RU2482013C2

RU2482013C2 - Local airline aircraft

Info

Publication number: RU2482013C2
Application number: RU2011135202/11A
Authority: RU
Inventors: Валерий Викторович Вождаев; Андрей Игоревич Дунаевский; Валерий Владимирович Лазарев; Леонид Леонидович Теперин; Александр Викторович Усов; Сергей Леонидович Чернышев
Priority date: 2011-08-24
Filing date: 2011-08-24
Publication date: 2013-05-20
Also published as: RU2011135202A

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering and may be used in designing local airline aircraft of 18-24 seating capacity. Aircraft comprises fuselage, wing, empennage, power plant composed of two engines, and propeller. Engine are arranged inside fuselage tail and integrated by main gearbox to transmit torque via transmission and angle gearbox to coaxial multiblade propeller. Said propeller is arranged at cruciform fin of empennage behind sealed bottom of passenger compartment, above fuselage top surface. Center-section of trapezoidal low wing is located under passenger compartment floor without increasing fuselage mid section.

EFFECT: higher safety, reduced in noise in passenger compartment.

3 cl, 9 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке самолетов местных воздушных линий пассажировместимостью 18-24 места.The invention relates to aeronautical engineering and can be used in the development of aircraft of local airlines with a passenger capacity of 18-24 seats.

Известны схемы самолетов местных воздушных линий (общего назначения) с двумя поршневыми или турбовинтовыми двигателями, расположенными на крыле. Нормы летной годности гражданских легких самолетов (АП-23, FAR-23) требуют обеспечения клиренса между землей и воздушным винтом при обжатой амортизации шасси не менее 228 мм. Это требование может быть выполнено при использовании компоновочной схемы высокоплан (например, Domier Do-228), что приводит к увеличению площади миделевого сечения фюзеляжа и снижению плавучести самолета при посадке на воду или в схеме низкоплан (например, Fairchild "Metro" 23), при увеличении поперечного V крыла с одновременным увеличением расстояния от плоскости симметрии самолета до оси вращения винта и высоты стоек шасси (см. интернет-сайт www.avia-museum.narod.ru). Известны также схемы региональных самолетов с силовой установкой из двух двигателей в гондолах, размещенных на фюзеляже за крылом (см. патенты РФ №2244660, В64С 1/00, 2003 г., №2382718, В64С 1/00, 2008 г.; заявка РФ №2003126712, В64С 1/00, 2005 г.).Known schemes for aircraft of local airlines (general purpose) with two piston or turboprop engines located on the wing. The airworthiness standards of civilian light aircraft (AP-23, FAR-23) require clearance between the ground and the propeller when the landing gear is compressed at least 228 mm. This requirement can be fulfilled when using a high-wing layout scheme (for example, Domier Do-228), which leads to an increase in the midship section of the fuselage and a decrease in buoyancy when landing on water or in a low-wing layout (for example, Fairchild "Metro" 23), an increase in the transverse V wing with a simultaneous increase in the distance from the plane of symmetry of the plane to the axis of rotation of the propeller and the height of the landing gear (see the website www.avia-museum.narod.ru). Schemes of regional aircraft with a power unit of two engines in nacelles located on the fuselage behind the wing are also known (see RF patents No. 2244660, B64C 1/00, 2003, No. 2382718, B64C 1/00, 2008; application of the Russian Federation No. 2003126712, B64C 1/00, 2005).

Недостатком самолетов с двигателями, размещенными на крыле, является ухудшение пилотажных характеристик при отказе одного из двигателей, вызванное несимметричностью тяги и несимметричностью аэродинамических характеристик консолей крыла при изменении обдувки струями винтов.The disadvantage of aircraft with engines located on the wing is the deterioration of flight performance when one of the engines fails, due to the asymmetry of thrust and the asymmetry of the aerodynamic characteristics of the wing consoles when changing the blasting of the propellers.

