Летательный аппарат с улучшенным центральным обтекателем

Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат (10) содержит фюзеляж (12), два крыла (14, 16), к которым крепятся мотогондолы, каждая из которых сбоку посредством центрального обтекателя (18, 20) крепится к фюзеляжу, с одной и другой его стороны. Центральный обтекатель содержит две расположенные напротив друг друга поверхности, которые соединены, соответственно, с верхней поверхностью и нижней поверхностью крыла и которые имеют продольное, вдоль фюзеляжа, расположение. Одна из двух поверхностей содержит локальную деформацию геометрии формы, которая выполнена для образования аэродинамических боковых возмущений воздушного потока от центрального обтекателя к крылу с возможностью регулирования потока воздуха по крылу. 13 з.п. ф-лы, 21 ил.

 

Настоящее изобретение связано с летательным аппаратом и относится, в частности, к центральному обтекателю, который обеспечивает соединение фюзеляжа с каждым крылом летательного аппарата.

В области самолетостроения постоянно проводились исследования, направленные на повышение летных характеристик самолетов, обеспечивающих выполнение полета в различных режимах (полет на крейсерской скорости, на максимальной крейсерской скорости, на этапе начала снижения, по схеме захода на посадку и т.д.).

Кроме того, в силу различных причин, влияющих, например, на увеличение дальности полета самолетов или перевозимых ими грузов, может возникнуть необходимость замены находящихся в эксплуатации авиационных двигателей на двигатели больших размеров.

Это приводит к ухудшению аэродинамических качеств самолетов после установки на них новых двигателей.

В связи с этим авиаконструкторы стремятся обеспечить более хорошие характеристики самолетов с новыми двигателями, не затрагивая при этом несущую поверхность крыла последних.

С этой целью настоящее изобретение направлено на летательный аппарат, содержащий:

- фюзеляж;

- два крыла, к которым крепятся мотогондолы, каждая из которых сбоку посредством центрального обтекателя крепится к фюзеляжу, с одной и другой его стороны; при этом центральный обтекатель (применительно к каждому крылу) содержит две расположенные напротив друг друга поверхности, которые обеспечивают соединение, соответственно, с верхней поверхностью и нижней поверхностью рассматриваемого крыла и которые имеют продольное, вдоль фюзеляжа, расположение,

отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна из двух поверхностей содержит, по меньшей мере, одну локальную деформацию геометрии формы, которая выполнена для образования аэродинамических боковых возмущений воздушного потока от центрального обтекателя к крылу, для регулирования потока воздуха по крылу.

Придавая в отдельных местах, по меньшей мере, одной из этих поверхностей соответствующую геометрию форму, приведенный, таким образом, в соответствие центральный обтекатель способен оказывать благоприятное воздействие на обтекание крыла потоком воздуха, образуя при этом волны давления, которые перемещаются в направлении свободного края рассматриваемого крыла.

Эти волны давления позволяют на удалении преобразовывать область давления на несущей поверхности крыла.

Следует отметить, что выбор локальных деформаций геометрии форм, производимых в отношении поверхностей обтекателя, позволяет уменьшить аэродинамическое лобовое сопротивление летательного аппарата без существенного изменения массы и затрат по его производству.

Волны давления, образуемые одной или несколькими зонами с измененной геометрией формы рассматриваемой поверхности, могут быть, в зависимости от характера одной или нескольких деформаций геометрии формы, волнами ослабления напряженности или волнами сжатия или сочетанием двух волн.

Локальное или локальные деформации геометрии формы могут иметь продольное, вдоль фюзеляжа, расположение.

Следует отметить, что в случае, если используется достигнутый уровень техники, то на центральном обтекателе не предусматривается наличия особых формообразований, и, как правило, поверхности, образующие оболочку обтекателя, имеют очень малую и равномерную, даже практически нулевую, общую продольную кривизну.

Изобретением, наоборот, предусматривается придать, по меньшей мере, одной из поверхностей обтекателя, в одной или нескольких зонах рассматриваемой поверхности, большую кривизну, чем в случае, если применяется достигнутый уровень техники.

Данная кривизна формируется в основном в продольном, вдоль фюзеляжа, направлении (основная кривизна), а также во второстепенном, поперечном, направлении, соответствующем высоте фюзеляжа (вторичная кривизна).

