Четырехмоторный турбовинтовой самолет – Четырехмоторный турбовинтовой палубный самолёт (Патент РФ № 2402459) ТАНТК им. Бериева, 2009 г.

Установка экономичных по расходам топлива 4-х двигателей 3,4 типа ТВД обеспечивает самолету повышенную тяговооруженность, непосредственно сказывающуюся на длине разбега самолета, а также возможность продолжительного полета. Механизация крыла — закрылки 16 и зависающие элероны 17 размещены в зоне обдува воздушных винтов 5, тем самым дополнительно увеличивают подъемную силу крыла (Су), что существенно сокращает длину разбега. При отказе одного двигателя, самолет теряет только четверть тяги, но нарушается симметрия в обдуве крыла, приводит к появлению несбалансированных сил и моментов. Для устранения несимметрии в подъемной силе крыла и парирования возникающих моментов в путевом и поперечном каналах на самолете применена автоматическая система балансировки за счет быстродействия элеронов, руля направления и интерцепторов для срыва подъемной силы на участке крыла, симметричном отказавшему двигателю. Оставшийся эффект от обдува крыла с учетом потерь на балансировку составляет примерно 50% от эффекта обдува крыла без отказа двигателя. Размещение элеронов 17 в зоне обдува винтов 5 позволяет на взлете самолета, при отказе одного двигателя, сохранить поперечную управляемость самолета.

Отмеченные отличительные признаки обеспечивают безопасность взлета самолета с палубы ТАКР, оборудованной трамплином, а также повышают поперечную и путевую управляемость самолета.

Перед взлетом самолета на месте размещения его, на палубе запускаются все двигатели силовой установки, и самолет выруливает на стартовую позицию со сложенными консолями. Затем консоли и механизация крыла устанавливаются во взлетное положение, и на режиме работы двигателей «Взлетный» самолет может выполнять взлет.

Были проведены аэродинамические расчеты при четырех двигателях ТВД, а точнее — при ТВ7-117СТ. Максимальный допустимый взлетный вес самолета, с учетом взлета с одним отказавшим двигателем на разбеге, составляет 28 тонн. Время патрулирования на высоте на удалении от ТАКР 400 километров составляет не менее 7 часов. Работа двигателей на взлетном режиме позволяет при отказе одного двигателя продолжить взлет самолета с палубы при длине взлетной полосы в диапазоне 180-200 метров.

Технико-экономическая эффективность выражается в повышении эффективности использования авианосной группировки во главе с ТАКР на МТВД, за счет освещения воздушной, надводной и подводной обстановок в радиусе около 1000 километров вокруг авианосной группировки, а также возможности управления и наведения самолетов ПА и крылатых ракет на цели.

Предлагаемое изобретение можно реализовать по существующей технологии из применяемых материалов в самолетостроении, так и существующего уровня развития антенно-фидерных устройств и производства радиоаппаратуры.

Четырехмоторный турбовинтовой палубный самолёт (Патент РФ № 2402459) ТАНТК им. Бериева, 2009 г.

Ссылка на текст патента

Ссылка на PDF документ

Палубный самолет относится к области морской авиации. Палубный самолет содержит фюзеляж, крыло со складываемыми консолями, хвостовое оперение, силовую установку, обтекатель антенн с подвижным пилоном, шасси и посадочный гак. Силовая установка состоит из четырех турбовинтовых двигателей, которые расположены впереди крыла. Механизация крыла и элероны расположены в зоне обдува винтов. Консоли крыла снабжены законцовками. Достигается сокращение взлетной дистанции самолета, повышение безопасности и надежности летательного аппарата, увеличение длительности полета.

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике, а именно к морской авиации, и предназначено для использования с тяжелого авианесущего крейсера (ТАКР) для решения различных задач на морском театре военных действий (МТВД). Палубный самолет может быть выполнен для задач дальнего радиолокационного дозора и наведения (РЛДН), противолодочной обороны (ПЛО) и для решения других задач.

Для обеспечения взлета самолетов с палубы все авианосцы США и других стран мира [1] оборудованы стартовыми катапультами. Отечественная палубная авиация (ПА) базируется на ТАКР типа «Адмирал Кузнецов» [2], которые не располагают стартовыми катапультами, поэтому с палубы, оборудованной трамплином, могут взлетать только самолеты большой тяговооруженности, как истребители и штурмовики. Максимальная располагаемая взлетная полоса на палубе ТАКР составляет не более 200 метров, с которой необходимо обеспечить как нормальный взлет, так и взлет с отказом двигателя на разбеге. Поэтому ТАКР не имеет самолетов ПА других назначений, кроме вышеуказанных и вертолетов, частично выполняющих различные задачи.

За аналог принят палубный самолет-истребитель Су-33 [3], базирующийся на палубе и в ангаре ТАКР «Адмирал Кузнецова». Самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло, двухдвигательную реактивную силовую установку, двухкилевое хвостовое оперение, шасси и посадочный гак. Располагая высокой тяговооруженностью, он взлетает с короткой палубы ТАКР без разгонной катапульты и даже при отказе одного двигателя может продолжать взлет.

Недостатками этого самолета являются значительные расходы топлива силовой установкой и невозможность самолета длительное время находиться в полете, выполняя функции патрулирования или выполняя противолодочные операции, поскольку его запасы топлива ограничены и позволяют выполнять только один или два захода на цель для ее поражения. Увеличение запаса топлива невозможно из-за ограниченных размеров топливных баков и ограничения по взлетному весу самолета.

Таким образом, на палубе ТАКР нет самолета, который мог бы длительное время находиться в полете, выполняя функции РЛДН или ПЛО.

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является палубный самолет РЛДН США «Хоукай» E-2D [4], содержащий фюзеляж, складываемое на стоянке палубы крыло, 4-х килевое хвостовое оперение, силовую установку из двух двигателей, подвижный обтекатель антенн с пилоном, шасси и посадочный гак. Крыло самолета и его механизация частично расположены в зоне обдува винтов. Самолет взлетает с палубы, оснащенной стартовой катапультой, на старте самолет зацеплен передней опорой шасси за катапульту, и при выходе работающих двигателей на взлетный режим катапульта разгоняет самолет до взлетной скорости, при которой даже при отказе одного двигателя самолет может продолжить полет на одном двигателе.

Отмеченный прототип без стартовых катапульт не может взлетать с палубы авианосца.

Стартовые катапульты — это громоздкие, дорогостоящие и сложные устройства, требующие постоянной работоспособности. Даже единичный случай отказа на этапе взлета ведет к аварии самолета. К тому же такими катапультами не оборудован действующий ТАКР в России, и даже не предусматриваются перспективы в оснащении такими катапультами.

Задачей предлагаемого изобретения является сокращение взлетной дистанции самолета до 200 м, обеспечение безопасности и надежности летательного аппарата, пополнение парка ПА самолетом с экономичными расходами топлива, способного длительное время выполнять задачи РЛДН или ПЛО и взлетающего с палубы, оборудованной трамплином без стартовой катапульты, только за счет тяги маршевых двигателей.

Технический результат достигается тем, что палубный самолет оснащен четырьмя экономичными по расходам топлива двигателями типа ТВД, расположенными по размаху крыла таким образом, что крыло и его механизация, а также элероны находятся в зоне обдува винтов.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется кратким описанием и прилагаемыми чертежами, где:

на фиг.2 показана плановая проекция самолета;

на фиг.3 показана профильная проекция.

