Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта



Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта
Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта

 


Владельцы патента RU 2570193:

ДЖАПЭН АЭРОСПЕЙС ЭКСПЛОРЕЙШН ЭДЖЕНСИ (JP)

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.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к новой части летательного объекта, летающего на сверхзвуковой скорости, и, более конкретно, к носовой части сверхзвукового летательного объекта, имеющей форму, способную задерживать переходный процесс в пограничном слое для снижения сопротивления трения.

Уровень техники

Известно, что, когда пограничный слой является ламинарным, сопротивление трения значительно уменьшается по сравнению с тем, когда пограничный слой является турбулентным. Поэтому, чтобы уменьшить сопротивление трения в форме части воздушного судна, помещенного в поток, желательно подавить ламинарно-турбулентный переход на возникшей границе, сформированной на поверхности, чтобы задержать появление места турбулизации в максимально возможной степени.

Также известно, что, напротив, когда пограничный слой является турбулентным, отделение граничного слоя подавляется по сравнению со случаем, когда пограничный слой является ламинарным, приводя к большому снижению сопротивления давления. Поэтому переход на пограничном слое от ламинарного потока к турбулентному потоку также отодвигается, чтобы снизить сопротивление давления, вызванное отделением пограничного слоя на объекте в форме носовой части воздушного судна, помещенного в поток.

Регулирование формы поверхности объекта для подавления ламинарно-турбулентного перехода пограничного слоя и, таким образом, задержки появления места перехода, известно как естественная ламинаризация пограничного слоя. Естественная ламинаризация пограничного слоя для сверхзвукового воздушного судна была применена к проекту главного крыла "масштабного сверхзвукового экспериментального воздушного судна" (National Experimental Supersonic Transport; NEXST-1), разработанного японским Агентством по космическим исследованиям (JAXA), и его эффект был подтвержден полетным экспериментом (см., например, непатентный документ 1).

В этой связи, когда угол атаки или, другими словами, угол, образованный воздушным потоком и осью объекта, объекта в форме носовой части воздушного судна, помещенной в сверхзвуковой поток, равен нулю, все потоки на поверхности объекта выравниваются с образующей и поэтому демонстрируют осевую симметрию.

В этом случае, поток в пограничном слое поверхности объекта является равномерным в периферическом направлении и изменение скорости в нем появляется только в перпендикулярном направлении к поверхности и в направлении образующей. Поэтому ламинарный поток в пограничном слое на поверхности объекта в этом случае известен как двумерный пограничный слой. Известно, что в двумерном пограничном слое, ламинарно-турбулентный переход управляется неустойчивостью типа волны Толмиена-Шлихтинга.

Когда угол атаки не равен нулю, с другой стороны, создается перепад давлений между наветренным лучом симметрии и подветренным лучом симметрии и поэтому потоки на поверхности объекта являются комбинацией потока в периферийном направлении (с наветренной стороны к подветренной стороне) и потока в осевом направлении. В этом случае поток в пограничном слое также изменяется в периферийном направлении, исключая наветренный и подветренный лучи симметрии, и поэтому известен как трехмерный пограничный слой. Известно, что в трехмерном пограничном слое ламинарно-турбулентный переход управляется неустойчивостью поперечного потока.

Неустойчивость поперечного потока обладает большим эффектом дестабилизации, чем неустойчивость волны типа Толмиена-Шлихтинга, и поэтому, когда угол атаки не равен нулю, при идентичной скорости потока, местоположение перехода дополнительно отодвигается ближе к вершине, чем тогда, когда угол атаки равен нулю. Отодвигание местоположения перехода является наибольшим в месте, где периферийный угол равен приблизительно 60 градусов от подветренного луча симметрии (см., например, непатентный документ 2).

Носовая часть малоразмерного коммерческого реактивного воздушного судна, разработанного компанией HONDA MOTOR CO., Ltd., известна как объект в форме носовой части с естественным ламинарным потоком, помещенной в текучую среду (см., например, патентный документ 1 и непатентный документ 3). Это малоразмерное коммерческое реактивное воздушное судно, однако, является сверхзвуковым воздушным судном с максимальной крейсерской скоростью 778 км/ч (216 м/с) или, другими словами М=0,73, при максимальной рабочей высоте 12 км (-56°C).