Согласно отличительному признаку, данная, по меньшей мере, одна локальная деформация геометрии формы выражается в уменьшении радиуса местного изгиба, по меньшей мере, одной зоны рассматриваемой поверхности.

И, наоборот, в случае, если изобретение не применяется, радиус местного изгиба (по-прежнему вдоль поверхности) имеет очень высокую величину, даже равную бесконечности, в то время как общая продольная кривизна поверхности очень мала, даже практически равна нулю.

Согласно отличительному признаку, месторасположение и ширина данной, по меньшей мере, одной локальной деформации геометрии формы зависят, в частности, от аэродинамических характеристик летательного аппарата.

Таким образом, для обеспечения необходимого воздействия на движение воздуха по несущей поверхности крыла предпочтительно учитывать эти характеристики для приведения в соответствие на локальном уровне рассматриваемую или рассматриваемые поверхности обтекателя.

Согласно отличительному признаку, к аэродинамическим характеристикам относятся аэродинамические характеристики, которые обусловлены конструкцией фюзеляжа, крыльев, мотогондол, а также скоростью летательного аппарата.

Согласно отличительному признаку, локальная деформация геометрии формы выражается в возникающей в определенном месте выпуклости, которая позволяет формировать в потоке волну ослабления напряженности.

Согласно отличительному признаку, выпуклость принимает форму возвышения.

Согласно отличительному признаку, локальная деформация геометрии формы выражается в возникающей в определенном месте вогнутости, которая позволяет формировать в потоке волну сжатия.

Согласно отличительному признаку, вогнутость принимает форму впадины.

Согласно отличительному признаку, впадина образуется двумя участками расположенной под наклоном поверхности, которые соединяются в основании впадины в зоне перелома профиля склона.

Согласно отличительному признаку, по меньшей мере, одна из двух поверхностей содержит несколько следующих друг за другом локальных деформаций геометрии формы, располагаемых вдоль фюзеляжа, которые представляют собой локальное чередование выпуклости и вогнутости.

Последовательное расположение нескольких выпуклостей и вогнутостей обеспечивает точный контроль над движением потока воздуха по несущей поверхности крыла, позволяющий наиболее эффективно приспосабливаться к характеристикам несущей поверхности крыла и заводским требованиям.

Согласно отличительному признаку, данная, по меньшей мере, одна локальная деформация геометрии формы производится на поверхности, которая крепится к верхней поверхности крыла.

Изменение верхнего обтекателя проводится, в частности, с учетом регулировки сверхзвуковой зоны верхней поверхности крыла.

Согласно отличительному признаку, данная, по меньшей мере, одна локальная деформация геометрии формы выполняется на поверхности, которая крепится к нижней поверхности крыла.

Изменение нижнего обтекателя проводится, в частности, с учетом регулировки градиентов давления, оказываемого на нижнюю поверхность крыла.

Согласно отличительному признаку, центральный обтекатель содержит соединение множества конструктивных элементов, каждый из которых имеет участок поверхности; при этом каждая из расположенных напротив друг друга поверхностей центрального обтекателя, соединенных с каждым крылом, образована совокупностью участков поверхности располагаемых рядом друг с другом конструктивных элементов.

Другие отличительные признаки и преимущества очевидны из приводимого ниже описания, со ссылкой на чертежи, на которых:

- фиг.1 схематически изображает общий вид летательного аппарата согласно предлагаемому изобретению;

- фиг.2 - схематический вид центрального обтекателя летательного аппарата;

- фиг.3 - схематический, частичный вид, на котором представлено соединение составных конструктивных элементов обтекателя;

- фиг.4а, 4б и 4в представляют собой вид сверху и изображают три возможных варианта геометрии пересечения фюзеляжа с крылом летательного аппарата, представленного на фиг.1;

- фиг.5а и 5б изображают распределение областей давления на несущей поверхности крыла в случае, если, соответственно, предлагаемое изобретение не осуществляется и осуществляется;

- фиг.6а и 6б схематически изображают частичные виды (соответственно, сверху и в перспективе) границы контакта фюзеляжа с несущей поверхностью крыла на самолете типа А340 без особых геометрических формообразований последнего;