Палубный самолет, показанный на чертежах (фиг.1-3), представляет собой самолет ДРЛО. Самолет выполнен по схеме «высокоплан» с трапециевидным крылом 1 в плане, на концах которого установлены законцовки 2, повышающие аэродинамическое качество самолета и способствующие увеличению продолжительности и дальности полета, повернутые на небольшой угол от вертикальной плоскости и увеличивающие его эффективное удлинение без значительного увеличения размаха. Впереди крыла 1 расположены внешние двигатели 3 и внутренние — 4, типа ТВД с воздушными винтами 5. Двигатели этого типа очень экономичные по расходам топлива. Позади внутренних двигателей 4 выполнены обтекатели 6, в которые убираются в полете колеса 7 основных опор; носовые колеса 8 убираются вовнутрь фюзеляжа 9, круглого сечения. Такое сечение фюзеляжа позволяет конструкции благоприятно воспринимать нагрузки от избыточного давления внутри кабины при полетах на большой высоте, которая необходима для увеличения дальности обнаружения цели. В верхней хвостовой части фюзеляжа 9 расположено горизонтальное оперение 10, снабженное рулями высоты 11, и на концах которого закреплено двухкилевое вертикальное оперение 12 с двухсекционными рулями направления 13.

В верхней части фюзеляжа 9 на телескопическом пилоне 14 расположен обтекатель 15, который служит для размещения целевого оборудования. Крыло 1 — механизированное и содержит двухщелевые закрылки 16, зависающие элероны 17, тормозные щитки 18 и интерцепторы 19. Консоли 20 крыла 1, вместе с законцовками 2, элеронами 17, выполнены подвижно-поворотными, в целях уменьшения габаритов самолета при опускании его на подъемнике через ограниченный в размерах люк в ангар ТАКР, а также для сокращения занимаемой площади при нахождении на палубе и в ангаре. В нижней части фюзеляжа 9 установлен подвижно-поворотный гак 21, обеспечивающий при посадке самолета на палубу захват финишного троса.

Установка экономичных по расходам топлива 4-х двигателей 3,4 типа ТВД обеспечивает самолету повышенную тяговооруженность, непосредственно сказывающуюся на длине разбега самолета, а также возможность продолжительного полета. Механизация крыла — закрылки 16 и зависающие элероны 17 размещены в зоне обдува воздушных винтов 5, тем самым дополнительно увеличивают подъемную силу крыла (Су), что существенно сокращает длину разбега. При отказе одного двигателя, самолет теряет только четверть тяги, но нарушается симметрия в обдуве крыла, приводит к появлению несбалансированных сил и моментов. Для устранения несимметрии в подъемной силе крыла и парирования возникающих моментов в путевом и поперечном каналах на самолете применена автоматическая система балансировки за счет быстродействия элеронов, руля направления и интерцепторов для срыва подъемной силы на участке крыла, симметричном отказавшему двигателю. Оставшийся эффект от обдува крыла с учетом потерь на балансировку составляет примерно 50% от эффекта обдува крыла без отказа двигателя. Размещение элеронов 17 в зоне обдува винтов 5 позволяет на взлете самолета, при отказе одного двигателя, сохранить поперечную управляемость самолета.

Отмеченные отличительные признаки обеспечивают безопасность взлета самолета с палубы ТАКР, оборудованной трамплином, а также повышают поперечную и путевую управляемость самолета.

Перед взлетом самолета на месте размещения его, на палубе запускаются все двигатели силовой установки, и самолет выруливает на стартовую позицию со сложенными консолями. Затем консоли и механизация крыла устанавливаются во взлетное положение, и на режиме работы двигателей «Взлетный» самолет может выполнять взлет.

Были проведены аэродинамические расчеты при четырех двигателях ТВД, а точнее — при ТВ7-117СТ. Максимальный допустимый взлетный вес самолета, с учетом взлета с одним отказавшим двигателем на разбеге, составляет 28 тонн. Время патрулирования на высоте на удалении от ТАКР 400 километров составляет не менее 7 часов. Работа двигателей на взлетном режиме позволяет при отказе одного двигателя продолжить взлет самолета с палубы при длине взлетной полосы в диапазоне 180-200 метров.

Технико-экономическая эффективность выражается в повышении эффективности использования авианосной группировки во главе с ТАКР на МТВД, за счет освещения воздушной, надводной и подводной обстановок в радиусе около 1000 километров вокруг авианосной группировки, а также возможности управления и наведения самолетов ПА и крылатых ракет на цели.

Предлагаемое изобретение можно реализовать по существующей технологии из применяемых материалов в самолетостроении, так и существующего уровня развития антенно-фидерных устройств и производства радиоаппаратуры.

Источники информации

1. «Авианосцы и вертолетоносцы». Коротких И.М., Слепенков З.Ф., Колизаев Б.А. Издательство М.: Воениздат, 1972 г.

2. http://airforce.ru/ Образцы вооружений Военно-морского флота. «Тяжелый авианесущий крейсер «Адмирал Кузнецов».

3. «Взлет» 4.2008 (40) апрель. Национальный аэрокосмический журнал. WWW.TAKE-OFF.RU. Стр.34-43.

4. FLIGHT. № 5-11 февраль 2008 г. стр.28-29.

ak-12.livejournal.com

114 — двухмоторный турбовинтовой самолет. Оружие и военная техника. Добавил Анна-И-Денис Некрутовы — VilingStore.net

С начала 1960-х гг. для перевозки пассажиров на местных воздушных линиях широко использовался самолет Ан-24. Однако к настоящему времени он перестал удовлетворять требованиям заказчика. Парк этих машин стал постепенно сокращаться из-за списания самолетов в связи с выработкой ресурса. В начале 1982 г. ОКБ им. С.В. Ильюшина выступило с инициативой создания нового пассажирского самолета для местных воздушных линий Ил-114. Инициатива была поддержана Министерством гражданской авиации (МГА), и в августе 1982 г. работа по самолету началась.

Официальным началом работ можно считать постановление правительства СССР №834-248 от 2 сентября 1985 г. В соответствии с требованиями МГА СССР самолет должен перевозить 60 пассажиров на практическую дальность 1000 км с крейсерской скоростью 500 км/ч. Самолет должен эксплуатироваться ночью, выполнять взлет и посадку при метеоусловиях, соответствующих 2 категории ИКАО. Как и другие пассажирские самолеты с маркой «Ил», Ил-114 создавался по концепции проектирования, в соответствии с которой принимались все меры по обеспечению максимальной безопасности полета, удобства и комфорта пассажиров.Уже к июню 1987 г. был построен полномасштабный макет самолета. Самолет был оснащен двумя двигателями ТВ7-117С разработки ОКБ «Завод им. В.Я. Климова», малошумными шестилопастными воздушными винтами СВ-34 диаметром 3,6 м. Крыле самолета имеет высокий уровень аэродинамического совершенства, оснащено мощной взлетно-посадочной механизацией. При проектировании крыла были проведены аэродинамические исследования по 14 различным моделям крыла и оперения. Крыло самолета имеет всего две панели размером 10,5 х 1,74 м (крыло Ан-24 собрано из девяти панелей), благодаря чему уменьшилось количество поперечных разъемов и улучшилось качество внешней поверхности.

