Гиперзвуковой летательный аппарат



Гиперзвуковой летательный аппарат
Гиперзвуковой летательный аппарат
Гиперзвуковой летательный аппарат
Гиперзвуковой летательный аппарат
Гиперзвуковой летательный аппарат
Гиперзвуковой летательный аппарат
Гиперзвуковой летательный аппарат
Гиперзвуковой летательный аппарат

 


Владельцы патента RU 2509035:

Мищенко Борис Владимирович (RU)

Изобретение относится к авиационной технике. Гиперзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с соплом, расположенным под нижней панелью хвостовой части фюзеляжа, крыло, киль и воздухозаборник, расположенный под фюзеляжем в его хвостовой части снизу. В носовой части летательного аппарата смонтированы выдвижные плоскости на роликах для выхода по желобу из фюзеляжа, которые компенсируют неблагоприятный момент, возникающий вследствие взаимодействия струи газа из сопла двигателя. Изобретение направлено на улучшение продольной балансировки. 8 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкции летательного аппарата.

В настоящее время конструкторы многих стран мира проектируют гиперзвуковые самолеты с прямоточными воздушно-реактивными двигателями и расширяющимся соплом, расположенным под нижней панелью хвостовой части фюзеляжа (см. патент США №3211401, класс 24453 за 1964 г., патент Англии №10291006, класс B7G за 1966 г.).

Применение сопла в хвостовой части фюзеляжа позволяет существенно увеличить тягу двигателя на гиперзвуковых скоростях полета за счет до расширения газа, выходящего из сопла двигателя. Так, например, согласно проведенным теоретическим расчетам, при полете самолета при скорости, соответствующей числу M=6, где M - скорость звука, дополнительная тяга двигателя увеличивается на 30%.

Однако при этом от работы сопла возникает неблагоприятный пикирующий аэродинамический (газодинамический) момент, который приводит к значительной потере аэродинамического качества самолета на крейсерских скоростях полета, а зачастую - к невозможности его стабильного полета вследствие интенсивного вращения самолета вокруг его поперечной оси.

Наиболее близким конструктивным решением, позволяющим парировать неблагоприятный аэродинамический (газодинамический) момент от сопла самолета, является переднее выдвижное горизонтальное оперение сверхзвукового истребителя-перехватчика ВВС Франции (№1601027, класс B64с), который имеет максимальную скорость полета, соответствующую числу M=2, и может совершать маневры с перегрузкой, равной 9.

Как заявленном изобретении, так и в прототипе по патенту Франции №1601027 имеются выдвижные плоскости, размещенные в носовой части фюзеляжа.

Существенным недостатком указанной конструкции является то, что она может применяться только на дозвуковых скоростях полета, т.е. до числа M<1 (см. фиг.2 патента Франции №1601027).

Нагрузка на переднее горизонтальное оперение возрастает пропорционально квадрату скорости летательного аппарата. Так, при скорости полета летательного аппарата, равного числу М=6, нагрузка на переднее горизонтальное оперение по сравнению с полетом при числе М=1 увеличивается в 36 раз, что неизбежно приведет заклиниванию конструкции по патенту Франции №1601027 при полете на сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях.

Указанный недостаток устраняется тем, что в носовой части летательного аппарата имеются выдвижные плоскости 7 на роликах 10 для выхода по желобу 11 из фюзеляжа 1.

Работа устройства происходит следующим образом: на дозвуковых скоростях полета (число M<1) переднее горизонтальное оперение 7 летательного аппарата находится в исходном положении "г", т.е. убрано внутрь фюзеляжа 1 (см. фиг.5). В этом случае управление летательным аппаратом в продольной плоскости осуществляется элеронами 6 (см. фиг.2).

По мере увеличения скорости полета при помощи бустера 16, жестко соединенного с фюзеляжем 1 и его силовыми элементами 13 при помощи силового кронштейна 14, вращающегося вокруг оси 8, происходит выдвижение плоскостей 7 в набегающий поток воздуха, которые занимают последовательно позиции "д", "е" и т.д. (см. фиг.5, 6).

При этом происходит выдвижение в набегающий поток воздуха плоскостей 7, которые на роликах 10 выдвигаются из фюзеляжа 1 наружу, выходя из желоба 11, имеющего криволинейный изгиб (см. 5, 6).

Так как при гиперзвуковых скоростях полета на выдвижные плоскости 7 действуют значительные нагрузки, предусмотрено усиление конструкции фюзеляжа 1 за счет силовых элементов 12 (см. 6).

В зависимости от скорости, высоты полета и угла атаки задается закон выдвижения плоскостей 7 из фюзеляжа 1 в набегающий поток воздуха. В соответствии с этим законом пилот или автомат регулировки выдвижения плоскостей 7 из фюзеляжа 1 изменяет положение плоскостей 7, последовательно перемещая их из позиции "г" в позиции "д ", "е " и т.д.