- фиг.6в и 6г схематически изображают частичные виды (соответственно, сверху и в перспективе) границы контакта, представленного на фиг.6а и 6б, с геометрическим формообразованием согласно изобретению, изображенному на фиг.4а;

- фиг.7а и 7б схематически изображают частичные виды (соответственно, сверху и в перспективе) границы контакта фюзеляжа с несущей поверхностью крыла на самолете типа А380 без особых геометрических формообразований последнего;

- фиг.7в и 7г схематически изображают частичные виды (соответственно, сверху и в перспективе) границы контакта фюзеляжа с несущей поверхностью крыла, представленной на фиг.7а и 7б, с геометрическим формообразованием согласно изобретению, представляемому на фиг.4б;

- фиг.7д схематично изображает частичный вид сверху профиля составных конструктивных элементов обтекателя;

- фиг.8а и 8б схематично изображают частичные виды (соответственно, сверху и в перспективе) границы контакта фюзеляжа с несущей поверхностью крыла на самолете типа А320 без особых геометрических формообразований последнего;

- фиг.8в и 8г схематично изображают частичные виды (соответственно, сверху и в перспективе) границы контакта фюзеляжа с несущей поверхностью крыла, представленного на фиг.8а и 8б, с геометрическим формообразованием согласно изобретению, изображенному на фиг.4в.

Как это показано на фиг.1 и обозначено единой цифрой 10, летательный аппарат, согласно изобретению, содержит фюзеляж 12, крыло которого включает в себя две отъемные части крыла 14, 16, каждая из которых крепится сбоку к фюзеляжу, по одну и другую его стороны, в месте сопряжения фюзеляжа с крылом.

Мотогондолы крепятся к крыльям 14, 16, при этом, как это, например, изображено на фиг.1, на каждом крыле устанавливается одна мотогондола 18.

Поверхность контакта фюзеляжа с несущей поверхностью крыла содержит конструктивную механическую поверхность контакта (на чертеже не показана), которая прикрыта аэродинамической поверхностью контакта, представленной центральным обтекателем 20.

Центральный обтекатель 20 представляет собой соединение множества конструктивных элементов, образующих пластины и панели, края которых плотно прилегают друг к другу, при этом они прикреплены заклепками или болтами к нижележащей конструктивной механической поверхности контакта и придают всей конструкции форму кокона (фиг.2).

Центральный обтекатель, изображенный на фиг.1 и 2, содержит две части 22, 24, которые соединены, соответственно, с крыльями 14, 16. В левой части 22 и правой части 24 оборудованы соответствующие проемы 26 и 28 для крепления каждого из двух крыльев 14, 16.

Каждая часть центрального обтекателя, соединенная с одним крылом, содержит две расположенные напротив друг друга поверхности, в том числе верхние 30 - для части 22 и 32 - для части 24, и нижние 34 - для части 22 и 36 - для части 24, которые крепятся, соответственно, к верхней и нижней поверхностям рассматриваемого крыла.

Как это показано на фиг.2, каждый составной конструктивный элемент центрального обтекателя имеет участок поверхности, образующий часть поверхности обтекателя. В частности, каждая из расположенных напротив друг друга верхней и нижней поверхностей каждой части 22, 24 центрального обтекателя образована совокупностью участков поверхности вышеупомянутых конструктивных элементов; при этом данные участки поверхности, располагаясь рядом друг с другом, образуют гладкую поверхность аэродинамической поверхности контакта.

Таким образом, как это показано на фиг.2, верхняя поверхность 30 содержит прилегающие плотно друг к другу конструктивные элементы 30а, 30b, 30c, в то время как нижняя поверхность 34 содержит прилегающие плотно друг к другу конструктивные элементы 34а, 34b, 34c, 34d.

На фиг.3 частично изображен состоящий из верхней поверхности 30 конструктивный элемент 40 (панель), который устанавливается на фюзеляже 12 в соединении с крылом 40. Изображены также крепежные опоры 42, 44, имеющие форму уголка, которые прочно крепятся к фюзеляжу и готовы принять другой конструктивный элемент центрального обтекателя. Крепежные опоры также видны на фиг.2.