Фюзеляж самолета Ил-114 — круглого сечения диаметром 2,86 м, которое позволяет расположить в одном поперечном ряду два двухместных пассажирских кресла. Багаж пассажиров и попутные грузы размещаются в переднем багажнике на правом борту и в заднем грузоотсеке. Пилотажнонавигационный комплекс позволяет пилотировать самолет экипажу из двух человек.Первый опытный самолет Ил-114 был собран к концу 1989 г. Первый полет самолет совершил 29 марта 1990 г., пилотировал его экипаж во главе с летчиком-испытателем B.C. Белоусовым. Серийный выпуск начался на Ташкентском авиазаводе им. Чкалова. После катастрофы второго опытного самолета поступление средств от государства еще заметней уменьшилось.В 1996 г. обсуждался вопрос о сотрудничестве с Ираном в постройке самолетов Ил-114. Иран имел планы освоить выпуск самолета по лицензии. Но сотрудничества не получилось, в основном из-за натянутых отношений Узбекистана с Ираном. Прошло семь лет после первого полета, пока 24 апреля 1997 г. Авиационным регистром МАК был выписан Сертификат на Ил-114, который удостоверяет, что типовая конструкция соответствует требованиям сертификационного базиса N° 114-1/96. Началом пассажирских перевозок на самолете Ил-114 можно считать 9 июля 1999 г., когда из Ташкента в Наманган был совершен первый пассажирский рейс.

Тактико-технические характеристики Ил-114

Источник http://kollektsiya.ru/

vilingstore.net

Четырехмоторный турбовинтовой палубный самолёт (Патент РФ № 2402459) ТАНТК им. Бериева, 2009 г.

Четырехмоторный турбовинтовой палубный самолёт (Патент РФ № 2402459) ТАНТК им. Бериева, 2009 г. Палубный самолет относится к области морской авиации. Палубный самолет содержит фюзеляж, крыло со складываемыми консолями, хвостовое оперение, силовую установку, обтекатель антенн с подвижным пилоном, шасси и посадочный гак. Силовая установка состоит из четырех турбовинтовых двигателей, которые расположены впереди крыла. Механизация крыла и элероны расположены в зоне обдува винтов. Консоли крыла снабжены законцовками. Достигается сокращение взлетной дистанции самолета, повышение безопасности и надежности летательного аппарата, увеличение длительности полета. на фиг.1 показана фронтальная проекция палубного самолета; Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике, а именно к морской авиации, и предназначено для использования с тяжелого авианесущего крейсера (ТАКР) для решения различных задач на морском театре военных действий (МТВД). Палубный самолет может быть выполнен для задач дальнего радиолокационного дозора и наведения (РЛДН), противолодочной обороны (ПЛО) и для решения других задач. Для обеспечения взлета самолетов с палубы все авианосцы США и других стран мира [1] оборудованы стартовыми катапультами. Отечественная палубная авиация (ПА) базируется на ТАКР типа «Адмирал Кузнецов» [2], которые не располагают стартовыми катапультами, поэтому с палубы, оборудованной трамплином, могут взлетать только самолеты большой тяговооруженности, как истребители и штурмовики. Максимальная располагаемая взлетная полоса на палубе ТАКР составляет не более 200 метров, с которой необходимо обеспечить как нормальный взлет, так и взлет с отказом двигателя на разбеге. Поэтому ТАКР не имеет самолетов ПА других назначений, кроме вышеуказанных и вертолетов, частично выполняющих различные задачи. За аналог принят палубный самолет-истребитель Су-33 [3], базирующийся на палубе и в ангаре ТАКР «Адмирал Кузнецова». Самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло, двухдвигательную реактивную силовую установку, двухкилевое хвостовое оперение, шасси и посадочный гак. Располагая высокой тяговооруженностью, он взлетает с короткой палубы ТАКР без разгонной катапульты и даже при отказе одного двигателя может продолжать взлет. Недостатками этого самолета являются значительные расходы топлива силовой установкой и невозможность самолета длительное время находиться в полете, выполняя функции патрулирования или выполняя противолодочные операции, поскольку его запасы топлива ограничены и позволяют выполнять только один или два захода на цель для ее поражения. Увеличение запаса топлива невозможно из-за ограниченных размеров топливных баков и ограничения по взлетному весу самолета. Таким образом, на палубе ТАКР нет самолета, который мог бы длительное время находиться в полете, выполняя функции РЛДН или ПЛО. Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является палубный самолет РЛДН США «Хоукай» E-2D [4], содержащий фюзеляж, складываемое на стоянке палубы крыло, 4-х килевое хвостовое оперение, силовую установку из двух двигателей, подвижный обтекатель антенн с пилоном, шасси и посадочный гак. Крыло самолета и его механизация частично расположены в зоне обдува винтов. Самолет взлетает с палубы, оснащенной стартовой катапультой, на старте самолет зацеплен передней опорой шасси за катапульту, и при выходе работающих двигателей на взлетный режим катапульта разгоняет самолет до взлетной скорости, при которой даже при отказе одного двигателя самолет может продолжить полет на одном двигателе. Отмеченный прототип без стартовых катапульт не может взлетать с палубы авианосца. Стартовые катапульты — это громоздкие, дорогостоящие и сложные устройства, требующие постоянной работоспособности. Даже единичный случай отказа на этапе взлета ведет к аварии самолета. К тому же такими катапультами не оборудован действующий ТАКР в России, и даже не предусматриваются перспективы в оснащении такими катапультами. Задачей предлагаемого изобретения является сокращение взлетной дистанции самолета до 200 м, обеспечение безопасности и надежности летательного аппарата, пополнение парка ПА самолетом с экономичными расходами топлива, способного длительное время выполнять задачи РЛДН или ПЛО и взлетающего с палубы, оборудованной трамплином без стартовой катапульты, только за счет тяги маршевых двигателей. Технический результат достигается тем, что палубный самолет оснащен четырьмя экономичными по расходам топлива двигателями типа ТВД, расположенными по размаху крыла таким образом, что крыло и его механизация, а также элероны находятся в зоне обдува винтов. Сущность предлагаемого изобретения поясняется кратким описанием и прилагаемыми чертежами, где: на фиг.2 показана плановая проекция самолета; на фиг.3 показана профильная проекция. Палубный самолет, показанный на чертежах (фиг.1-3), представляет собой самолет ДРЛО. Самолет выполнен по схеме «высокоплан» с трапециевидным крылом 1 в плане, на концах которого установлены законцовки 2, повышающие аэродинамическое качество самолета и способствующие увеличению продолжительности и дальности полета, повернутые на небольшой угол от вертикальной плоскости и увеличивающие его эффективное удлинение без значительного увеличения размаха. Впереди крыла 1 расположены внешние двигатели 3 и внутренние — 4, типа ТВД с воздушными винтами 5. Двигатели этого типа очень экономичные по расходам топлива. Позади внутренних двигателей 4 выполнены обтекатели 6, в которые убираются в полете колеса 7 основных опор; носовые колеса 8 убираются вовнутрь фюзеляжа 9, круглого сечения. Такое сечение фюзеляжа позволяет конструкции благоприятно воспринимать нагрузки от избыточного давления внутри кабины при полетах на большой высоте, которая необходима для увеличения дальности обнаружения цели. В верхней хвостовой части фюзеляжа 9 расположено горизонтальное оперение 10, снабженное рулями высоты 11, и на концах которого закреплено двухкилевое вертикальное оперение 12 с двухсекционными рулями направления 13. В верхней части фюзеляжа 9 на телескопическом пилоне 14 расположен обтекатель 15, который служит для размещения целевого оборудования. Крыло 1 — механизированное и содержит двухщелевые закрылки 16, зависающие элероны 17, тормозные щитки 18 и интерцепторы 19. Консоли 20 крыла 1, вместе с законцовками 2, элеронами 17, выполнены подвижно-поворотными, в целях уменьшения габаритов самолета при опускании его на подъемнике через ограниченный в размерах люк в ангар ТАКР, а также для сокращения занимаемой площади при нахождении на палубе и в ангаре. В нижней части фюзеляжа 9 установлен подвижно-поворотный гак 21, обеспечивающий при посадке самолета на палубу захват финишного троса. Установка экономичных по расходам топлива 4-х двигателей 3,4 типа ТВД обеспечивает самолету повышенную тяговооруженность, непосредственно сказывающуюся на длине разбега самолета, а также возможность продолжительного полета. Механизация крыла — закрылки 16 и зависающие элероны 17 размещены в зоне обдува воздушных винтов 5, тем самым дополнительно увеличивают подъемную силу крыла (Су), что существенно сокращает длину разбега. При отказе одного двигателя, самолет теряет только четверть тяги, но нарушается симметрия в обдуве крыла, приводит к появлению несбалансированных сил и моментов. Для устранения несимметрии в подъемной силе крыла и парирования возникающих моментов в путевом и поперечном каналах на самолете применена автоматическая система балансировки за счет быстродействия элеронов, руля направления и интерцепторов для срыва подъемной силы на участке крыла, симметричном отказавшему двигателю. Оставшийся эффект от обдува крыла с учетом потерь на балансировку составляет примерно 50% от эффекта обдува крыла без отказа двигателя. Размещение элеронов 17 в зоне обдува винтов 5 позволяет на взлете самолета, при отказе одного двигателя, сохранить поперечную управляемость самолета. Отмеченные отличительные признаки обеспечивают безопасность взлета самолета с палубы ТАКР, оборудованной трамплином, а также повышают поперечную и путевую управляемость самолета. Перед взлетом самолета на месте размещения его, на палубе запускаются все двигатели силовой установки, и самолет выруливает на стартовую позицию со сложенными консолями. Затем консоли и механизация крыла устанавливаются во взлетное положение, и на режиме работы двигателей «Взлетный» самолет может выполнять взлет. Были проведены аэродинамические расчеты при четырех двигателях ТВД, а точнее — при ТВ7-117СТ. Максимальный допустимый взлетный вес самолета, с учетом взлета с одним отказавшим двигателем на разбеге, составляет 28 тонн. Время патрулирования на высоте на удалении от ТАКР 400 километров составляет не менее 7 часов. Работа двигателей на взлетном режиме позволяет при отказе одного двигателя продолжить взлет самолета с палубы при длине взлетной полосы в диапазоне 180-200 метров. Технико-экономическая эффективность выражается в повышении эффективности использования авианосной группировки во главе с ТАКР на МТВД, за счет освещения воздушной, надводной и подводной обстановок в радиусе около 1000 километров вокруг авианосной группировки, а также возможности управления и наведения самолетов ПА и крылатых ракет на цели. Предлагаемое изобретение можно реализовать по существующей технологии из применяемых материалов в самолетостроении, так и существующего уровня развития антенно-фидерных устройств и производства радиоаппаратуры. Об этом сообщает сегодня Военное обозрение . Самолет, Палуба, Двигатель, Топливо, Обдув

