Фюзеляж летательного аппарата

 

Использование: в авиационной технике и для других. транспортных аппаратов, перемещающихся с дозвуковой скоростью. Сущность изобретения: фюзеляж летательного аппарата включает. лобовую поверхность, переходящую в хвостовую часть. Лобовая поверхность по всей окружности от носовой точки и до максимального диаметра по радиусу r, определяемому по Формуле сопрягаемой с максимальным диаметром корпуса,имеющего форму прямого круглого конуса с углом γ, где r - радиус закругления лобовой поверхности (м);. k - коэффициент увеличения скорости потока воздуха на _ поверхности максимального диаметра корпуса; V - скорость полета (м/c); ω- - ускорение (м/с²); γ- - угол кoнусa фюзеляжа. 2ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в любом другом транспорте, перемещающемся горизонтально с дозвуковой скоростью.

Известны фюзеляжи летательных аппаратов (ЛА), выполняемых цилиндрической формы [1-3], у которых длина превышает 4-7 диаметров фюзеляжа.

Недостаток их в том, что они при полете создают большое сопротивление, поскольку сужение фюзеляжа в хвостовой части значительно удалено в лобовой поверхности. Кроме того, лобовая поверхность выполнена без учета скорости набегающего потока, а потому объем воздуха, вытесненный лобовой поверхностью, не может перетекать напрямую из зоны лобового давления в зону разряжения хвостовой части. Частицы воздуха, вытесненные лобовой поверхностью, расходятся в разные стороны, требуя значительной затраты энергии, а в хвостовой части этот объем частиц должен засасываться со стороны, опять требуя затраты энергии, что существенно повышает лобовое сопротивление.

Наиболее близким к изобретению является фюзеляж ЛА [4], однако и он обладает всеми выше перечисленными недостатками.

Сущность изобретения в том, что лобовая поверхность по всей окружности, от носовой точки и до максимального диаметра корпуса, выполнена в направлении полета, закругленной по радиусу r , определяемому по формуле r = k²v²/ω, сопрягаемой с максимальным диаметром корпуса, имеющего форму прямого круглого конуса с углом γ , где r - радиус закругления лобовой поверхности; k - коэффициент увеличения скорости потока на поверхности максимального диаметра корпуса, изменяющегося в пределах от k = 1,6565 при γ = 30°, до k = 1,5 при γ = 20^oC; V - скорость полета; ω -ускорение, равное 78900 м/с²; γ - угол конуса фюзеляжа.

На фиг. 1 показан фюзеляж, вид сбоку, (когда максимальный диаметр d корпуса равен 2r; пунктиром показаны места предполагаемого расположения крыла и хвостового оперения); на фиг. 2 - фюзеляж, когда максимальный диаметр d корпуса меньше 2r.

Фюзеляж летательного аппарата включает корпус 1 с лобовой 2 поверхностью, переходящей в хвостовую 3 часть.

Лобовая 2 поверхность по всей окружности, от носовой точки и до максимального диаметра корпуса 1, выполнена в направлении полета закругленной по радиусу r, определяемому по формуле r = k²v²/ω, сопрягаемой с максимальным диаметром корпуса 1, имеющего форму прямого круглого конуса с углом γ.

Работа фюзеляжа летательного аппарата осуществляется следующим образом.

Поток воздуха, набегая на лобовую поверхность 2, создает давление, а после ухода корпуса 1 вперед, за ним, после хвостовой части 3 остается свободная зона разряжения. И частицы воздуха немедля устремляются с повышенной в k раз скоростью, от скорости полета V, из зоны давления 2 в зону разряжения 3, огибая собой поверхность закругления r, будут вызывать на ней центробежные силы с ускорением ω = 78900 м/c² , приводящие к разряжению в пограничном слое до степени вакуума.

В результате этого равнодействующая сила от разряжения на лобовой поверхности будет ориентирована с наклоном вперед и в проекции на линию полета будет значительно больше результирующей силы от силы сопротивления. При этом в общем лобовое сопротивление фюзеляжа будет минимальным.

Поскольку разряжения сверх вакуума быть не может, то превышение расчетной скорости полета V будет вызывать повышенное сопротивление.

Примером конкретного выполнения может быть фюзеляж с максимальным диаметром d =1,3 м, γ = 25° , предназначенный для скорости полета V= 225 м/с, при K = 1,578, ω = 78900 м/с², должен иметь радиус закругления лобовой поверхности r = 2,49 50800/78900 = 1,61 м.

Форма фюзеляжа будет близка к форме, показанной на фиг.2.

Литература 1. Аэродинамика самолета Ту-154 В. М.: Транспорт, 1985.

2. Бороденко В.А. Самолет Ту-143-А. М.: Машиностроение, 1975.

3. Коваленко А.И. Самолет Л-410 УВП. М.: Транспорт, 1988.

4. Радченко И. В., Крамчанинов В.П., Дубронский В.П. Самолет Ан-2. М.: Транспорт, 1974.

Формула изобретения

Фюзеляж летательного аппарата, включающий корпус с лобовой поверхностью, переходящей в хвостовую часть, отличающийся тем, что лобовая поверхность по всей окружности от носовой точки и до максимального диаметра корпуса выполнена в направлении полета закругленной по радиусу r, определяемому по формуле r = k²v²/ω, сопрягаемой с максимальным диаметром корпуса, имеющего форму прямого круглого конуса с углом γ, где r - радиус закругления лобовой поверхности, м, k - коэффициент увеличения скорости потока воздуха на поверхности максимального диаметра корпуса, изменяющийся в пределах от k = 1,6565 при γ = 30°, до k = 1,5 при γ = 20°;, v - скорость полета, ω - ускорение, равное 78900 (м/с²), γ - угол конуса фюзеляжа.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2