Известен самолет-амфибия с единственным двигателем на вертикальном оперении (см. заявка на промышленный образец №2002501517, МКПО 12-07, 2004 г.), а также самолет местных воздушных линий Britten-Norman BN-2A Mk III Trislander, принятый за прототип и содержащий фюзеляж, крыло, хвостовое оперение и силовую установку из трех двигателей, один из которых с воздушным винтом расположен на усиленном вертикальном оперении (см. интернет-сайт www.airwar.ru).An amphibious aircraft with a single engine on a vertical tail is known (see application for industrial design No.2002501517, MKPO 12-07, 2004), as well as a Britten-Norman BN-2A Mk III Trislander local airliner, adopted as a prototype and containing a fuselage, a wing, a tail unit and a power plant of three engines, one of which with a propeller is located on a reinforced vertical tail unit (see the website www.airwar.ru).

При размещении двигателя на киле выше строительной оси фюзеляжа возрастает момент инерции самолета относительно оси z (поперечной оси), что ухудшает характеристики демпфирования в продольном канале.When placing the engine on the keel above the fuselage axis of the fuselage, the moment of inertia of the aircraft relative to the z axis (transverse axis) increases, which affects the damping characteristics in the longitudinal channel.

Задачей и техническим результатом изобретения являются разработка самолета местных воздушных линий, обеспечивающего повышенную безопасность при отказе одного из двух двигателей путем снижения скорости сваливания благодаря исключению несимметричности обтекания и тяги винтового движителя относительно плоскости симметрии самолета, а также повышение комфорта за счет увеличения диаметра фюзеляжа и снижения шума винта в кабине.The objective and technical result of the invention is the development of an aircraft of local air lines, which provides increased safety in case of failure of one of the two engines by reducing stall speed due to the elimination of the asymmetry of flow and thrust of the propeller relative to the plane of symmetry of the aircraft, as well as increasing comfort by increasing the diameter of the fuselage and reducing noise screw in the cab.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в самолете местных воздушных линий, содержащем фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, силовую установку из двух двигателей и воздушный винт, двигатели расположены внутри хвостовой части фюзеляжа и объединены главным редуктором с возможностью передачи крутящего момента через трансмиссию и угловой редуктор к соосному многолопастному винту. Винт размещен на киле крестообразного хвостового оперения за гермоднищем пассажирского салона выше верхней поверхности фюзеляжа. Центроплан низко расположенного крыла трапециевидной формы в плане размещен под полом пассажирского салона без увеличения миделя фюзеляжа, который выполнен с удлинением 5-6.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that in an airplane of local air lines containing the fuselage, wing, tail unit, a power unit of two engines and a propeller, the engines are located inside the rear of the fuselage and are connected by the main gearbox with the possibility of transmitting torque through the transmission and bevel gear to coaxial multi-blade propeller. The screw is placed on the keel of the cruciform tail unit behind the pressurized passenger compartment above the upper surface of the fuselage. The center section of the low-lying wing of the trapezoidal shape in plan is placed under the floor of the passenger compartment without increasing the midship of the fuselage, which is made with an extension of 5-6.

Технический результат достигается также тем, что в самолете угловой редуктор установлен в «перекрестии» киля и стабилизатора, обеспечивая обдувку хвостового оперения.The technical result is also achieved by the fact that in the aircraft the angular gearbox is installed in the “crosshair” of the keel and stabilizer, providing a tail unit airflow.

Технический результат достигаются также тем, что при отказе одного из двигателей в самолете осуществлена возможность передачи мощности от работающего двигателя на электрогенератор, гидронасос и винт.The technical result is also achieved by the fact that in the event of failure of one of the engines in the aircraft, it is possible to transfer power from a running engine to an electric generator, hydraulic pump and screw.

На Фиг.1 показан общий вид предлагаемого самолета в трех проекциях. На Фиг.2 - компоновочная схема самолета. На Фиг.3 - сравнение габаритных размеров предлагаемого самолета с одним из аналогов - самолетом Fairchild "Metro" 23, имеющими одинаковое назначение и пассажировместимость.Figure 1 shows a General view of the proposed aircraft in three projections. Figure 2 - layout of the aircraft. Figure 3 - comparison of the overall dimensions of the proposed aircraft with one of the analogues - Fairchild "Metro" 23, having the same purpose and passenger capacity.