Верхняя поверхность каждого центрального обтекателя, а именно поверхность, находящаяся в контакте с верхней поверхностью крыла, и нижняя поверхность последнего, т.е. поверхность, которая контактирует с нижней поверхностью крыла, на некоторых летательных аппаратах имеет, как правило, если использовать достигнутый уровень техники, очень малую, даже почти нулевую, и равномерную основную кривизну.

Изобретением предусматривается придать форму одной и (или) другой из этих поверхностей, придавая в определенных местах одной или нескольким зонам рассматриваемой поверхности одну или несколько деформаций геометрии формы, которые бы имели, например, продольное, вдоль фюзеляжа, расположение.

Одна локальная или локальные деформации геометрии формы поверхности или поверхностей предназначены для формирования аэродинамических боковых возмущений воздушного потока, которые способны перемещаться от центрального обтекателя в направлении конца рассматриваемого крыла, для контроля над обтеканием крыла потоком воздуха.

Использование дополнительных боковых объемных элементов на каждом центральном обтекателе независимо от того, добавляются ли соответствующие конструктивные элементы на существующих конструктивных элементах центрального обтекателя или проводится замена одного или нескольких последних соответствующими конструктивными элементами, позволяет контролировать движение воздуха по несущей поверхности крыла, а также контролировать интерференции, которые могут образовываться, например, в случае замены двигателей (двигателями больших размеров, двигателями с высоким коэффициентов разбавления, повышения дальности полета и (или) полезной нагрузки, перевозимой летательным аппаратом).

Изменение геометрической формы центрального обтекателя в месте соединения фюзеляжа с крылом в соответствии с изобретением позволяет регулировать давление воздуха на несущей поверхности крыла, в частности улучшить область давления, которая развивается на верхней и (или) нижней поверхности крыла в направлении части рассматриваемого центрального обтекателя путем формообразования (верхняя и (или) нижняя части).

Таким образом, изменение локальной геометрии формы одной или двух располагаемых напротив друг друга поверхностей каждой части 22, 24 центрального обтекателя, которые крепятся, соответственно, к верхней и нижней поверхностям крыла, позволяет, в частности, улучшить движение воздуха по крылу в случае возникновения сильной интерференции между крылом, мотогондолой (или мотогондолами) и фюзеляжем.

Изобретение позволяет, в частности, улучшить аэродинамические характеристики самолета в различных режимах полета (полет на крейсерской скорости, полет на максимальной крейсерской скорости, на этапе начала снижения, полет по схеме захода на посадку), а также повысить прочность самолета при повышенных значениях числа М.

Следует отметить, что элементы, образующие располагаемые напротив друг друга верхнюю и нижнюю поверхности каждой части 22, 24 обтекателя, могут быть выполнены из материала, способного деформироваться в полете приводными механизмами для обеспечения эффективного применения изобретения в различных режимах полета.

Таким образом, деформация осуществляется путем перемещения поверхности или части этой поверхности.

Таким образом, локальная или локальные деформации геометрии формы, которые выполняются в отношении поверхности обтекателя, могут осуществляться динамично и приводиться (в реальном масштабе времени) в соответствие с различными режимами полета и требуемым результатом.

Каждая локальная деформация геометрии формы отличается своей формой, которая в последующем будет отписана более детально, а также своим местонахождением на поверхности, вдоль фюзеляжа (например, относительно ребра атаки крыла) и своим размахом.

Местонахождение и размах геометрических форм, которые образуются в определенном месте на поверхности, зависят, в частности, от аэродинамических характеристик летательного аппарата.

К таким характеристикам относятся, в частности, скорость летательного аппарата и характеристики, связанные с конструкцией фюзеляжа, крыла и двигателя.

При рассмотрении сверху профиля поверхности центрального обтекателя, прикрепленного к верхней поверхности крыла, можно выделить три типа геометрических форм, которые на фиг.4а, 4б и 4в показаны сплошной линией.

Следует отметить, что на этих чертежах передняя часть летательного аппарата расположена с левой стороны чертежа, а задняя часть - справа.

Локальные геометрические особенности, которые привносятся в одну и (или) другую из двух расположенных напротив друг друга поверхностей центрального обтекателя, выражаются в уменьшении радиуса местного изгиба рассматриваемой поверхности.