Периферийные потоки значительно различаются для случаев, когда объект в форме носовой части помещается в дозвуковой поток с М=0,73 и когда он помещается в сверхзвуковой поток по меньшей мере с М=1,5. Причина заключается в том, что в сверхзвуковом потоке, следовательно, на вершине объекта в форме носовой части формируется ударная волна. Кроме того, распределение давления по поверхности объекта отличается от того, которое имеет место при дозвуковом потоке.

Отсюда, механизм естественной ламинаризации пограничного слоя на объекте в форме носовой части отличается в зависимости от того, помещается ли объект в дозвуковой поток или в сверхзвуковой поток. Другими словами, конкретная форма носовой части с естественным ламинарным потоком для подавления ламинарно-турбулентного перехода на объекте в форме носовой части воздушного судна, помещенной в дозвуковой поток, преодолевая описанную выше нестабильность, пока еще не найдена.

Патентный документ 1: описание патента США №7,093,792

Непатентный документ 1: Naoko Tokugawa, Dong-Youn Kwak, Kenji Yoshida, Yoshine Ueda: "Transition Measurement of Natural Laminar Flow Wing on Supersonic Experimental Airplane (NEXST-1)", Journal of Aircraft, Vol. 45, No. 5, (2008), pp. 1495-1504.

Непатентный документ 2: Yoshine Ueda, Hiroaki Ishikawa, Kenji Yoshida: "Three-Dimensional Boundary Layer Transition Analysis in Supersonic Flow Using a Navier-Stokes Code", ICAS 2004-2.8.2 (2004).

Непатентный документ 3: "Natural Laminar Flow Wing and Nose", Honda Aircraft Company in the U.S. [online], [retrieved June 1, 2010], Internet <URL: http://hondajet.honda.com/designinnovations/naturalLaminarFlow.aspx>

Как описано выше, в настоящее время не существует никаких прецедентов естественной ламинаризации пограничного слоя на носовой части сверхзвукового воздушного судна, регулируя форму носовой части, в то же время учитывая нестабильность.

Например, в японском Агентстве аэрокосмических исследований (JAXA) разрабатывается бесшумное сверхзвуковое воздушное судно (известное как S3TD) для испытания способа проектирования конструкции планера для уменьшения звукового удара, но естественная ламинаризация пограничного слоя не была реализована для формы носовой части. По этой причине представленный изобретатель численно исследовал соответствующие переходные характеристики бесшумного сверхзвукового воздушного судна (известного как S3TD) и четырех форм с осевой симметрией в качестве предварительных мер для проектирования носовой части с естественным ламинарным потоком.

В результате числовых исследований переходных характеристик бесшумного сверхзвукового воздушного судна (известного как 2.5, форма S3TD) было найдено, что распределение давления (линия 172 обтекания на фиг. 38) вблизи наветренного луча симметрии является волнообразным и в соответствии с этим направление скорости в поперечном потоке (линия 172 обтекания на фиг. 39) периодически повторяется, тогда как амплитуда скорости в поперечном сечении остается низкой.

Результаты числового анализа бесшумного сверхзвукового воздушного судна (известного как S3TD) показывают, что когда поперечный поток периодически меняет направление без перехода к единому направлению, усиление амплитуды подавляется. Другими словами, когда распределение давления по поверхности носовой части является волнообразным, нестабильность поперечного потока может успешно подавляться, так что появление перехода пограничного слоя на поверхности носовой части может быть задержано или, другими словами, для расположения перехода может появиться отставание.

Дополнительно, из распределения давления, показанного линией 116 обтекания на фиг. 38, очевидно, что даже когда распределение давления является волнообразным, подобно линии 172 обтекания, расположение ламинарно-турбулентного перехода (расположение перехода пограничного слоя) находится ближе к вершине, чем линия обтекания 172 (коэффициент N на фиг. 39).

Отсюда, соответственно модифицируя фазу волнообразного распределения давления, эффект естественного ламинарного потока для уменьшения сопротивления трения, задерживая появление места перехода, и эффект подавления отделения, отодвигая вперед переход, могут быть осуществлены выборочно на поверхности носовой части.

