Носовая часть корпуса летательного аппарата
Изобретение относится к области авиационной техники. Носовая часть корпуса выполнена в виде конуса, перед которым расположен генератор вихрей, продольная плоскость симметрии которого совпадает с продольной плоскостью симметрии летательного аппарата. Генератор вихрей имеет задние кромки, внешние концы которых расположены на расстоянии от поверхности конуса. Технический результат - расширение эксплуатационного диапазона углов атаки. 4 ил. 
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к носовым частям самолетов и крылатых ракет, способных совершать полеты на больших углах атаки.
Проблема повышения путевой устойчивости на больших углах атаки является одной из важнейших проблем при создании маневренного летательного аппарата. Одной из причин, возникающих при этом трудностей, является удлиненная носовая часть летательного аппарата, на которой может возникать значительная боковая сила, обусловливающая дестабилизирующий момент рыскания. Существующие решения, уменьшающие этот дестабилизирующий момент, связаны с внесением значительных помех в работу радиоэлектронного оборудования, установленного в носовой части корпуса летательного аппарата.
Известен вариант носовой части корпуса самолета "Макдоннелл-Дуглас" F-15, содержащей радиоэлектронное оборудование, радиопрозрачную оболочку с установленным в ее передней части приемником воздушного давления и генераторами вихрей, расположенными на боковых поверхностях радиопрозрачной оболочки симметрично относительно продольной плоскости симметрии самолета. ("Авиационная и ракетная техника". По материалам иностранной печати. ОНТИ ЦАГИ, №1017, 22/1-79 г).
Однако такая носовая часть не реализована на серийных модификациях самолета, так как возникающая неоднородность радиопрозрачной оболочки, вследствие установки на ней генераторов вихрей, приводит к возникновению значительных радиопомех, что нарушает нормальную работу радиоэлектронного оборудования.
Известна модель корпуса летательного аппарата, содержащая в области острия носовой части штангу типа приемника воздушного давления. Перед носовой частью на этой штанге установлен генератор вихрей в виде небольшого крыла прямоугольной формы в плане с размахом 0,0305L, где L - длина корпуса летательного аппарата, и хордой 0,0077L. Генератор расположен так, что его продольная плоскость симметрии совпадает с продольной плоскостью симметрии корпуса летательного аппарата. Вследствие установки генератора вихрей обтекание такой носовой части на больших углах атаки существенно симметризуется, в результате чего значительно уменьшаются боковая сила и соответствующий ей дестабилизирующий момент рыскания, возникающие на носовой части летательного аппарата. Однако, поскольку образовавшиеся на генераторе и полностью сформировавшиеся в области внешних концов его задней кромки свободные вихри направляются по вектору местной скорости течения,то вследствие значительного удаления этих концов от поверхности носовой части корпуса летательного аппарата свободные вихри при увеличении угла атаки удаляются от нее и их положительное влияние существенно ослабляется, а дестабилизирующий момент рыскания увеличивается. Кроме того, поскольку генератор вихрей вытянут в поперечном направлении, то он создает неоправданно широкую область радиопомех для работы устанавливаемого в носовой части летательного аппарата радиоэлектронного оборудования.
Повышение путевой устойчивости летательного аппарата с использованием генератора вихрей большого удлинения, внешние концы задней кромки которого находятся перед носовой частью корпуса на значительном расстоянии или генераторов вихрей, установленных на боковой поверхности радиопрозрачной оболочки, в настоящее время не приемлемо, поскольку связано с существенным увеличением помех в работе радиоэлектронного оборудования.
Целью настоящего изобретения является повышение на больших углах атаки путевой статической устойчивости летательного аппарата при уменьшенной области с неприемлемым уровнем радиопомех, вносимых в работу радиоэлектронного оборудования.
Поставленная цель достигается тем, что генератор вихрей имеет ширину в пределах (0,005÷0,016)L, где L - длина корпуса летательного аппарата, и длину (0,01÷0,06)L, а внешние концы его задних кромок расположены перед радиопрозрачной оболочкой на расстоянии (0÷0,01)L от ее поверхности.
На фиг.1 изображена предлагаемая носовая часть корпуса летательного аппарата.
На фиг.2 приведена носовая часть летательного аппарата с приемником воздушного давления.
На фиг.3 приведены характеристики продольной статической устойчивости 
в зависимости от угла атаки 
, где 
- угол скольжения, самолета МиГ-23.