Изобретение поясняется следующими чертежами и расчетами:

стр.1, фиг.1 - вид сбоку на гиперзвуковой летательный аппарат,

стр.1, фиг.2 - вид в плане,

стр.1, фиг.3 - вид спереди,

стр.2, фиг.4 - общий вид гиперзвукового летательного аппарата в изометрии, где 1 - фюзеляж, 2 - крыло, 3 - воздухозаборник, 4 - сопло, 5 - киль, 6 - элероны, 7 - переднее горизонтальное оперение, 17 - центр тяжести гиперзвукового летательного аппарата,

стр.3, фиг.5 - место "А" на фиг.2,

стр.3, фиг.6 - сечение по "В-В" на фиг.5,

стр.4, фиг.7 - схема сил, действующих на гиперзвуковой летательный аппарат,

где: Yла - суммарная подъемная сила летательного аппарата, 17 - центр его тяжести, Gла - вес летательного аппарата, Rc - вектор суммарной тяги сопла, Yс - вертикальная составляющая вектора тяги сопла, Pc - горизонтальная составляющая вектора тяги сопла, mzc - коэффициент суммарного продольного момента сопла, Rпл - суммарный вектор подъемной силы переднего горизонтального оперения 7, Yпл - вертикальная составляющая вектора подъемной силы переднего горизонтального оперения, Xпл - горизонтальная составляющая вектора подъемной силы переднего горизонтального оперения (сопротивление оперения), Mzпл - кабрирующий момент от переднего горизонтального оперения, б=0-3 - угол заклинения переднего оперения относительно продольной оси летательного аппарата - определяется конструктивными особенностями носовой части летательного аппарата, размещением в ней пилотов и их кабины, радара, крейсерской скоростью полета (числом М).

стр.4, фиг.7 - сравнительный график эффективности Mz в продольной плоскости элеронов 6 (элевонов) и выдвижного переднего горизонтального оперения 7 в зависимости от скорости полета (числа M) при равных площадях, равных 0,1% от площади основного (базового) крыла летательного аппарата, т.е. без учета площади бортового наплыва крыла.

Технический результат достигается путем размещения в носовой части летательного аппарата выдвижных плоскостей на роликах для выхода по желобу из фюзеляжа, которые компенсируют неблагоприятный аэродинамический (газодинамический) момент, возникающий вследствие взаимодействия струи двигателя с соплом, что препятствует заклиниванию выдвижных плоскостей на сверх- и гиперзвуковых скоростях полета, что является существенным для улучшения продольной балансировки.

Гиперзвуковой летальный аппарат осуществляется путем размещения в носовой части летательного аппарата выдвижных плоскостей 7 на роликах 10 для выхода по желобу 11 из фюзеляжа 1, которые компенсируют неблагоприятный аэродинамический (газодинамический) момент, возникающий вследствие взаимодействия струи двигателя с соплом 4.

Гиперзвуковой летательный аппарат, содержащий фюзеляж, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с соплом, расположенным под нижней панелью хвостовой части фюзеляжа, крыло, киль, воздухозаборник, расположенный под фюзеляжем в его хвостовой части снизу, отличающийся тем, что в носовой части летательного аппарата смонтированы выдвижные плоскости на роликах для выхода по желобу из фюзеляжа, которые компенсируют неблагоприятный момент, возникающий вследствие взаимодействия струи газа из сопла двигателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности к конструкциям складываемых аэродинамических поверхностей, находящихся под воздействием сильных аэродинамических возмущений.

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к реактивному двигателю летательного аппарата. Реактивный двигатель включает в себя обтекатель воздухозаборника, содержащий две раздельных в целом трубчатых секции.

Конструкция околозвукового и сверхзвукового крыла с ламинарным обтеканием летательного аппарата включает гибридный плоский разрезной закрылок, связанный с крылом и содержащий плоский закрылок, отклоняемый вниз под первым углом, и разрезной закрылок, отклоняемый вниз под вторым углом, который превышает первый угол.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздухозаборников сверхзвуковых пассажирских самолетов. .

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. .

Изобретение относится к области проведения профилактических мероприятий, касающихся снежных лавин, в частности к искусственному вызову сброса лавин в заданное время.

Изобретение относится к системе воздухозаборника двигателя сверхзвукового летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к многорежимным самолетам, эксплуатируемым на сверх- и дозвуковых скоростях полета в широком диапазоне высот полета. .

Изобретение относится к самолетостроению, в частности к конструкции самолетов истребительной авиации. .

Изобретение относится к административным самолетам большой дальности. .