Другими словами, при волнообразном распределении давления получаются как эффект естественного ламинарного потока, так и эффект подавления отделения. Следовательно, было найдено, что волнообразное распределение давления на поверхности крайне важно для естественной ламинаризации пограничного слоя и подавления отделения на носовой части.

Раскрытие изобретения

Настоящее изобретение было раскрыто на основе описанного выше знания и его задача заключается в обеспечении носовой части для сверхзвукового летательного объекта, летающего со сверхзвуковой скоростью, обладающей формой носовой части с естественным ламинарным потоком, способной подавлять ламинарно-турбулентный переход, значительно снижая, таким образом, сопротивление трения.

В носовой части сверхзвукового летательного объекта, описанной в п. 1 формулы изобретения, представленные выше проблемы решаются обеспечением базовой формы носовой части, имеющей приблизительно конусообразную форму с образующей в виде прямой линии, простой выпуклой кривой или простой вогнутой кривой с добавлением к базовой форме компонента искажения формы, имеющего волнообразную форму.

В носовой части сверхзвукового летательного объекта, описанной в п. 2 формулы изобретения, представленные выше проблемы решаются, создавая компонент искажения формы с синусоидальным искажением формы для искажения базовой формы в целом для образования волнообразной формы в круговом направлении и/или осевом направлении, и для локального волнообразного искажения формы для искажения части базовой формы локально, с образованием волнообразной формы.

В носовой части для сверхзвукового летательного объекта, описанной в п. 3 формулы изобретения, представленные выше проблемы решаются, выражая компонент искажения формы посредством

Уравнение 1

где Ф(ϕ) - член компонента искажения формы в круговом направлении,

Ψ(х,x0t(ϕ)) - член компонента искажения формы в осевом направлении,

х - расположение в осевом направлении от наконечника,

ϕ - угол в круговом направлении относительно подветренного луча симметрии,

L - общая длина в осевом направлении, и

Wx(x) - весовая функция для обеспечения нулевого искажения формы на соответствующих концах в осевом направлении (х=0 и х=L).

Установка суммы между t=1 и t=∞ указывает, что также возможно накладывать друг на друга множество членов компонента искажения формы.

Дополнительно, любая функция, в которой Wx(х=0) = Wx(х=L)=0, может использоваться в качестве весовой функции Wx(x). Например, используется гиперболическая функция, выраженная как

Уравнение 6

В носовой части для сверхзвукового летательного объекта, описанного в п. 4 формулы изобретения, представленные выше проблемы решаются, создавая компонент искажения формы с синусоидальным искажением формы для искажения базовой формы в целом с образованием волнообразной формы в круговом направлении или в осевом направлении и выражая член компонента искажения формы в круговом направлении и член компонента искажения формы в осевом направлении как

Уравнение 2

Уравнение 3

где x0t(ϕ)=х0=0, и

D, k, r, В (х), n, и m являются членами, зависящими от амплитуды в круговом направлении, волнового числа в круговом направлении, фазы в круговом направлении, амплитуды в осевом направлении в виде функции от х, волнового числа в осевом направлении и фазы в осевом направлении, соответственно.

Установка суммы между j=1 и j=∞, установка суммы между i=1 и i=∞ в соответствующих уравнениях указывает, что соответствующие позиции компонента искажения формы могут также устанавливаться отдельно посредством множества наложенных компонентов искажения формы.

Дополнительно, поскольку компонент искажения формы в осевом направлении не зависит от угла ϕ кругового направления, x0t(ϕ)=х0=0, и ϕ на правой стороне не существует.

В носовой части для сверхзвукового летательного объекта, описанного в п. 5 формулы изобретения, представленные выше проблемы решаются, создавая компонент искажения формы с локальным волнообразным искажением формы для локального искажения части базовой формы с образованием волнообразной формы и выражая член компонента искажения формы в круговом направлении и компонента искажения формы в осевом направлении посредством

Уравнение 4

Уравнение 5

где ε0t, E0t, Et являются, соответственно, членами, относящимися к амплитуде в круговом направлении,

F1t, F3t, G0t, Gt - соответственно, члены, относящиеся к амплитуде в осевом направлении,

α, F2t - члены, относящиеся к волновому числу в осевом направлении,

β - волновое число в круговом направлении,

ϕ0t - место искажения формы в круговом направлении, и

x0t(ϕ) - произвольная функция, относящаяся к месту искажения формы в осевом направлении.