Палубный самолет содержит фюзеляж, крыло со складываемыми консолями, хвостовое оперение, силовую установку, обтекатель антенн с подвижным пилоном, шасси и посадочный гак. Силовая установка состоит из четырех турбовинтовых двигателей, которые расположены впереди крыла. Механизация крыла и элероны расположены в зоне обдува винтов. Консоли крыла снабжены законцовками. Достигается сокращение взлетной дистанции самолета, повышение безопасности и надежности летательного аппарата, увеличение длительности полета.

на фиг.1 показана фронтальная проекция палубного самолета; Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике, а именно к морской авиации, и предназначено для использования с тяжелого авианесущего крейсера (ТАКР) для решения различных задач на морском театре военных действий (МТВД). Палубный самолет может быть выполнен для задач дальнего радиолокационного дозора и наведения (РЛДН), противолодочной обороны (ПЛО) и для решения других задач. Для обеспечения взлета самолетов с палубы все авианосцы США и других стран мира [1] оборудованы стартовыми катапультами. Отечественная палубная авиация (ПА) базируется на ТАКР типа «Адмирал Кузнецов» [2], которые не располагают стартовыми катапультами, поэтому с палубы, оборудованной трамплином, могут взлетать только самолеты большой тяговооруженности, как истребители и штурмовики. Максимальная располагаемая взлетная полоса на палубе ТАКР составляет не более 200 метров, с которой необходимо обеспечить как нормальный взлет, так и взлет с отказом двигателя на разбеге. Поэтому ТАКР не имеет самолетов ПА других назначений, кроме вышеуказанных и вертолетов, частично выполняющих различные задачи. За аналог принят палубный самолет-истребитель Су-33 [3], базирующийся на палубе и в ангаре ТАКР «Адмирал Кузнецова». Самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло, двухдвигательную реактивную силовую установку, двухкилевое хвостовое оперение, шасси и посадочный гак. Располагая высокой тяговооруженностью, он взлетает с короткой палубы ТАКР без разгонной катапульты и даже при отказе одного двигателя может продолжать взлет. Недостатками этого самолета являются значительные расходы топлива силовой установкой и невозможность самолета длительное время находиться в полете, выполняя функции патрулирования или выполняя противолодочные операции, поскольку его запасы топлива ограничены и позволяют выполнять только один или два захода на цель для ее поражения. Увеличение запаса топлива невозможно из-за ограниченных размеров топливных баков и ограничения по взлетному весу самолета. Таким образом, на палубе ТАКР нет самолета, который мог бы длительное время находиться в полете, выполняя функции РЛДН или ПЛО. Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является палубный самолет РЛДН США «Хоукай» E-2D [4], содержащий фюзеляж, складываемое на стоянке палубы крыло, 4-х килевое хвостовое оперение, силовую установку из двух двигателей, подвижный обтекатель антенн с пилоном, шасси и посадочный гак. Крыло самолета и его механизация частично расположены в зоне обдува винтов. Самолет взлетает с палубы, оснащенной стартовой катапультой, на старте самолет зацеплен передней опорой шасси за катапульту, и при выходе работающих двигателей на взлетный режим катапульта разгоняет самолет до взлетной скорости, при которой даже при отказе одного двигателя самолет может продолжить полет на одном двигателе. Отмеченный прототип без стартовых катапульт не может взлетать с палубы авианосца. Стартовые катапульты — это громоздкие, дорогостоящие и сложные устройства, требующие постоянной работоспособности. Даже единичный случай отказа на этапе взлета ведет к аварии самолета. К тому же такими катапультами не оборудован действующий ТАКР в России, и даже не предусматриваются перспективы в оснащении такими катапультами. Задачей предлагаемого изобретения является сокращение взлетной дистанции самолета до 200 м, обеспечение безопасности и надежности летательного аппарата, пополнение парка ПА самолетом с экономичными расходами топлива, способного длительное время выполнять задачи РЛДН или ПЛО и взлетающего с палубы, оборудованной трамплином без стартовой катапульты, только за счет тяги маршевых двигателей. Технический результат достигается тем, что палубный самолет оснащен четырьмя экономичными по расходам топлива двигателями типа ТВД, расположенными по размаху крыла таким образом, что крыло и его механизация, а также элероны находятся в зоне обдува винтов. Сущность предлагаемого изобретения поясняется кратким описанием и прилагаемыми чертежами, где:

на фиг.2 показана плановая проекция самолета;

на фиг.3 показана профильная проекция. Палубный самолет, показанный на чертежах (фиг.1-3), представляет собой самолет ДРЛО. Самолет выполнен по схеме «высокоплан» с трапециевидным крылом 1 в плане, на концах которого установлены законцовки 2, повышающие аэродинамическое качество самолета и способствующие увеличению продолжительности и дальности полета, повернутые на небольшой угол от вертикальной плоскости и увеличивающие его эффективное удлинение без значительного увеличения размаха. Впереди крыла 1 расположены внешние двигатели 3 и внутренние — 4, типа ТВД с воздушными винтами 5. Двигатели этого типа очень экономичные по расходам топлива. Позади внутренних двигателей 4 выполнены обтекатели 6, в которые убираются в полете колеса 7 основных опор; носовые колеса 8 убираются вовнутрь фюзеляжа 9, круглого сечения. Такое сечение фюзеляжа позволяет конструкции благоприятно воспринимать нагрузки от избыточного давления внутри кабины при полетах на большой высоте, которая необходима для увеличения дальности обнаружения цели. В верхней хвостовой части фюзеляжа 9 расположено горизонтальное оперение 10, снабженное рулями высоты 11, и на концах которого закреплено двухкилевое вертикальное оперение 12 с двухсекционными рулями направления 13. В верхней части фюзеляжа 9 на телескопическом пилоне 14 расположен обтекатель 15, который служит для размещения целевого оборудования. Крыло 1 — механизированное и содержит двухщелевые закрылки 16, зависающие элероны 17, тормозные щитки 18 и интерцепторы 19. Консоли 20 крыла 1, вместе с законцовками 2, элеронами 17, выполнены подвижно-поворотными, в целях уменьшения габаритов самолета при опускании его на подъемнике через ограниченный в размерах люк в ангар ТАКР, а также для сокращения занимаемой площади при нахождении на палубе и в ангаре. В нижней части фюзеляжа 9 установлен подвижно-поворотный гак 21, обеспечивающий при посадке самолета на палубу захват финишного троса. Установка экономичных по расходам топлива 4-х двигателей 3,4 типа ТВД обеспечивает самолету повышенную тяговооруженность, непосредственно сказывающуюся на длине разбега самолета, а также возможность продолжительного полета. Механизация крыла — закрылки 16 и зависающие элероны 17 размещены в зоне обдува воздушных винтов 5, тем самым дополнительно увеличивают подъемную силу крыла (Су), что существенно сокращает длину разбега. При отказе одного двигателя, самолет теряет только четверть тяги, но нарушается симметрия в обдуве крыла, приводит к появлению несбалансированных сил и моментов. Для устранения несимметрии в подъемной силе крыла и парирования возникающих моментов в путевом и поперечном каналах на самолете применена автоматическая система балансировки за счет быстродействия элеронов, руля направления и интерцепторов для срыва подъемной силы на участке крыла, симметричном отказавшему двигателю. Оставшийся эффект от обдува крыла с учетом потерь на балансировку составляет примерно 50% от эффекта обдува крыла без отказа двигателя. Размещение элеронов 17 в зоне обдува винтов 5 позволяет на взлете самолета, при отказе одного двигателя, сохранить поперечную управляемость самолета. Отмеченные отличительные признаки обеспечивают безопасность взлета самолета с палубы ТАКР, оборудованной трамплином, а также повышают поперечную и путевую управляемость самолета. Перед взлетом самолета на месте размещения его, на палубе запускаются все двигатели силовой установки, и самолет выруливает на стартовую позицию со сложенными консолями. Затем консоли и механизация крыла устанавливаются во взлетное положение, и на режиме работы двигателей «Взлетный» самолет может выполнять взлет. Были проведены аэродинамические расчеты при четырех двигателях ТВД, а точнее — при ТВ7-117СТ. Максимальный допустимый взлетный вес самолета, с учетом взлета с одним отказавшим двигателем на разбеге, составляет 28 тонн. Время патрулирования на высоте на удалении от ТАКР 400 километров составляет не менее 7 часов. Работа двигателей на взлетном режиме позволяет при отказе одного двигателя продолжить взлет самолета с палубы при длине взлетной полосы в диапазоне 180-200 метров. Технико-экономическая эффективность выражается в повышении эффективности использования авианосной группировки во главе с ТАКР на МТВД, за счет освещения воздушной, надводной и подводной обстановок в радиусе около 1000 километров вокруг авианосной группировки, а также возможности управления и наведения самолетов ПА и крылатых ракет на цели. Предлагаемое изобретение можно реализовать по существующей технологии из применяемых материалов в самолетостроении, так и существующего уровня развития антенно-фидерных устройств и производства радиоаппаратуры.

Об этом сообщает сегодня Военное обозрение.

www.postsovet.ru

Экспериментальный турбовинтовой истребитель-бомбардировщик Republic XF-84H

Republic XF-84H — это экспериментальный турбовинтовой истребитель-бомбардировщик, который был создан в США в первой половине 1950-х годов. Самолет был спроектирован авиастроительной корпорацией Republic Aviation Corporation. Всего было построено два экспериментальных самолета данного типа. Первый полет состоялся 22 июля 1955 года. При создании самолета использовались аэродинамическая концепция и некоторые элементы конструкции серийно производимой машины Republic F-84F Thunderstreak.

Это чудо инженерной мысли, которое вошло в историю еще и не самым обычным внешним видом, было создано компанией Republic Aviation Corporation, основанной в 1931 году. Штаб-квартира компании располагалась в Фармингдэйле, Лонг-Айленд, штат Нью-Йорк. Первоначально компания называлась Seversky Aircraft Company. Открыл ее эмигрант из России, известный летчик Александр Николаевич Прокофьев-Северский. Из России он вынужден был эмигрировать в 1918 году. В 1939 году компания была реорганизована, получив название Republic Aviation Corporation. При этом в ней традиционно работало много русских и грузинских эмигрантов, включая ведущего конструктора Александра Михайловича Картвели. Самыми известными самолетами компании были P-47 Thunderbolt, F-84 Thunderjet и F-105 Thunderchief, которые были созданы Картвели. Как нетрудно заметить, в названии самолетов компании всего присутствовало слово thunder — «гром». Экспериментальному самолету XF-84H корпорации Republic Aviation это слово подошло бы лучше всего на свете.