Самолет имеет крыло 1, фюзеляж 2, крестообразное хвостовое оперение 3 (Фиг.1), силовую установку из двух турбовинтовых двигателей 4 с соосным воздушным винтом 5, ось вращения которого размещена в зоне пересечения вертикального и горизонтального оперений (Фиг.2). Остальные компоненты и функциональные системы условно не показаны.The plane has a wing 1, a fuselage 2, a cruciform tail unit 3 (Figure 1), a power plant of two turboprop engines 4 with a coaxial propeller 5, the axis of rotation of which is located in the zone of intersection of the vertical and horizontal tail units (Figure 2). The remaining components and functional systems are not conventionally shown.

Прямое крыло 1 трапециевидной формы в плане имеет переменную в направлении размаха профилировку (относительная толщина профиля крыла в сечении по борту фюзеляжа с=18-16%, в концевом сечении 12-10%). Прямое крыло достаточно большой относительной толщины позволяет отказаться от механизации передней кромки и достичь ламинарного участка значительной протяженности при обтекании профиля на крейсерском режиме полета самолета.The straight wing 1 of a trapezoidal shape in plan has a profiling variable in the span direction (the relative thickness of the wing profile in the section along the side of the fuselage is c = 18-16%, in the end section 12-10%). A straight wing of a sufficiently large relative thickness allows you to abandon the mechanization of the leading edge and achieve a laminar section of considerable length when flowing around a profile at a cruising flight mode of the aircraft.

Фюзеляж 2 относительно малого удлинения (λ_ф=5-6) цилиндрической формы кругового поперечного сечения (Фиг.2) с диаметром 2,3-2,5 м в районе пассажирской кабины. Это позволяет расположить в пассажирской кабине 18-24 кресла по схеме 2+1 с проходом шириной 381-420 мм и при высоте салона ~1,85 м, т.е. обеспечить комфорт, близкий к магистральным самолетам. Наличие аварийных выходов типа I в передней и задней частях пассажирской кабины облегчает эвакуацию пассажиров при аварийной посадке. Центроплан низко расположенного крыла 6 (Фиг.2) может быть размещен под полом салона без значительного увеличения миделя фюзеляжа, который выполнен с удлинением 5-6. Хвостовая (закабинная) часть фюзеляжа с удлинением, обеспечивающим безотрывное обтекание фюзеляжа, имеет достаточный объем для размещения рядом двух двигателей 4. Такое размещение двигателей не увеличивает мидель самолета и облегчает обслуживание двигателей в эксплуатации.The fuselage 2 is relatively small elongation (λ _f = 5-6) of a cylindrical shape of circular cross section (Figure 2) with a diameter of 2.3-2.5 m in the vicinity of the passenger cabin. This allows you to place 18-24 seats in the passenger cabin according to the 2 + 1 scheme with a passage 381-420 mm wide and with a cabin height of ~ 1.85 m, i.e. provide comfort close to long-haul aircraft. The presence of Type I emergency exits at the front and rear of the passenger cabin facilitates the evacuation of passengers during an emergency landing. The center wing of the low wing 6 (Figure 2) can be placed under the floor of the cabin without a significant increase in the midsection of the fuselage, which is made with an extension of 5-6. The tail (cockpit) part of the fuselage with an extension providing continuous flow around the fuselage has sufficient volume to accommodate two engines 4 side by side. Such placement of the engines does not increase the midship of the aircraft and facilitates maintenance of the engines in operation.

Хвостовое оперение 3 крестообразной формы имеет неподвижную часть вертикального оперения (киль) и руль высоты, а также неподвижную часть горизонтального оперения (стабилизатор) и руль высоты. Обдув оперения струей винта повышает эффективность рулей высоты и направления. Влияние режима работы двигателя (винта) может компенсироваться автоматическим отклонением руля высоты.The tail unit 3 of a cruciform shape has a fixed part of the plumage (keel) and elevator, as well as a fixed part of the horizontal plumage (stabilizer) and elevator. Blowing the tail with a jet of propeller increases the effectiveness of elevators and directions. The influence of the engine (propeller) operating mode can be compensated by the automatic deviation of the elevator.

