894,0	837,5	-1522,8
1200	1730,0	-1910,6	0,0	1730,0	1498,2	-1797,9	837,5	-924,4
1800	1730,0	-1890,0	0,0	1730,0	1498,2	-1679,7	837,5	-924,4
1902	1730,0	-1890,0	0,0	1730,0	1498,2	-1647,5	837,5	-924,4

часть поверхности заднего отсека фюзеляжа, примыкающая к стыку заднего отсека с хвостовым отсеком, задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена по направлению полета, а начало координат размещено в поперечной плоскости, совмещенной с плоскостью стыка заднего отсека с хвостовым отсеком, при этом координаты точек поверхности этой части заднего отсека заданы параметрами:

Х42	Y421	Y422	Y423	Z423	Y424	Y425	Y426	Y427
0	1699,1	-1304,9	197,1	1502,0	1497,9	-1103,6	924,2	-530,0
600	1721,0	-1446,4	120,2	1600,7	1506,5	-1232,7	895,2	-622,4
1200	1729,5	-1574,6	56,6	1672,9	1505,3	-1348,8	866,5	-701,8
1800	1730,0	-1686,3	13,6	1716,3	1500,0	-1452,1	844,6	-775,6
2400	1730,0	-1777,7	0,1	1729,9	1498,2	-1538,7	837,5	-839,5
3000	1730,0	-1844,6	0,0	1730,0	1498,2	-1603,2	837,5	-888,6
3600	1730,0	-1882,6	0,0	1730,0	1498,2	-1640,2	837,5	-918,0
3997	1730,0	-1890	0,0	1730,0	1498,2	-1647,5	837,5	-924,4

при этом поверхность хвостового отсека фюзеляжа задана в системе координат, ось абсцисс которой направлена против полета, а начало координат совмещено с плоскостью стыка хвостового и заднего отсеков, при этом координаты точек хвостового отсека заданы параметрами:

X51	Y511	Y512	Y513	Z513	Y514	Y515	Y516	Y517
0	1699,1	-1304,9	197,1	1502,0	1497,9	-1103,6	924,2	-530,0
600	1665,2	-1152,6	350,5	1381,8	1483,1	-963,5	976,8	-424,3
1200	1621,4	-991,8	606,3	1247,8	1463,5	-819,8	1062,2	-329,5
1800	1568,9	-823,9	845,8	1110,8	1435,6	-670,8	1140,7	-234,5
2400	1507,4	-650,3	949,5	981,1	1399,2	-514,6	1169,9	-127,8
3000	1439,2	-473,8	945,4	859,0	1355,9	-353,5	1157,5	-10,7
3600	1370,8	-297,2	940,3	736,9	1306,6	-192,3	1138,0	106,6
4200	1302,4	-120,6	935,1	614,8	1252,1	-31,1	1111,0	223,9
4800	1233,8	56,1	928,5	491,9	1193,0	130,2	1076,4	341,4
5400	1125,9	253,8	869,2	341,2	1091,8	309,6	994,3	467,6
5874,5	909,9	523,2	734,5	175,3	886,8	548,9	820,9	622,6

при этом абсциссы и ординаты точек контуров отсеков рассчитаны по соотношениям:
x_ij=X_ij±x,
y_ij^k=Y_ij^k±y,
а аппликаты третьих точек контуров по соотношению:
z_ij³=Z_ij³±z,
в которых Х_ij, Y_ij^k, Z_ij³ – указанные параметры координат точек контуров, i – индекс отсека, причем i=1 носового отсека, i=2 для переднего отсека, i=3 для центрального отсека, i=4 для заднего отсека, i=5 для хвостового отсека, j=1 для носового отсека, части переднего отсека, смежной с носовым отсеком, части заднего отсека, смежной с центральным отсеком, и хвостового отсека, j=2 для части переднего отсека, смежной с центральным отсеком и части заднего отсека, смежной с хвостовым отсеком, k – номер точки контура, a x, y, z – величины, не превышающие значения 5 мм, при этом поверхность консольной части упомянутого стреловидного крыла выполнена из последовательно размещенных вдоль полуразмаха крыла, начиная от бортового сечения, плавно сопряженных друг с другом первого участка поверхности одинарной кривизны, первого участка поверхности двойной кривизны, второго участка поверхности одинарной кривизны и второго участка поверхности двойной кривизны, кроме того, поверхность консольной части крыла плавно сопряжена с аэродинамическими профилями, один из которых размещен в бортовом сечении фюзеляжа, смещенном от плоскости симметрии самолета на 1640±Z мм, а точка его передней кромки смещена от стыка центрального и переднего отсеков фюзеляжа вперед по направлению полета на 480±Х мм, где Z и X – величины, не превышающие значений 100 и 30 мм соответственно, причем упомянутые реактивные двигатели размещены под первыми участками двойной кривизны консолей стреловидного крыла.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что горизонтальное и вертикальное оперение на их больших частях выполнено в виде участков одинарной кривизны, поверхности которых образованы двумя граничными симметричными аэродинамическими профилями и отрезками, соединяющими контуры граничных аэродинамических профилей, причем концы отрезков размещены в ординатах контуров одноименных процентов хорды аэродинамических профилей, при этом плоскость первого профиля вертикального оперения смещена вверх от строительной горизонтали фюзеляжа на 1540±Y мм, а второго – на 6810±Y мм, плоскость первого аэродинамического профиля горизонтального оперения смещена на 1100±Z мм от плоскости симметрии самолета, а второго – на 5170±Z мм, причем точка передней кромки первого аэродинамического профиля горизонтального оперения смещена вверх на 750±Y мм от строительной горизонтали фюзеляжа, при этом горизонтальное оперение выполнено с углом поперечного V по передней кромке 3,5°4,5° и стреловидностью 3435°, а вертикальное оперение со стреловидностью по передней кромке 39-40°, причем контура первых и вторых аэродинамических профилей вертикального и горизонтального оперения заданы параметрами:

при этом абсциссы и ординаты контуров аэродинамических профилей вертикального и горизонтального оперения рассчитаны по соотношениям:
х=Х⁰·В/100,
у=Y⁰·В/100±у_П,
где Х⁰, Y⁰ – параметры контуров аэродинамических профилей, указанные в приведенной таблице, В – длина хорды соответствующего аэродинамического профиля, равная для первого и второго аэродинамического профиля вертикального оперения 4496±В мм и 1364±В мм соответственно, а для первого и второго аэродинамического профиля горизонтального оперения 2548±В мм и 815±В мм соответственно, при этом в приведенных соотношениях Y, Z, ±у_П В, – величины, не превышающие значений 30, 30, 5,40 мм соответственно.

3. Самолет по п.2, отличающийся тем, что носок первого аэродинамического профиля вертикального оперения смещен от плоскости стыка хвостового и заднего отсеков на 951±Х мм вперед по направлению полета, а носок первого аэродинамического профиля горизонтального оперения – на 1794±Х мм против направления полета, где X – величина, не превышающая значение 50 мм.

4. Самолет по п.3, отличающийся тем, что длина переднего отсека выбрана из диапазона 54005450 мм, а заднего – из диапазона 59706020 мм.

5. Самолет по п.3, отличающийся тем, что длина переднего отсека выбрана из диапазона 74007450 мм, а заднего – из диапазона 74707520 мм.

6. Стреловидное крыло самолета, содержащее консольную и центропланную части, при этом каждая из консолей крыла образована участками поверхностей одинарной и двойной кривизны, плавно сопряженными с пятью аэродинамическими профилями и размещенными в базовых сечениях, параллельных плоскости симметрии самолета, причем контур каждого из профилей составлен из верхнего и нижнего полуконтуров, при этом плоскость первого из профилей помещена в бортовом сечении, а точки передних кромок каждого последующего профиля смещены против направления полета относительно точки передней кромки предыдущего профиля, отличающееся тем, что консольная часть крыла выполнена из последовательно размещенных вдоль полуразмаха крыла, начиная от бортового сечения, первого участка поверхности одинарной кривизны, ограниченного первым и вторым аэродинамическими профилями, первого участка поверхности двойной кривизны, ограниченного вторым и третьим аэродинамическими профилями, второго участка поверхности одинарной кривизны, ограниченного третьим и четвертым аэродинамическими профилями, и второго участка поверхности двойной кривизны, ограниченной четвертым аэродинамическим профилем и законцовкой крыла, при этом каждый из участков поверхности одинарной кривизны образован отрезками, соединяющими контуры граничных аэродинамических профилей, причем концы их размещены в ординатах контуров одноименных процентов проекции профиля на строительную горизонталь фюзеляжа, причем плоскость первого аэродинамического профиля смещена от плоскости симметрии самолета на 1640±Z мм, а его контур задан параметрами:

X1	VB1	YH1
0	0	0
0,25	0,883	-0,806
0,5	1,246	-1,149
1	1,758	-1,641
3	2,970	-2,942
5	3,683	-3,934
7,5	4,262	-5,010
10	4,635	-5,954
15	5,030	-7,530
20	5,150	-8,760
25	5,103	-9,673
30	4,948	-10,312
35	4,703	-10,715
40	4,366	-10,917
45	3,930	-10,946
50	3,378	-10,807
60	1,964	-10,041
70	0,322	-8,792
80	-1,460	-7,450
90	-3,476	-6,380
95	-4,513	-6,003
100	-5,540	-5,725

плоскость второго аэродинамического профиля смещена от плоскости симметрии самолета на 3500±Z мм, точка его передней кромки смещена вдоль направления полета относительно точки передней кромки первого аэродинамического профиля на 1160±Х мм, а его контур задан параметрами:

X2	YB2	YH2
0	0	0
0,25	0,716	-0,701
0,5	0,981	-0,979
1	1,348	-1,378
3	2,152	-2,481
5	2,637	-3,279
7,5	3,071	-4,080
10	3,395	-4,749
15	3,829	-5,827
20	4,073	-6,662
25	4,179	-7,339
30	4,173	-7,910
35	4,076	-8,383
40	3,895	-8,730
45	3,638	-8,898
50	3,313	-8,844
60	2,479	-8,083
70	1,345	-6,712
80	-0,133	-5,148
90	-1,920	-4,013
95	-2,896	-3,851
100	-3,877	-4,113

плоскость третьего аэродинамического профиля смещена от плоскости симметрии самолета на 5235±Z мм, точка его передней кромки смещена вдоль направления полета относительно точки передней кромки первого аэродинамического профиля на 2245±Y мм, а его контур задан параметрами:

X3	YB3	YH3
0	0	0
0,25	0,593	-0,532
0,5	0,845	-0,738
1	1,225	-1,037
3	2,120	-1,837
5	2,676	-2,450
7,5	3,175	-3,120
10	3,553	-3,713
15	4,100	-4,745
20	4,468	-5,579
25	4,715	-6,231
30	4,873	-6,693
35	4,961	-6,955
40	4,997	-7,027
45	4,982	-6,906
50	4,910	-6,600
60	4,523	-5,416
70	3,697	-3,644
80	2,404	-1,827
90	0,696	-0,879
95	-0,257	-0,961
100	-1,191	-1,508

плоскость четвертого аэродинамического профиля смещена от плоскости симметрии самолета на 11200±Z мм, точка его передней кромки смещена вдоль направления полета относительно точки передней кромки первого аэродинамического профиля на 5340±Х мм, а его контур задан параметрами:

X4	YB4	YH4
0	0	0
0,25	0,755	-0,771
0,5	1,017	-1,033
1	1,373	-1,394
3	2,204	-2,154
5	2,740	-2,604
7,5	3,227	-3,027
10	3,617	-3,356
15	4,212	-3,876
20	4,653	-4,303
25	4,996	-4,657
30	5,260	-4,918
35	5,449	-5,057
40	5,570	-5,041
45	5,626	-4,853
50	5,610	-4,505
60	5,287	-3,506
70	4,558	-2,298
80	3,408	-0,955
90	1,813	-0,089
95	0,880	-0,208
100	-0,057	-0,726

при этом первый участок поверхности двойной кривизны выполнен плавно сопряженным с первым и вторым участками поверхности одинарной кривизны, а второй участок поверхности двойной кривизны плавно сопряжен со вторым участком поверхности одинарной кривизны и пятым аэродинамическим профилем, плоскость которого смещена от плоскости симметрии самолета на 13240±Z мм, его передняя кромка смещена вдоль направления полета относительно точки передней кромки первого аэродинамического профиля на 6410±Х мм, а его контур задан параметрами:

X5	VB5	YH5
0	0	0
0,25	0,642	-0,735
0,5	0,919	-0,998
1	1,301	-1,353
3	2,228	-2,115
5	2,825	-2,543
7,5	3,396	-2,914
10	3,834	-3,183
15	4,500	-3,549
20	4,992	-3,789
25	5,382	-3,949
30	5,703	-4,022
35	5,945	-4,023
40	6,111	-3,924
45	6,197	-3,704
50	6,202	-3,359
60	5,934	-2,428
70	5,259	-1,285
80	4,210	-0,068
90	2,825	0,748
95	2,030	0,760
100	1,230	0,432

причем точки передних кромок первого, второго, третьего и четвертого аэродинамических профилей смещены от строительной горизонтали фюзеляжа вниз на 1010±Y мм, 823±Y мм, 693±Y мм, 103±Y мм соответственно, а точка передней кромки пятого аэродинамического профиля смещена от строительной горизонтали фюзеляжа вверх на 95±Y мм, абсциссы и ординаты точек верхнего и нижнего полуконтуров аэродинамических профилей относительно осей, пропущенных от точек их передней кромки параллельно строительной горизонтали фюзеляжа, рассчитаны по соотношениям:
x=Xⁱ·Bⁱ/100,
у_в=Y_Вⁱ·Вⁱ/100±у_П,
у_н=Y_Нⁱ·Вⁱ/100±у_П,
где Xⁱ, Y_Bⁱ, Y_Hⁱ – параметры контуров аэродинамических профилей, указанные в приведенных таблицах, i – номер аэродинамического профиля, Вⁱ – длина проекции соответствующего аэродинамического профиля на строительную горизонталь фюзеляжа, равная для первого, второго, третьего, четвертого и пятого профилей 5400±В мм, 4240±В мм, 3155±В мм, 1870±В мм, 1430±В мм соответственно, a Z, X, Y, у_П, В, – величины, не превышающие значений 100, 30, 40, 5, 30 мм соответственно.

РИСУНКИ