Изображенные на фиг.4а, 4б, 4в формы соответствуют основным изгибам рассматриваемых деформаций геометрии формы, а вторичные поперечные изгибы располагаются перпендикулярно плоскости чертежей (относительно высоты фюзеляжа) и имеют более слабую ширину, чем ширина основных изгибов.

Локальная геометрическая форма, показанная на фиг.4а, превращается в локальную выпуклость, например, возвышение, которое в основном имеет продольное расположение и вытянуто вдоль фюзеляжа (основная кривизна), а также менее выраженную форму, вытянутую в направлении, перпендикулярном плоскости чертежа (вторичная кривизна).

Такое локальное формообразование на поверхности способно привести к формированию боковых возмущений воздушного потока, который перемещается от центрального обтекателя к концу крыла и принимает форму волн ослабления напряженности движения.

На фиг.4а пунктирной линией также обозначен профиль поверхности центрального обтекателя (вид сверху) в случае, если не осуществляется изобретение.

Как показано на фиг.4б, другая возможная геометрическая форма приобретает вид местной вогнутости, которая принимает форму, например, впадины, вытянутой в основном в продольном направлении фюзеляжа (основная кривизна), и как вторичный вариант - в направлении, перпендикулярном плоскости чертежа (вторичная кривизна).

Такая локальная деформация геометрии формы способна сформировать боковые возмущения воздушного потока, которые перемещаются от центрального обтекателя к концу крыла и принимают форму волн сжатия движения, вызывающих слабый удар.

На этом чертеже пунктирной линией также обозначен профиль поверхности центрального обтекателя (вид сверху) в случае, если не осуществляется изобретение.

В частности, впадина образуется двумя наклоненными участками поверхности, которые соединяются в основании впадины в зоне перелома профиля склона.

Кроме того, следует отметить, что такая геометрия становится похожей на наклонную плоскость, а локальная вогнутость может содержать или не содержать перелом в ее основании.

Действительно, основание впадины может не содержать зоны с переломом профиля склона, а иметь форму раковины.

Решение, что является предпочтительным - иметь ярко выраженный перелом профиля склона, совпадающий, например, с соединением двух панелей, которые образуют конструктивные элементы обтекателя, или устанавливать небольшой радиус в соединении между двумя зонами, имеющими различные склоны, который определяется аэродинамикой, например, в случае единой конструктивной панели, включающей в себя две зоны с различными склонами, - определяется фактором простоты процесса промышленного производства.

На фиг.4в изображено несколько последовательно расположенных локальных деформаций геометрии формы, которые вытянуты вдоль фюзеляжа и представляют собой локальное чередование выпуклости и вогнутости. Деформации имеют не такую большую ширину в направлении, перпендикулярном плоскости чертежа.

В частности, геометрическая форма, изображенная на фиг.4в, состоит из чередования первой выпуклости, вогнутости и второй выпуклости.

Такие изменения локальных геометрических форм поверхности центрального обтекателя способны сформировать боковые возмущения воздушного потока типа волн ослабления напряженности или волн изэнтропического сжатия.

Следует отметить, что, как правило, предлагаемые деформации геометрии формы, изображенные на фиг.4а, 4б, 4в, отличаются сильным изменением местной кривизны и, в частности, сильным уменьшением радиуса местной кривизны (вид продольного сечения обтекателя) по сравнению с большим радиусом кривизны, как правило, применяемым (в случае использования достигнутого уровня техники) в расположенных напротив друг друга боковых поверхностях обтекателя.

Кроме того, в зависимости от преследуемой цели считается возможным рассмотрение любых других сочетаний выпуклости и вогнутости, в том числе: единственная выпуклость, после которой следует вогнутость, или, наоборот, две вогнутости, которые располагаются вокруг выпуклости …

На фиг.5а и 5б изображены распределение областей давления, ограниченных изобарами, на верхней поверхности крыла, соответственно, в случае, если изобретение не осуществляется или осуществляется.

Следует отметить, что зоны слабого давления окрашены в темный цвет, а зоны сильного давления - в светлый цвет.

Таким образом, в случае, если изобретение не осуществляется, как это показано на фиг.5а, напротив гондолы двигателя 41 наблюдается зона 43, образующая сеть частых изобар, соответствующих сильному градиенту давления.