Силовая установка (фиг.2) состоит из двух турбовинтовых (турбовальных) или поршневых двигателей 4, главного редуктора 7, трансмиссионного вала (валов) 8, углового редуктора 9 и многолопастного соосного воздушного винта изменяемого шага 5. Крутящий момент от двигателей через обгонные муфты (не показано) передается на главный редуктор и затем через трансмиссию и угловой редуктор - к винту. Через главный редуктор подводится мощность к электрогенератору и насосу гидросистемы. При отказе одного из двигателей обгонная муфта отключает отказавший двигатель и на винт, электрогенератор и гидронасос подается мощность от одного двигателя. Угловой редуктор размещается в «перекрестии» киля и стабилизатора, обеспечивая обдувку оперения, что повышает его эффективность на малых скоростях полета. Руль высоты имеет сервопривод для компенсации изменения подъемной силы горизонтального оперения при изменении тяги винта. Размещение плоскости винта за гермоднищем пассажирского салона выше верхней поверхности фюзеляжа снижает уровень шума в кабине и на местности.The power plant (Fig. 2) consists of two turboprop (turboshaft) or piston engines 4, a main gearbox 7, a transmission shaft (s) 8, an angular gearbox 9 and a multi-blade coaxial propeller of variable pitch 5. Torque from the engines through overrunning clutches ( not shown) is transmitted to the main gearbox and then through the transmission and the angle gearbox to the screw. Through the main gearbox, power is supplied to the generator and the hydraulic pump. If one of the engines fails, the overrunning clutch disconnects the failed engine and power from one engine is supplied to the screw, electric generator and hydraulic pump. The angular gearbox is located in the “crosshairs” of the keel and stabilizer, providing a plumage blower, which increases its efficiency at low flight speeds. The elevator has a servo drive to compensate for changes in the lifting force of the horizontal tail when the propeller thrust changes. Placing a screw plane behind the pressurized passenger compartment above the upper surface of the fuselage reduces the noise level in the cockpit and on the ground.

Разработанная схема самолета обеспечивает малую скорость сваливания самолета благодаря отсутствию несимметричности обтекания крыла при отказе одного из двух двигателей. Кроме этого, за счет повышения эффективности механизации, размещенной вдоль всей задней кромки (без разрывов в районе установки двигателей), появляется возможность использования чрезвычайного режима работающего двигателя без появления моментов рысканья и крена. Единый главный редуктор обеспечивает привод электрогенератора и гидронасоса при отказе одного из двигателей. Низко расположенное крыло обеспечивает самолету плавучесть при аварийной посадке на воду с ватерлинией, не превышающей плоскость пола пассажирской кабины.The developed scheme of the aircraft provides a low stall speed due to the lack of asymmetric flow around the wing in case of failure of one of the two engines. In addition, by increasing the efficiency of mechanization along the entire trailing edge (without discontinuities in the area where the engines are installed), it becomes possible to use an emergency operating engine without yaw and roll. A single main gearbox provides electric generator and hydraulic pump drive in case of failure of one of the engines. The low wing provides the aircraft with buoyancy during an emergency landing on water with a waterline not exceeding the floor plane of the passenger cabin.

Таким образом, удается создать самолет местных воздушных линий пассажировместимостью 18-24 места с повышенным уровнем безопасности, комфорта для пассажиров и улучшенными экологическими характеристиками.Thus, it is possible to create an airplane of local airlines with a passenger capacity of 18-24 seats with an increased level of safety, comfort for passengers and improved environmental performance.

Claims

1. An airplane of local air lines comprising a fuselage, a wing, a tail unit, a power unit of two engines and an air propeller, characterized in that the engines are located inside the rear of the fuselage and are connected by a main gearbox with the possibility of transmitting torque through a transmission and an angular gearbox to a coaxial a multi-blade propeller located on the keel of the cruciform tail unit behind the pressurized passenger compartment above the upper surface of the fuselage, the center section of the low-lying wing of the trapezoid oh planform arranged under the floor of the passenger compartment without increasing the midsection of the fuselage, which is formed with an elongation of 5-6.

2. The aircraft of local air lines according to claim 1, characterized in that the angular gearbox is installed in the "crosshairs" of the keel and stabilizer, providing airflow tail.

3. The aircraft of local airlines according to claim 1, characterized in that when one of the engines fails, it is possible to transfer power from a running engine to an electric generator, hydraulic pump and screw.