Центральное местоположение x0t(ϕ) искажения формы является произвольной функцией, но такой функцией, как

Уравнение 7

и может быть использована в качестве примера.

В носовой части для сверхзвукового летательного объекта, описанной в п. 6 формулы изобретения, представленные выше проблемы решаются, делая базовой формой тело Сирс-Хаака или форму раструба.

В носовой части для сверхзвукового летального объекта, описанной в п. 7 формулы изобретения, представленные выше проблемы решаются при размещении носовой части в воздушном потоке в положении, имеющем угол атаки больше 0°.

Добавляя волнообразный компонент искажения формы к базовой форме носовой части сверхзвукового летательного объекта, соответствующей п. 1 формулы изобретения, волнообразное распределение давления может быть модифицировано таким образом, градиент давления в осевом направлении увеличивается, градиент давления в круговом направлении уменьшается или градиент давления в осевой направлении увеличивается и градиент давления в круговом направлении уменьшается в комбинации. При этом увеличение скорости поперечного потока может подавляться, тем самым подавляя ламинарно-турбулентный переход на поверхности носовой части, так что появление места перехода пограничного слоя отстает и, как результат, сопротивление трения на поверхности носовой части значительно уменьшено.

Местоположение ламинарно-турбулентного перехода пограничного слоя на базовой форме может оцениваться посредством эксперимента или моделирования в соответствии с такими условиями, как скорость, давление воздуха и угол атаки и, добавляя оптимальный волнообразный компонент искажения формы, соответствующий заданным условиям, можно ожидать эффекта максимального ламинарного потока.

В соответствии с конфигурацией, описанной в п. 2 формулы изобретения, компонент искажения формы может формироваться в оптимальной волнообразной форме по отношению к распределению давления, которое создает волнообразную форму по всему круговому направлению, или осевому направлению, или по отношению к локально изменяющемуся распределению давления и, следовательно, ламинарно-турбулентный переход на носовой поверхности может подавляться в более широком диапазоне условий. Как результат, местоположение появления перехода пограничного слоя может быть задержано еще больше, позволяя получить еще большее снижение сопротивления трения на носовой поверхности.

В соответствии с конфигурациями, описанными в пп. 3-5 формулы изобретения, расчетные значения оптимальных условий могут быть определены численно и, следовательно, может быть получена носовая часть для сверхзвукового летательного объекта, имеющая оптимальную практическую форму.

В соответствии с конфигурациями, описанными в п. 6 формулы изобретения, используя форму, представляющую большой эффект естественного ламинарного потока, в качестве базовой формы волнообразное распределение давления мало и легко оценивается. В результате может быть получена форма, к которой был добавлен оптимальный волнообразный компонент искажения формы.

В соответствии с конфигурацией, описанной в п. 7 формулы изобретения, используя оптимальную форму носовой части, соответствующую углу атаки, свобода конструкции носовой части для сверхзвукового летательного объекта и структур вблизи нее может быть улучшена.

Краткое описание чертежей

Фиг. 1 - основные участки носовой части с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению;

фиг. 2 - участок А для вида, показанного на фиг. 1;

фиг. 3 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком при числе Маха 2 и угле атаки 2°;

фиг. 4 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком при числе Маха 1,5 и угле атаки 2°;

фиг. 5 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком при числе Маха 2,5 и угле атаки 2°;

фиг. 6 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком при угле атаки 1°;

фиг. 7 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком при угле атаки 3°;

фиг. 8 - основные участки другого примера носовой части с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению;

фиг. 9 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной на фиг. 8, при числе Маха 2 и угле атаки 2°;

фиг. 10 - основные участки дополнительного примера носовой части с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению;

фиг. 11 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной на фиг. 10, при числе Маха 2 и угле атаки 2°;

фиг. 12 - основные участки дополнительного примера носовой части с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению;