В 1965 году компания Republic Aviation Corporation была окончательно поглощена другой американской компанией Fairchild Aircraft. Но традиция с названием самолетов осталось прежней и продолжает жить и сегодня. Она нашла свое отражение в известном штурмовике Fairchild Republic A-10 Thunderbolt II.

Но вернемся в начало 1950-х годов прошлого века, когда большая часть боевых самолетов ВВС США уже была реактивными. Стоит отметить, что турбореактивные двигатели середины XX века уже обеспечивали самолетам довольно приличную максимальную скорость и высоту полета, но вот экономичностью они явно не выделялись. ТРД тех лет имели очень большой удельный расход топлива, поэтому боевые реактивные самолеты не могли похвастаться большой дальностью полета. Одновременно с этим тактико-технические требования американских военных к новым боевым самолетам только возрастали.

Решить имеющуюся проблему можно было двумя основными способами — использованием ПТБ — подвесных топливных баков или дозаправкой самолетов в воздухе. При этом дозаправка в небе подходила только для стратегических бомбардировщиков, в то время как для тактической авиации такая дозаправка обычно применялась лишь при перегоночных перелетах и то в очень ограниченных масштабах. ПТБ действительно позволяли уменьшить остроту проблемы, к примеру, для истребителей-перехватчиков. Но такое решение не годилось для истребителей-бомбардировщиков, так как подвесные топливные баки занимали место на узлах внешней подвески, снижая боевую нагрузку, а значит и боевые возможности самолетов.

Одновременно с этим в американской морской авиации преобладали самолеты, оборудованные поршневыми двигателями. Единственными самолетами с реактивными двигателями здесь оставались истребители. Палубные штурмовики и патрульные машины берегового базирования оснащались поршневыми силовыми установками, так как для авиации, действующей над морем, дальность и продолжительность полета имели ключевое значение. Для палубной авиации очень важным критерием была и меньшая посадочная скорость винтовых самолетов в сравнении с реактивными.

В этих реалиях в США, стремясь увеличить боевой радиус и боевую нагрузку авиации, ВМС и ВВС совместно инициировали работы по разработке нового истребителя-бомбардировщика с турбовинтовым двигателем. Всего планировалось построить 4 прототипа: 3 для ВВС и один — для флота. Турбовинтовые двигатели (ТВД) были выбраны неслучайно. Они имели меньший расход топлива по сравнению с имеющимися на тот момент ТРД и при этом развивали большую мощность, чем обыкновенные поршневые моторы. В ВВС считали ТВД идеальными для истребителей-бомбардировщиков, для которых высокая скорость полета не была определяющим качеством их эффективности. Куда важнее была дальность полета и его продолжительность, а значит и возможное время нахождения над целью.

На тот момент времени самым перспективным виделся двигатель ХТ40 производства компании Allison, который развивал мощность порядка 6000 л.с. Именно этот двигатель планировалось устанавливать на большинство перспективных самолетов морской авиации: палубные штурмовики, патрульные летающие лодки, самолеты вертикального взлета и посадки. Интерес к данному двигателю проявляли и в ВВС.

Republic F-84F Thunderstreak

За разработку самолета, который удовлетворил бы всех заказчиков, взялась компания Republic Aviation Corporation. Конструкторскую группу компании возглавил Джозеф Фримен. Первоначально самолет получил обозначение AP-46. Проект нового самолета был представлен заказчику и получил одобрение в мае 1952 года. Однако к этому времени ВМС США потеряли к проекту интерес. Это произошло после того, как американские авианосцы получили мощные паровые катапульты, а также началось внедрение угловых взлетных палуб. Это позволило эксплуатировать с авианосцев более тяжелые реактивные самолеты. Заказ на новый экспериментальный самолет урезали до двух экземпляров. Контракт на их постройку был заключен 15 декабря 1952 года. Для новой модели компанией Republic Aviation было зарезервировано обозначение XF-106, но его решено было сменить на XF-84H. Замена была необходима, так как получить финансирование на модернизацию уже существующей машины было гораздо проще, чем на новую модель самолета. Всего удалось собрать два прототипа, которые получили заводские номера 51-17059 и 51-17060. Новый истребитель-бомбардировщик должен был объединить в себе скорость полета реактивного самолета с экономичностью и дальностью турбовинтового самолета.

XF-84H представлял собой одноместный свободнонесущий моноплан с переднерасположенным крылом стреловидной формы. При этом крыло, шасси, кабина пилота были без изменений взяты с серийного истребителя-бомбардировщика Republic F-84F Thunderstreak. Крыло было оборудовано щелевыми закрылками, элеронами и предкрылками. В корневой его части располагались воздухозаборники двигателя. Фюзеляж пришлось проектировать заново, он был заметно длиннее, чем фюзеляж серийного самолета F-84F. Сразу за кабиной летчика был установлен аэродинамический гребень треугольной формы.

Двигатель экспериментального самолета был расположен в хвостовой части фюзеляжа. Поэтому вращающийся момент передавался на находящийся в передней части воздушный винт при помощи вала длиной 6 метров. Этот вал проходил непосредственно под кабиной летчика. Дополнительная тяга создавалась за счет реактивной струи от ТВД. Интересной особенностью выбранного ТВД было наличие у него форсажной камеры. Это был единственный в мире винтовой самолет, оснащенный таким устройством, которое, правда, не было использовано ни в одном из полетов.

Воздушный винт имел диаметр 3,66 метра, при этом ширина его лопастей доходила до 1/3 от их длины. Скорость их вращения была такова, что законцовки лопастей превышали скорость звука, достигая скорости М=1,18. Скорее всего, Allison ХТ40 был первым в мире двигателем со сверхзвуковым винтом.

Киль экспериментального самолета XF-84H был выше и имел несколько другую форму по сравнению с серийной моделью. Цельноповоротный стабилизатор был вынесен в верхнюю часть киля, так как здесь он не попадал в зону воздушного потока от работающего винта. Шасси самолета было трехопорным, с передней стойкой.

Первый полет экспериментальный самолет XF-84H совершил 22 июля 1955 года, машину поднял в воздух летчик-испытатель компании Republic Aviation Генри Дж. Биэрд. Взлет был произведен с авиабазы Эдвардс. В рамках непродолжительной программы испытаний было выполнено всего 12 полетов. При этом лишь один из них был признан полностью удачным, а 11 оставшихся завершались совершением аварийной посадки. На первом прототипе экспериментального истребителя-бомбардировщика было совершено 8 полетов (в том числе единственный удачный), на втором — 4 полета.

Самолеты вызывали большое количество нареканий, их преследователи различные технические проблемы, связанные главным образом с винтомоторной установкой. Так очень часто происходили отказы системы изменения шага винта, что сильно затрудняло полет или делало его невозможным. Фиксировалась очень сильная вибрация шестиметрового вала, который шел от двигателя к винту. Еще одной проблемой стал очень сильный шум. Скорость вращения воздушного винта была настолько большой, что законцовки лопастей преодолевали скорость звука, а это создавало шум, который можно было услышать за 35 километров. Да и сам турбовинтовой двигатель ХТ40, по утверждению инженеров компании «Аллисон», был просто кошмаром механиков. Достаточно сказать лишь о том, что на проведение всех необходимых предстартовых процедур, включая проверку электрических и гидравлических систем, а также прогрев двигателя, уходило около 30 минут.

