Корпус реактивного двигателя, установленного над крылом летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам турбореактивных двигателей. Корпус реактивного двигателя установлен над крылом летательного аппарата и содержит жесткую тонкостенную оболочку с всасывающим и реактивным соплами. Сверху к внешней стороне оболочки прикреплено мини-крыло, создающее аэродинамическую подъемную силу. Достигается увеличение подъемной силы крыла летательного аппарата. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к авиастроению, в частности к моделированию корпусов реактивных двигателей для летательных аппаратов гражданского назначения, преимущественно самолетов с прямым, стреловидным и треугольным крылом.

Известна традиционная конструкция корпуса реактивного двигателя, установленного над крылом летательного аппарата, содержащего прикрепленную к держателю жесткую тонкостенную оболочку с всасывающим и реактивным соплами [1, 2].

Задача изобретения заключается в увеличении подъемной силы крыла летательного аппарата.

Технический результат решения поставленной задачи достигается тем, что в корпусе реактивного двигателя, установленного над крылом летательного аппарата, содержащем прикрепленную к держателю жесткую тонкостенную оболочку с всасывающим и реактивным соплами, сверху к внешней стороне оболочки прикреплено мини-крыло, создающее при перемещении в воздушной среде аэродинамическую подъемную силу. Мини-крыло имеет V-образное расположение и тот же угол атаки, что и крыло летательного аппарата. По отношению к центральной оси оболочки мини-крыло имеет асимметричные участки с равными аэродинамическими поверхностями.

На фиг. 1 изображен установленный над крылом летательного аппарата (самолета) корпус реактивного двигателя, имеющий мини-крыло, общий вид; на фиг. 2-4 показаны виды, изображенного на фиг. 1, корпуса реактивного двигателя с мини-крылом, соответственно, вид спереди по А, вид сбоку по В, вид сверху по С; на фиг. 5 и 6 изображены корпуса реактивных двигателей с асимметричными участками мини крыльев.

Корпус реактивного двигателя, установленный над крылом 1 летательного аппарата (самолета), содержит прикрепленную к держателю 2 жесткую оболочку 3, образованную стенкой 4, всасывающее сопло 5 и реактивное сопло 6 (фиг. 1). Сверху к внешней стороне оболочки прикреплено мини-крыло 7, имеющее V-образное расположение (фиг. 2 и 3) с симметричными по отношению к центральной оси X оболочки участками 8 и 9 в форме трапеции (фиг. 4). Мини-крыло может быть выполнено с асимметричными участками, например участок 10 имеет форму обратной стреловидности, а участок 11 - стреловидную форму (фиг. 5), участок 12 имеет прямоугольную форму, а участок 13 - форму параболы (фиг. 6). Могут быть и другие формы асимметричных участков, например треугольника и ромба. Симметричные и асимметричные участки мини-крыла имеют равные (близкие к равным) массы и аэродинамические поверхности (S1=S2), создающие одинаковую подъемную силу при перемещении в воздушной среде.

Пример выполнения модели, опытного образца корпуса реактивного двигателя с прикрепленным к нему сверху мини-крылом.

Для уменьшения аэродинамического сопротивления набегающему воздушному потоку все внешние поверхности корпуса реактивного двигателя с прикрепленным к нему мини-крылом (фиг. 1-4), устанавливаемым на крыло 1 летательного аппарата (самолета), выполняют обтекаемыми, углы скругляют. Из самолетной стали или иного сплава изготавливают полый держатель 2, одним концом прикрепляют его к каркасу (не показан) крыла летательного аппарата, а другим концом - к стенке 4 жесткой оболочки 3. К оболочке присоединяют всасывающее сопло 5 и реактивное сопло 6. Сверху к стенке оболочки прикрепляют (с тем же углом атаки, что и крыло летательного аппарата) мини-крыло 7, имеющее V-образное расположение и симметричные по отношению к оси X участки 8 и 9 в форме трапеции (фиг. 2-4). Такое мини-крыло изготавливают из легких материалов, например сплавов титана, алюминия. Профиль мини-крыла может быть традиционным (Н.Е. Жуковского) или выполняемым из листового материала методами штамповки, лазерной резки. В зависимости от формы крыла (прямое, стреловидное, треугольное) летательного аппарата мини-крыло изготавливают с симметричными участками 8 и 9 (фиг. 1-4) или асимметричными участками 10 и 11 (фиг. 5), участками 12 и 13 (фиг. 6). При изготовлении мини-крыла исходят из условия равенства симметричных и асимметричных участков в отношении их масс и аэродинамических поверхностей (S1=S2).

Изобретение увеличивает подъемную силу крыла летательного аппарата за счет дополнительной подъемной силы, возникающей при воздействии воздушного потока на корпус реактивного двигателя с прикрепленным к нему сверху мини-крылом.