фиг. 13 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной на фиг. 12;

фиг. 14 - основные участки дополнительного примера носовой части с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению;

фиг. 15 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной на фиг. 14;

фиг. 16 - основные участки дополнительного примера носовой части с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению;

фиг. 17 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной на фиг. 16;

фиг. 18 - основные участки дополнительного примера носовой части с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению;

фиг. 19 - вид, на котором поперечные сечения на оси X носовой части с

естественным ламинарным потоком, показанной на фиг. 18, накладываются друг на друга;

фиг. 20 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной на фиг. 18;

фиг. 21 - основные участки дополнительного примера носовой части с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению;

фиг. 22 - вид, на котором поперечные сечения в соответствующих точках на оси X носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной на фиг. 21, накладываются друг на друга;

фиг. 23 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной на фиг. 21;

фиг. 24 - контур развития, показывающий локальную волнообразную деформацию в примере носовой части с естественным ламинарным потоком, где локальное волнообразное искажение формы добавляется к внешней периферийной поверхности тела Сирса-Хаака (S-H-тело);

фиг. 25 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной на фиг. 24;

фиг. 26 - контур развития, показывающий локальное волнообразное искажение формы в другом примере носовой части с естественным ламинарным потоком, где локальное волнообразное искажение формы добавляется к внешней периферийной поверхности S-H-тела;

фиг. 27 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной на фиг. 26;

фиг. 28 - контур развития, показывающий локальное волнообразное искажение формы в дополнительном примере носовой части с естественным ламинарным потоком, где локальное волнообразное искажение формы добавляется к внешней периферийной поверхности S-H-тела;

фиг. 29 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной на фиг. 28;

фиг. 30 - контур развития, показывающий локальное волнообразное искажение формы в дополнительном примере носовой части с естественным ламинарным потоком, где локальное волнообразное искажение формы добавляется к внешней периферийной поверхности S-H-тела;

фиг. 31 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной на фиг. 30;

фиг. 32 - контур развития, показывающий локальное волнообразное искажение

формы в дополнительном примере носовой части с естественным ламинарным потоком, где локальное волнообразное искажение формы добавляется к внешней периферийной поверхности S-H-тела;

фиг. 33 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной на фиг. 32;

фиг. 34 - контур развития, показывающий локальное волнообразное искажение формы в дополнительном примере носовой части с естественным ламинарным потоком, где локальное волнообразное искажение формы добавляется к внешней периферийной поверхности S-H-тела;

фиг. 35 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной на фиг. 34;

фиг. 36 - контур развития, показывающий локальное волнообразное искажение формы в дополнительном примере носовой части с естественным ламинарным потоком, где локальное волнообразное искажение формы добавляется к внешней периферийной поверхности S-H-тела;

фиг. 37 - характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной на фиг. 36;

фиг. 38 - распределение давления для бесшумного сверхзвукового воздушного судна (известного как S3TD), форма 2.5; и

фиг. 39 - скорость в поперечном сечении потока и характеристика перехода пограничного слоя бесшумного сверхзвукового воздушного судна (известного как S3TD), форма 2.5.

Перечень ссылочных позиций

100, 200, 300, 400, 500, 600, 700, 800 - носовая часть с естественным ламинарным потоком

Предпочтительный способ осуществления изобретения

Настоящее изобретение будет описано ниже с дополнительными подробностями, используя варианты осуществления, показанные на чертежах.

На фиг. 1 представлены основные участки носовой части 100 с естественным ламинарным потоком, к которой добавлено синусоидальное искажение волнообразной формы в осевом направлении, служащей в качестве носовой части для сверхзвукового летального объекта, соответствующей настоящему изобретению.

Носовая часть 100 с естественным ламинарным потоком имеет тело Сирз-Хаака (S-Н-тело) в качестве базовой формы, тогда как его внешняя поверхность имеет волнообразную форму, определяемую следующим уравнением 1 в направлении центральной оси (направлении оси X).