Но все же самым ярким из недостатков самолета был невероятный шум, производимый его винтомоторной установкой, в первую очередь винтами. Находиться вблизи самолета было невозможно даже в противошумных наушниках. Персонал аэродрома даже на удалении в сотни метров от самолета мог чувствовать недомогание, головокружение, были зафиксированы случаи обмороков и даже приступ эпилепсии. Один из летчиков компании Republic Aviation наотрез отказался от полетов на данной машине, совершив всего один полет.

Существует большая вероятность того, что экспериментальный самолет XF-84H являлся самым шумным в истории. По некоторым данным, в полете он выдавал целых 135 дБ, при том, что уровень шума более 120 дБ уже считается опасным для человека. Самолет прозвали «вопящим громом», а механики, в полной мере ощутившие на себе его акустическое воздействие, язвительно отмечали, что пусть он и не преодолел звуковой барьер, но уж точно преодолел «шумовой». Стоит отметить, что расчетная скорость экспериментального самолета должна была составить 1080 км/ч, однако на практике удалось развить максимальную скорость в 837 км/ч, что само по себе было достаточно хорошим показателем.

С момента первого полета до момента закрытия программы не прошло и трех месяцев, работы над экспериментальным самолетом XF-84H были полностью прекращены 9 октября 1956 года. После закрытия программы прототип под номером 51-17060 отправился на слом, а самолет с номером 51-17059 сохранился до наших дней. В 1999 году этот самолет был передан в Национальный музей ВВС США, расположенный на авиабазе Райт-Паттерсон в штате Огайо, где его можно увидеть и сегодня.

Летно-технические характеристики XF-84H:
Габаритные размеры: длина — 15,69 м, высота — 4,69 м, размах крыла — 10,21 м, площадь крыла — 30,75 м2.
Масса пустого самолета — 7888 кг.
Нормальная взлетная масса — 10 433 кг.
Максимальная взлетная масса — 13 432 кг.
Силовая установка — ТВД Allison XT-40-A-1 мощностью 6000 л.с.
Максимальная скорость полета — 837 км/ч.
Практическая дальность — 1650 км.
Практический потолок — 10 700 м.
Экипаж — 1 человек.

topwar.ru

Четырехмоторный турбовинтовой палубный самолёт (Патент РФ № 2402459) ТАНТК им. Бериева, 2009 г. — nortwolf_sam — Сохраненная запись в кэше

Ссылка на текст патента

Ссылка на PDF документ

Палубный самолет относится к области морской авиации. Палубный самолет содержит фюзеляж, крыло со складываемыми консолями, хвостовое оперение, силовую установку, обтекатель антенн с подвижным пилоном, шасси и посадочный гак. Силовая установка состоит из четырех турбовинтовых двигателей, которые расположены впереди крыла. Механизация крыла и элероны расположены в зоне обдува винтов. Консоли крыла снабжены законцовками. Достигается сокращение взлетной дистанции самолета, повышение безопасности и надежности летательного аппарата, увеличение длительности полета.

на фиг.1 показана фронтальная проекция палубного самолета;

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике, а именно к морской авиации, и предназначено для использования с тяжелого авианесущего крейсера (ТАКР) для решения различных задач на морском театре военных действий (МТВД). Палубный самолет может быть выполнен для задач дальнего радиолокационного дозора и наведения (РЛДН), противолодочной обороны (ПЛО) и для решения других задач.

Для обеспечения взлета самолетов с палубы все авианосцы США и других стран мира [1] оборудованы стартовыми катапультами. Отечественная палубная авиация (ПА) базируется на ТАКР типа «Адмирал Кузнецов» [2], которые не располагают стартовыми катапультами, поэтому с палубы, оборудованной трамплином, могут взлетать только самолеты большой тяговооруженности, как истребители и штурмовики. Максимальная располагаемая взлетная полоса на палубе ТАКР составляет не более 200 метров, с которой необходимо обеспечить как нормальный взлет, так и взлет с отказом двигателя на разбеге. Поэтому ТАКР не имеет самолетов ПА других назначений, кроме вышеуказанных и вертолетов, частично выполняющих различные задачи.

За аналог принят палубный самолет-истребитель Су-33 [3], базирующийся на палубе и в ангаре ТАКР «Адмирал Кузнецова». Самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло, двухдвигательную реактивную силовую установку, двухкилевое хвостовое оперение, шасси и посадочный гак. Располагая высокой тяговооруженностью, он взлетает с короткой палубы ТАКР без разгонной катапульты и даже при отказе одного двигателя может продолжать взлет.

Недостатками этого самолета являются значительные расходы топлива силовой установкой и невозможность самолета длительное время находиться в полете, выполняя функции патрулирования или выполняя противолодочные операции, поскольку его запасы топлива ограничены и позволяют выполнять только один или два захода на цель для ее поражения. Увеличение запаса топлива невозможно из-за ограниченных размеров топливных баков и ограничения по взлетному весу самолета.

Таким образом, на палубе ТАКР нет самолета, который мог бы длительное время находиться в полете, выполняя функции РЛДН или ПЛО.

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является палубный самолет РЛДН США «Хоукай» E-2D [4], содержащий фюзеляж, складываемое на стоянке палубы крыло, 4-х килевое хвостовое оперение, силовую установку из двух двигателей, подвижный обтекатель антенн с пилоном, шасси и посадочный гак. Крыло самолета и его механизация частично расположены в зоне обдува винтов. Самолет взлетает с палубы, оснащенной стартовой катапультой, на старте самолет зацеплен передней опорой шасси за катапульту, и при выходе работающих двигателей на взлетный режим катапульта разгоняет самолет до взлетной скорости, при которой даже при отказе одного двигателя самолет может продолжить полет на одном двигателе.

Отмеченный прототип без стартовых катапульт не может взлетать с палубы авианосца.

Стартовые катапульты — это громоздкие, дорогостоящие и сложные устройства, требующие постоянной работоспособности. Даже единичный случай отказа на этапе взлета ведет к аварии самолета. К тому же такими катапультами не оборудован действующий ТАКР в России, и даже не предусматриваются перспективы в оснащении такими катапультами.

Задачей предлагаемого изобретения является сокращение взлетной дистанции самолета до 200 м, обеспечение безопасности и надежности летательного аппарата, пополнение парка ПА самолетом с экономичными расходами топлива, способного длительное время выполнять задачи РЛДН или ПЛО и взлетающего с палубы, оборудованной трамплином без стартовой катапульты, только за счет тяги маршевых двигателей.

Технический результат достигается тем, что палубный самолет оснащен четырьмя экономичными по расходам топлива двигателями типа ТВД, расположенными по размаху крыла таким образом, что крыло и его механизация, а также элероны находятся в зоне обдува винтов.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется кратким описанием и прилагаемыми чертежами, где:

на фиг.2 показана плановая проекция самолета;

на фиг.3 показана профильная проекция.