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит фюзеляж, хвостовая часть которого снабжена двумя плоскими площадками, размещенными последовательно друг за другом перед воздухозаборниками силовой установки и развернутыми друг относительно друга на тупой угол. Плоские площадки хвостовой части фюзеляжа соединены с обшивкой под углом друг к другу без плавного перехода. Ширина второй плоской площадки перед воздухозаборниками силовой установки выбрана превышающей ширину среза воздухозаборников. Вторая плоская площадка продлена по обе стороны внешних боковых стенок мотогондолы за срез воздухозаборников. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока в воздухозаборниках. 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с мотогондолой и двумя воздухозаборниками, расположенными за углублением, которое ограничено первой площадкой, выполненной плоской, и парой вторых площадок, размещенных между первой площадкой и воздухозаборниками силовой установки. Вторые площадки соединены под углом друг с другом вдоль ребра, пропущенного вблизи плоскости симметрии летательного аппарата. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока, подаваемого в воздухозаборники. 10 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к области авиации и касается гиперзвуковых самолетов с газодинамической системой управления. Гиперзвуковой самолет содержит фюзеляж, консоли крыла, многодвигательный привод, два турбореактивных двигателя. Консоли крыла включают корневую, промежуточную и концевую секции, которые выполнены с крюком на концевой части и шарнирно соосно установлены в фюзеляже. Многодвигательный привод предназначен для изменения размаха крыла путем одновременного воздействия на концевые секции консолей крыла как силой рычага механизма, соединенного через винтовую передачу с валом электрического двигателя, установленного в продольной плоскости симметрии, так и моментом силы от вала соответствующего бокового электрического двигателя через планетарный редуктор. Турбореактивные двигатели выполнены с возможностью отбора газа в газодинамическую систему управления углом тангажа, крена и рысканья. Достигается уменьшение лобового сопротивления при полете с гиперзвуковой скоростью, повышение маневренности. 5 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с двумя воздухозаборниками и мотогондолой, расположенной за углублением, которое ограничено расположенными последовательно друг за другом первой и второй парами плоских площадок. Плоские площадки каждой из пар развернуты друг относительно друга на тупые углы, ребра которых пропущены вблизи плоскости симметрии летательного аппарата. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока, подаваемого в воздухозаборники. 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к авиационно-ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима приборных отсеков сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов. Способ заключается в охлаждении бортовой аппаратуры циркулирующим газом с помощью двухконтурной системы охлаждения. При этом газ охлаждают в испарительном контуре за счет испарения низкокипящего хладагента, пары которого отводят в атмосферу. В начале полета охлаждение аппаратуры приборного отсека осуществляют только вентиляцией в течение времени, определяемого в зависимости от температуры, тепловыделения и теплоемкости аппаратуры. Далее задействуют указанный испарительный контур, причем отвод паров низкокипящего хладагента в атмосферу осуществляют через герметизирующий элемент в виде мембранного клапана. Этот клапан разгерметизируется при давлении насыщенных паров кипения хладагента. Техническим результатом изобретения является улучшение термостабилизации бортовой аппаратуры, уменьшение массы и повышение надежности системы охлаждения. 2 ил.

Изобретение относится к сверхскоростному воздушному судну, а также к способу воздушного передвижения при помощи сверхскоростного воздушного судна. Воздушное судно движется при помощи системы двигателей, состоящей из турбореактивных двигателей (ТВ1, ТВ2), прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ST1, ST2) и ракетного двигателя, которому можно придавать обтекаемую форму закрыванием для снижения лобового сопротивления в фазе полета на крейсерской скорости. Воздушное судно имеет треугольное готическое крыло (А), оборудованное подвижными малыми крыльями (а1, а2) на наружных концах задней кромки треугольного крыла (А). Изобретение направлено на снижение шума. 2 н. и 19 з.п. ф-лы, 21 ил.

Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, крыло с передним наплывом, расположенную над хвостовой частью фюзеляжа силовую установку, снабженную мотогондолой с турбореактивными двигателями и двумя сверхзвуковыми воздухозаборниками с прямоугольной формой поперечного сечения. Вблизи плоскости симметрии самолета между мотогондолой и обшивкой хвостовой части фюзеляжа размещен пилон. Клинья сжатия воздухозаборников размещены вертикально вблизи плоскости симметрии самолета над пилоном. От сечения фюзеляжа, расположенного в месте стыка передней кромки наплыва крыла, фюзеляж самолета выполнен с плавным уменьшением вертикального габаритного размера и плавным увеличением горизонтального габаритного размера. Верхняя и нижняя поверхности обшивки хвостовой части фюзеляжа соединены друг с другом в законцовке фюзеляжа по острой кромке. Изобретение направлено на устранение взаимовлияния сверхзвуковых воздухозаборников и уменьшение расхода топлива. 5 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники. Треугольное крыло сверхзвукового летательного аппарата имеет вершину и центральную хорду, расположенные в плоскости симметрии крыла, прямолинейные передние кромки, выходящие из вершины, заднюю кромку, расположенную в перпендикулярной к центральной хорде плоскости, и неплоскую срединную поверхность, ограниченную передними и задней кромками. Неплоская срединная поверхность треугольного крыла сформирована так, что обеспечено суперэллиптическое распределение местного угла атаки по размаху крыла. Изобретение направлено на уменьшение аэродинамического сопротивления при заданной подъемной силе в сверхзвуковом диапазоне скоростей. 4 ил.

Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта имеет конусообразную форму тела с низким сопротивлением, симметричную относительно центральной оси, и элемент деформации, имеющий волнообразную форму. Каждый вариант носовой части отличается компонентой искажения формы. Группа изобретений направлена на снижение сопротивление трения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 39 ил., 1 табл.
Наверх