Источники информации

1. Политехнический словарь. Гл. ред. И.И. Артоболевский - М.: Советская энциклопедия, 1976. - С. 10; 399.

2. Авиация и космонавтика. - 2008. - №12. - С.31 (вторая фотография сверху).

1. Корпус реактивного двигателя, установленного над крылом летательного аппарата, содержащий прикрепленную к держателю жесткую тонкостенную оболочку с всасывающим и реактивным соплами, отличающийся тем, что сверху к внешней стороне оболочки прикреплено мини-крыло, создающее при перемещении в воздушной среде аэродинамическую подъемную силу.

2. Корпус реактивного двигателя, установленного над крылом летательного аппарата, по п. 1, отличающийся тем, что мини-крыло имеет V-образное расположение и тот же угол атаки, что и крыло летательного аппарата.

3. Корпус реактивного двигателя, установленного над крылом летательного аппарата, по п. 1, отличающийся тем, что по отношению к центральной оси оболочки мини-крыло имеет асимметричные участки с равными аэродинамическими поверхностями.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхние и нижние аэродинамические поверхности, сходящиеся под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, ограниченные стенками полости, расположенные между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, реактивные двигатели, эжекторы, элементы отклонения стекающих воздушных потоков.

Дозвуковой пассажирский самолет содержит низко расположенное механизированное стреловидное крыло с удлинением λ≥11,5. Стреловидность крыла по линии четверти хорд выполнена в диапазоне от χ=25° до χ=30°.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкции узла соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла. Узел соединения содержит передний и задний узлы крепления навесной силовой балки к переднему и заднему лонжеронам кессона крыла, между которыми установлена нервюра.

Изобретение относится к устройству крепления авиационного двигателя. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к опорной раме корпуса вентилятора, установленной на пилоне и воздухозаборнике гондолы. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к гондоле для двухконтурного турбореактивного двигателя, силовой установке летательного аппарата и летательному аппарату, содержащему такую силовую остановку.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно, к стойке крепления турбореактивного двигателя летательного аппарата. .

Способ и устройство увеличения аэродинамической подъемной силы самолета с силовой установкой, имеющей сопло, расположенное у задней кромки крыла. Для увеличения подъемной силы самолета с силовой установкой, имеющей сопло в области задней кромки крыла, используют нижнюю внешнюю поверхность сопла, где устанавливают по меньшей мере один аэродинамический щиток, который отклоняют в воздушный поток вокруг самолета. Группа изобретений направлена на снижение аэродинамического сопротивления от вихреобразования. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Способ размещения двигателя на летательном аппарате типа «летающее крыло» заключается в том, что мотогондолу (1) двигателя устанавливают в хвостовой части крыла (2) таким образом, что зазор между нижней точкой мотогондолы (1) двигателя и поверхностью крыла (2) составляет (0,37-0,41)D, где D - внутренний диаметр входного сечения воздухозаборника. Изобретение повышает аэродинамическое качество. 1 табл., 6 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам. Пилон (30) имеет обтекаемый профиль, определяемый двумя противоположными боковыми поверхностями и продольно между передней кромкой (31) и задней кромкой (33). На каждой из своих боковых поверхностей (36) пилон (30) имеет последовательность дефлекторов (40), которые поперечно разнесены друг от друга и которые определяют между собой сходящиеся и изогнутые каналы (60). Каналы (60) выполнены так, чтобы ускорять воздушные потоки, протекающие в каналах (60) при взлете летательного аппарата или в полете для того, чтобы отклонять эти воздушные потоки по направлению к реактивной струе двигателя. Изобретение снижает шум двигателя. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к авиации. Способ взлета и посадки самолетов, двигатели которых расположены на крыле или в поперечном направлении вблизи центра тяжести. При этом выходящие из двигателей газы поворачиваются на угол до 85 градусов вниз. Первый вариант устройства содержит двигатели, которые имеют общее сопло для первого и второго контуров. Каждый из двигателей имеет в задней части подвижный щиток/щитки, поворачивающие выходящие из него газы на угол до 85 градусов вниз. Второй вариант устройства содержит двигатели, которые имеют раздельные сопла для первого и второго контуров. Каждый из двигателей имеет в задней части подвижный щиток/щитки, поворачивающие выходящие из первого контура газы на угол до 85 градусов вниз, и имеет жалюзи, поворачивающие газы, выходящие из второго контура, на угол до 85 градусов вниз. Группа изобретений направлена на повышение безопасности. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам турбореактивных двигателей. Корпус реактивного двигателя установлен над крылом летательного аппарата и содержит жесткую тонкостенную оболочку с всасывающим и реактивным соплами. Сверху к внешней стороне оболочки прикреплено мини-крыло, создающее аэродинамическую подъемную силу. Достигается увеличение подъемной силы крыла летательного аппарата. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Наверх