Такая зона представляет собой сосредоточие явлений понижения давления и сжатия с большими значениями, что создает неблагоприятную ситуацию, поскольку образуется ударное лобовое сопротивление.

На фиг.5б показано специфическое формообразование верхней боковой стороны обтекателя (части 22 и 24) посредством производства соответствующих деформаций геометрии формы типа, представленного на фиг.4в, для создания последовательно волны ослабления напряженности 45, волны сжатия 46 и волны ослабления напряженности 47 в потоке воздуха на крыле.

Данные волны давления (колебания сжатия и ослабления давления) распространяются по бокам относительно продольного направления фюзеляжа, от обтекателя к краю крыла внутри зон сверхзвуковой скорости, существующей на верхней поверхности крыла. Эти волны давления вступают во взаимодействие с обтеканием крыла потоком воздуха, в первую очередь, на небольшом расстоянии от обтекателя, при этом первая волна ослабления напряженности 45 и волна сжатия 46 способствуют увеличению локального давления в зоне 49а вплоть до образования слабого удара, а вторая волна ослабления напряженности 47 позволяет уменьшить градиент давления в зоне 49б.

Явления, зарождающиеся в зонах 49а и 49б, распространяются вширь и позволяют тем самым контролировать процесс обтекания крыла, преобразуя на расстоянии от обтекателя градиент давления на несущую поверхность крыла, в частности в зоне 43.

Следует отметить, что в зависимости от типа деформаций геометрии формы, их количества, месторасположения и размаха представляется возможным формировать соответствующие волны давления, которые будут воздействовать на несущую поверхность крыла на заданном расстоянии от обтекателя, регулируя область давления (преобразование линий давления) надлежащим образом в зависимости от поставленной цели.

В частности, преобразование области давления в зоне 43 напротив мотогондолы выражается в расширении линий давления в этой зоне с целью уменьшения в ней градиента давления, а также в пространственном перераспределении этих линий давления.

Таким образом, две небольших сетки 48а и 48б линий давления, менее частых, чем ранее, появляются в этой зоне и представляют собой сосредоточие двух небольших последовательных увеличений давления в тех местах, где ранее существовал сильный градиент давления.

В связи с этим уменьшается волновое лобовое сопротивление летательного аппарата.

Таким образом, в значительной степени уменьшается возмущение воздушного потока, возникающее в результате взаимодействия мотогондол (в случае замены двигателей) с поверхностью центрального обтекателя, которое в случае, если не осуществляется изобретение, сказывается на поведении крыла в своей сверхзвуковой части.

Следует отметить, что характер распределения линий давления обтекания несущей поверхности крыла в случае, если не осуществляется изобретение, а также предъявляемые при производстве и обслуживании требования влияют на выбор локальной геометрической формы обтекателя среди различных типов, представленных на фиг.4а, 4б, 4в.

На фиг.6а и 6б изображен самолет типа А340-500/600, на котором не осуществлялось никаких специальных формообразований профиля поверхности обтекателя (вид сверху).

На фиг.6б (вид в перспективе) представлена поверхность контакта фюзеляжа с крылом, в которой не отмечается никакой особенной кривизны.

Следует отметить, что с такой поверхностью контакта в случае замены двигателя летательного аппарата повторные сжатия путем удара, возникающие на верхней поверхности крыла, признаются серьезными и приводят к образованию лобового сопротивления.

На фиг.6в и 6г изображено добавление локальной выпуклости 50, которая аналогична изображенной на фиг.4а, на поверхности центрального обтекателя в левой части чертежа, а именно на краю ребра атаки крыла.

Данная локальная выпуклость принимает форму возвышения, которая, как это показано на чертежах, вытянута вдоль фюзеляжа и обладает также боковым расширением (размахом) в направлении конца крыла (фиг.6в), а также вертикальным расширением в направлении верха фюзеляжа (фиг.6г).

Возвышение 50, изображенное на фиг.6в и 6г, образуется рядом с ребром атаки, вытягивается в направлении движения потока (в продольном относительно фюзеляжа направлении) и заканчивается рядом с соединением неподвижной части крыла с закрылками (правая часть фиг.6в).