На фиг.4 даны характеристики 
модели самолета двухкилевой схемы.
Носовая часть корпуса 1, фиг.1, летательного аппарата содержит радиоэлектронное оборудование 2, радиопрозрачную оболочку 3 и расположенный перед ней генератор вихрей 4, продольная плоскость симметрии которого совпадает с продольной плоскостью симметрии летательного аппарата и который имеет ширину в пределах (0,005÷0,016)L, где L - длина корпуса летательного аппарата, и длину (0,01÷0,06)L, и установлен так, что внешние концы 5 его задних кромок 6 расположены перед радиопрозрачной оболочкой на расстоянии (0÷0,01)L от ее поверхности.
Другая носовая часть корпуса 1, фиг.2, летательного аппарата, содержащая радиоэлектронное оборудование 2, радиопрозрачную оболочку 3 и установленный в ее передней части с помощью узла крепления 7 приемник воздушного давления 8. На боковых поверхностях 9 приемника воздушного давления перед радиопрозрачной оболочкой расположен генератор вихрей 4, продольная плоскость симметрии которого совпадает с продольной плоскостью симметрии летательного аппарата и который имеет ширину в пределах (0,005÷0,016)L, где L - длина корпуса летательного аппарата, и длину (0,01÷0,06)L, а внешние концы 5 его задних кромок 6 расположены перед радиопрозрачной оболочкой на расстоянии (0÷0,01)L от ее поверхности.
При полете летательного аппарата на больших углах атаки со скольжением на наветренной стороне генератора вихрей 4 (фиг.1, 2) образуется более мощный вихрь, чем на подветренной стороне. Оба эти вихря, отходя от генератора в области внешних концов 5 задних кромок 6, формируют ниже по потоку, около радиопрозрачной оболочки 3, течение, подобное течению около генератора вихрей. В результате этого на поверхности носовой части корпуса 1 летательного аппарата под вихрями образуется разрежение. Следовательно, под более интенсивным наветренным вихрем образуется более сильное разрежение. В результате этого появляется дополнительная боковая сила и соответствующий ей стабилизирующий путевой момент. Это приводит к повышению устойчивости летательного аппарата на больших углах атаки. При этом вследствие уменьшения поперечных размеров предлагаемого генератора вихрей, установленного перед носовой частью корпуса летательного аппарата, по сравнению с размерами известных генераторов, область с неприемлемым уровнем радиопомех, вносимых в работу радиоэлектронного оборудования, будет также уменьшена.
Как видно из описания аэродинамического взаимодействия генератора вихрей с носовой частью корпуса летательного аппарата, существенным является повышение на больших углах атаки путевой статической устойчивости летательного аппарата при уменьшенной области с неприемлемым уровнем радиопомех, вносимых в работу радиоэлектронного оборудования.
Испытания модели самолета МиГ-23 в аэродинамической трубе показали, что установка генератора вихрей шириной ˜0,01L, длиной 0,04L с задними кромками, касающимися носовой части самолета, на приемник воздушного давления повышает путевую статическую устойчивость на углах атаки >5°, одновременно расширяя на 8÷10% диапазон углов атаки, где обеспечена путевая устойчивость, фиг.3а, по сравнению с путевой устойчивостью исходного самолета, фиг.3в. Испытания модели другого самолета двухкилевой схемы с генератором вихрей, отличающихся от предыдущего меньшей длиной (˜0,03L), также показывают существенное повышение путевой устойчивости на углах атаки >0°. Причем в диапазоне углов атаки =42÷62° имевшая место на исходном самолете путевая неустойчивость, фиг.4с, ликвидируется и самолет с генератором вихрей на приемнике воздушного давления, фиг.4d, приобретает путевую устойчивость.
Формула изобретения
Носовая часть корпуса летательного аппарата, выполненная в виде конуса и расположенного перед ним генератора вихрей, продольная плоскость симметрии которого совпадает с продольной плоскостью симметрии летательного аппарата, отличающаяся тем, что, с целью повышения путевой статической устойчивости летательного аппарата на больших углах атаки, генератор вихрей имеет ширину в пределах (0,005÷0,016)L и длину (0,01÷0,06)L, а внешние концы его задних кромок расположены на расстоянии 0,00001÷0,01)L от поверхности конуса, где L - длина корпуса летательного аппарата.
РИСУНКИ