Палубный самолет, показанный на чертежах (фиг.1-3), представляет собой самолет ДРЛО. Самолет выполнен по схеме «высокоплан» с трапециевидным крылом 1 в плане, на концах которого установлены законцовки 2, повышающие аэродинамическое качество самолета и способствующие увеличению продолжительности и дальности полета, повернутые на небольшой угол от вертикальной плоскости и увеличивающие его эффективное удлинение без значительного увеличения размаха. Впереди крыла 1 расположены внешние двигатели 3 и внутренние — 4, типа ТВД с воздушными винтами 5. Двигатели этого типа очень экономичные по расходам топлива. Позади внутренних двигателей 4 выполнены обтекатели 6, в которые убираются в полете колеса 7 основных опор; носовые колеса 8 убираются вовнутрь фюзеляжа 9, круглого сечения. Такое сечение фюзеляжа позволяет конструкции благоприятно воспринимать нагрузки от избыточного давления внутри кабины при полетах на большой высоте, которая необходима для увеличения дальности обнаружения цели. В верхней хвостовой части фюзеляжа 9 расположено горизонтальное оперение 10, снабженное рулями высоты 11, и на концах которого закреплено двухкилевое вертикальное оперение 12 с двухсекционными рулями направления 13.

В верхней части фюзеляжа 9 на телескопическом пилоне 14 расположен обтекатель 15, который служит для размещения целевого оборудования. Крыло 1 — механизированное и содержит двухщелевые закрылки 16, зависающие элероны 17, тормозные щитки 18 и интерцепторы 19. Консоли 20 крыла 1, вместе с законцовками 2, элеронами 17, выполнены подвижно-поворотными, в целях уменьшения габаритов самолета при опускании его на подъемнике через ограниченный в размерах люк в ангар ТАКР, а также для сокращения занимаемой площади при нахождении на палубе и в ангаре. В нижней части фюзеляжа 9 установлен подвижно-поворотный гак 21, обеспечивающий при посадке самолета на палубу захват финишного троса.

Установка экономичных по расходам топлива 4-х двигателей 3,4 типа ТВД обеспечивает самолету повышенную тяговооруженность, непосредственно сказывающуюся на длине разбега самолета, а также возможность продолжительного полета. Механизация крыла — закрылки 16 и зависающие элероны 17 размещены в зоне обдува воздушных винтов 5, тем самым дополнительно увеличивают подъемную силу крыла (Су), что существенно сокращает длину разбега. При отказе одного двигателя, самолет теряет только четверть тяги, но нарушается симметрия в обдуве крыла, приводит к появлению несбалансированных сил и моментов. Для устранения несимметрии в подъемной силе крыла и парирования возникающих моментов в путевом и поперечном каналах на самолете применена автоматическая система балансировки за счет быстродействия элеронов, руля направления и интерцепторов для срыва подъемной силы на участке крыла, симметричном отказавшему двигателю. Оставшийся эффект от обдува крыла с учетом потерь на балансировку составляет примерно 50% от эффекта обдува крыла без отказа двигателя. Размещение элеронов 17 в зоне обдува винтов 5 позволяет на взлете самолета, при отказе одного двигателя, сохранить поперечную управляемость самолета.

Отмеченные отличительные признаки обеспечивают безопасность взлета самолета с палубы ТАКР, оборудованной трамплином, а также повышают поперечную и путевую управляемость самолета.

Перед взлетом самолета на месте размещения его, на палубе запускаются все двигатели силовой установки, и самолет выруливает на стартовую позицию со сложенными консолями. Затем консоли и механизация крыла устанавливаются во взлетное положение, и на режиме работы двигателей «Взлетный» самолет может выполнять взлет.

Были проведены аэродинамические расчеты при четырех двигателях ТВД, а точнее — при ТВ7-117СТ. Максимальный допустимый взлетный вес самолета, с учетом взлета с одним отказавшим двигателем на разбеге, составляет 28 тонн. Время патрулирования на высоте на удалении от ТАКР 400 километров составляет не менее 7 часов. Работа двигателей на взлетном режиме позволяет при отказе одного двигателя продолжить взлет самолета с палубы при длине взлетной полосы в диапазоне 180-200 метров.

Технико-экономическая эффективность выражается в повышении эффективности использования авианосной группировки во главе с ТАКР на МТВД, за счет освещения воздушной, надводной и подводной обстановок в радиусе около 1000 километров вокруг авианосной группировки, а также возможности управления и наведения самолетов ПА и крылатых ракет на цели.

Предлагаемое изобретение можно реализовать по существующей технологии из применяемых материалов в самолетостроении, так и существующего уровня развития антенно-фидерных устройств и производства радиоаппаратуры.

Источники информации

1. «Авианосцы и вертолетоносцы». Коротких И.М., Слепенков З.Ф., Колизаев Б.А. Издательство М.: Воениздат, 1972 г.

2. http://airforce.ru/ Образцы вооружений Военно-морского флота. «Тяжелый авианесущий крейсер «Адмирал Кузнецов».

3. «Взлет» 4.2008 (40) апрель. Национальный аэрокосмический журнал. WWW.TAKE-OFF.RU. Стр.34-43.

4. FLIGHT. № 5-11 февраль 2008 г. стр.28-29.

ljrate.ru

Авиакатастрофы самолетов Ан-12 | АвиаПорт.Дайджест

Ан-12 — четырехмоторный турбовинтовой транспортный самолет. Первый Ан-12 взлетел в Иркутске 16 декабря 1957 года. Серийно выпускался в Иркутске, Воронеже и Ташкенте. Всего было выпущено 1400 самолетов.

Самолеты Ан-12 различных модификаций широко использовались в гражданском воздушном флоте, долгое время составляли основу военно-транспортной авиации страны. Наиболее масштабно они применялись во время войны в Афганистане. На них летали как советские, так и афганские летчики. Главными задачами были: доставка людей и грузов из Союза и обратно, а также перевозки войск внутри страны. Печально знаменитый «Черный тюльпан» — тоже Ан-12.

Ан-12 отличается надежностью и долговечностью, и авиапроисшествий с его участием немного. Тем не менее, в последние годы произошло несколько авиакатастроф.

29 июля 2007 года самолет Ан-12 авиакомпании «Атран» разбился недалеко от Домодедово. За минуту до катастрофы у него отказали два из четырех двигателей. Погиб весь экипаж самолета — семь человек. Из заключения Межгосударственного авиационного комитета (МАК) следует, что отказ двигателей произошел из-за попадания в них птиц. В заключении также отмечается сложная орнитологическая обстановка в районе аэропорта «Домодедово» в момент выполнения рейса.

22 мая 2001 года в районе населенного пункта Мякотино Тверской области разбился военно-транспортный самолет Ан-12, на борту которого находилось семь членов экипажа.

11 ноября 1998 года под Красноярском через несколько минут после взлета потерпел катастрофу грузовой самолет Ан-12 якутской авиакомпании «Вилюй». Погибли 13 человек.

23 июля 1998 года на аэродроме под Санкт-Петербургом при взлете потерпел аварию самолет Ан-12, принадлежавший Норильскому авиапредприятию. Один человек получил ранения.

11 декабря 1997 года в аэропорту Нарьян-Мара (Архангельская область) при посадке столкнулись самолет Ан-12 и санитарный вертолет Ми-8. Погибли 8 человек, 10 получили ранения.

Авторские права на данный материал принадлежат информационному агентству «РИА «Новости»». Цель включения данного материала в дайджест — сбор максимального количества публикаций в СМИ и сообщений компаний по авиационной тематике. Агентство «АвиаПорт» не гарантирует достоверность, точность, полноту и качество данного материала.

www.aviaport.ru