Следует отметить, что максимальная ширина возвышения составляет 25-35% хорды стыковочного разъема крыла и представляет собой величину, регулируемую в зависимости от обтекающего крыло потока воздуха.

Следует отметить, что хорда стыковочного разъема крыла показана на фиг.5а и обозначена ссылкой «с».

Увеличение возвышения в направлении конца крыла (размах) составляет, например, 600 мм, понимая при этом, что данное значение корректируется в зависимости от обтекающего крыло потока воздуха.

Данная локальная деформация геометрии формы поверхности центрального обтекателя была, например, достигнута за счет дополнительных и должным образом изготовленных конструктивных элементов (панелей, аналогичных изображенным на фиг.3 и позволяет регулировать давление воздуха на несущей поверхности крыла, образуя волны ослабления напряженности, которые перемещаются в направлении конца крыла.

Такое взаимодействие приводит к предпочтительному изменению топологической схемы области давления и обеспечению контроля над последней.

На фиг.7а и 7б изображен центральный обтекатель самолета типа А380 без придания особенной формы его поверхности, контактирующей с верхней поверхностью крыла.

Следует отметить, что при рассмотрении сверху поверхности она имеет очень слабую, даже нулевую, основную кривизну.

Как это представлено на фиг.7в и 7г, поверхность центрального обтекателя была изменена путем дополнительной установки системы регулирования давления на несущей поверхности крыла особого типа, которая аналогична представленной на фиг.4б.

Многие конструктивные элементы (изображенная на фиг.3 панель) были установлены на существующую верхнюю поверхность центрального обтекателя, изображенного на фиг.7а, для образования в профиле данной поверхности локальной вогнутости 52.

Следует отметить, что конструктивные элементы, внешняя стенка которых содержит наклон или участок наклона и даже вогнутость в целом, сами могут представлять собой конструктивные элементы, образующие верхнюю поверхность и (или) нижнюю поверхность каждой части обтекателя, как, например, панель, изображенную на фиг.3.

Вогнутость 52 представлена, в частности, впадиной с переломом профиля склона между двумя участками поверхности, при этом наклон участка поверхности, расположенной со стороны ребра атаки, образует, например, угол, равный 0°, в то время как наклон участка поверхности, расположенного со стороны ребра обтекания, образует, например, угол, равный 5°.

Углубление, образованное непосредственно в результате перелома профиля склона, который составляет несколько градусов, имеет продольное, вдоль фюзеляжа, расположение и вытянуто от ребра атаки на расстоянии, равном 20% и 35% хорды стыковочного разъема крыла.

Следует отметить, что данная величина, а также величины наклона двух поверхностей, образующих впадину, регулируются в зависимости от локальной скорости обтекания крыла потоком воздуха.

На фиг.7д (вид обтекателя, выполненный в продольном сечении) изображены три конструктивных панели 52а, 52b, 52c, расположенные вдоль фюзеляжа рядом друг с другом в зафиксированном положении и предназначенные для придания верхней поверхности центрального обтекателя желаемого профиля (впадина 52 с переломом профиля склона). Без данной конструкции впадина образуется на границе между двумя соседними панелями 52а и 52b.

Как это показано на фиг.8а и 8б, центральный обтекатель самолета типа А320 не содержит особого формообразования поверхности, соединенной с верхней поверхностью крыла.

Следует также отметить, что данная поверхность имеет очень малую, даже нулевую, и равномерную кривизну.

Система регулировки давления воздуха на несущей поверхности крыла, согласно изобретению, предусматривает чередование на верхней поверхности центрального обтекателя локальных выпуклостей и вогнутостей, например, как это показано на фиг.4в, последовательное расположение первого возвышения 54, впадины 56 и второго возвышения 58.

Первое возвышение 54 формируется рядом с ребром атаки, а второе возвышение 58 заканчивается, если следовать по направлению движения потока (согласно продольному направлению, вытянутому вдоль фюзеляжа), рядом с местом соединения неподвижной части крыла с закрылками.

В частности, максимальная ширина первого возвышения 54, начиная от ребра атаки, составляет 5-10% хорды стыковочного разъема крыла, в то время как максимальная ширина второго возвышения 58 составляет от 20% до 30% хорды стыковочного разъема крыла.

Эти два возвышения 54 и 58 разделены впадиной 56, не имеющей в данном примере перелома профиля склона. Впадина располагается на расстоянии, равном 10% и 20% хорды стыковочного разъема крыла, от ребра атаки.

Следует отметить, что порядок значения бокового увеличения (размаха) возвышений в направлении конца крыла составляет, например, 100 мм для первого возвышения 54 и 400 мм - для второго возвышения 58.

Кроме того, величины, относящиеся к местонахождению возвышений и впадин, а также их увеличению в направлении конца крыла, регулируются в зависимости от обтекания крыла потоком воздуха и, в частности, локальной скорости обтекания последней потоком воздуха и отдельных заводских и сервисных требований.

Изобретение позволяет, не ставя под сомнение концепцию крыла, воздействовать на обтекание последнего движущимся на сверхзвуковой скорости потоком, производя в отдельных местах одну или несколько локальных деформаций геометрической формы стандартной или стандартных поверхностей каждого центрального обтекателя, находящегося в контакте, соответственно, с верхней и нижней поверхностями рассматриваемого крыла.

1. Летательный аппарат (10), содержащий:
- фюзеляж (12);
- два крыла (14, 16), к которым крепятся мотогондолы, каждая из которых сбоку посредством центрального обтекателя крепится к фюзеляжу с одной и другой его сторон; при этом центральный обтекатель (18, 20) содержит (применительно к каждому крылу) две расположенные напротив друг друга поверхности, которые соединены соответственно с верхней поверхностью и нижней поверхностью рассматриваемого крыла и имеют продольное, вдоль фюзеляжа, расположение, отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна из двух поверхностей содержит, по меньшей мере, одну локальную деформацию геометрии формы (50, 52, 54, 56, 58), которая выполнена для образования аэродинамических боковых возмущений воздушного потока от центрального обтекателя к крылу, для регулирования потока воздуха по крылу.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что данная, по меньшей мере, одна локальная деформация геометрии формы содержит основную кривизну, которая расположена в продольном, вдоль фюзеляжа, направлении, а также вторичную кривизну, которая вытянута в поперечном направлении, соответствующем высоте фюзеляжа.

3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что данная, по меньшей мере, одна локальная деформация геометрии формы выражается в уменьшении радиуса местного изгиба, по меньшей мере, одной зоны рассматриваемой поверхности.

4. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что данная, по меньшей мере, одна локальная деформация геометрии формы имеет месторасположение и размах, которые зависят, в частности, от аэродинамических характеристик летательного аппарата.

5. Летательный аппарат по п.4, отличающийся тем, что к аэродинамическим характеристикам относятся аэродинамические характеристики, которые обусловлены конструкцией фюзеляжа, крыльев, мотогондол, а также скоростью летательного аппарата.

6. Летательный аппарат по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что локальная деформация геометрии формы принимает форму локальной выпуклости (50).

7. Летательный аппарат по п.6, отличающийся тем, что выпуклость принимает форму возвышения.

8. Летательный аппарат по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что локальная деформация геометрии формы принимает форму локальной вогнутости (52).

9. Летательный аппарат по п.8, отличающийся тем, что вогнутость принимает форму впадины.

10. Летательный аппарат по п.9, отличающийся тем, что впадина образована двумя участками расположенной под наклоном поверхности, которые соединены в основании впадины в зоне перелома профиля склона.

11. Летательный аппарат по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна из двух поверхностей содержит несколько следующих друг за другом локальных деформаций геометрии формы (54, 56, 58), расположенных вдоль фюзеляжа, которые представляют собой локальное чередование выпуклости и вогнутости.

12. Летательный аппарат по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что данная, по меньшей мере, одна локальная деформация геометрии формы выполнена на поверхности, которая крепится к верхней поверхности крыла.

13. Летательный аппарат по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что данная, по меньшей мере, одна локальная деформация геометрии формы выполнена на поверхности, которая крепится к нижней поверхности крыла.

14. Летательный аппарат по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что центральный обтекатель содержит совокупность множества конструктивных элементов, каждый из которых имеет участок поверхности; при этом каждая из расположенных напротив друг друга поверхностей центрального обтекателя, соединенных с каждым крылом, образована совокупностью участков поверхности расположенных рядом друг с другом конструктивных элементов.