Как показано на фиг. 2, в носовой части 100 с естественным ламинарным потоком, когда внешний радиус S-H-тела в местоположении (х) на центральной оси S-H-тела устанавливается как локальный радиус R(x), dR(x), определенный в уравнении 1, добавляется к локальному радиусу R(x) в соответствующем направлении локального радиуса. В этом варианте осуществления изобретения dR(x), определенный в уравнении 1, который добавляется в направлении локального радиуса, будет упоминаться как "компонент искажения формы, относящийся к искажению формы в осевом направлении".

Уравнение 1

dR(x)=B(x)sin{2π(x/L)×n+π×m},

где амплитуда В(х)≡R×А(х)×С(х),

здесь эталонный радиус R является максимальным радиусом Rmax поперечного сечения базовой формы или локальным радиусом R(x) в местоположении (х) на центральной оси. Дополнительно, коэффициент А(х) амплитуды принимает значение между 0,01 и 0,2. Дополнительно, весовая функция С(х) в большинстве случаев равна 1.

L является общей длиной в направлении центральной оси. Дополнительно, n обозначает волновое число (значение, деленное на одну длину волны) и будет упоминаться здесь, в частности, как "волновое число в осевом направлении". В носовой части 100 с естественным ламинарным потоком, R(x) равно максимальному радиусу Rmax, коэффициент амплитуды А=0,1, весовая функция С(х)=1, общая длина в осевом направлении L=0,33 [м] и волновое число в осевом направлении n=1.

Дополнительно, m является константой для определения признака формы участка вершины, который углублен или выступает относительно базовой формы и устанавливается как m=0 или 1. Здесь, в частности, m будет упоминаться как "фазовый коэффициент в осевом направлении". Когда m=0, участок вершины выступает и, следовательно, носовая часть демонстрирует эффект естественного ламинарного потока. Когда m=1, с другой стороны, участок вершины углублен и, следовательно, носовая часть демонстрирует эффект подавления отделения. В носовой части 100 с естественным ламинарным потоком, описанной выше, в связи с этим фазовый коэффициент в осевом направлении m=0.

Дополнительно, тело Сирса-Хаака, служащее в качестве базовой формы, имеет осесимметричную форму, при которой волновое сопротивление, вызванное ударной волной, минимизируется в сверхзвуковом потоке и используется как носовая часть масштабированного сверхзвукового экспериментального воздушного судна (NEXST-1).

Тело Сирса-Хаака имеет благоприятный градиент давления (градиент давления ускорения) относительно осевого направления при угле атаки α=0° и его радиус RSH(x) определяется следующим образом.

Уравнение 2

RSH(x)=A0[(x/LSH){1-(x/LSH)}]3/4

где LSH=1,194938 и А0=0,09657.

Заметим, что значения LSH и А0 являются значениями, взятыми, когда общая длина в осевом направлении равна L=0,33 [м]. Соответственно, когда общая длина в осевом направлении модифицируется в L′ или, другими словами, когда RSH(x), в целом, увеличивается (или уменьшается) с гомотетическим отношением h(=L′/L), гомотетическое отношение h должно быть умножено, соответственно, на LSH=1,194938 и А0=0,09657, как показано в следующем уравнении 3, заменяя х на x/h и RSH на RSH/h в RSH(x). Отсюда, в случае носовой части 200 с естественным ламинарным потоком, которая должна быть описана ниже, например, общая длина в осевом направлении L′=27,18 [м] и тогда LSH и А0 в этом случае становятся LSH=98,41947 и А0=7,954176, которые получаются умножением отношения (h)=27,18/0,33 общей длины на каждое из указанных выше значений.

Уравнение 3

RSH(х)/h=А0[(х/h/LSH){1-(х/h/LSH)}]3/4←→ RSH(x)=(h·A0)[(x/(h·LSH)){1-(x/(h·LSH))}]3/4

Между тем, когда местоположение (х) на центральной оси фиксировано, амплитуда В(х) внутри dR(x) остается постоянной в круговом направлении (вдоль кругового угла ϕ: 0→2π). Другими словами, в носовой части 100 с естественным ламинарным потоком искажение базовой формы в круговом направлении вокруг центральной оси не учитывается.

Однако, добавляя синусоидальное волнообразное искажение формы, имеющее амплитуду В(х) в круговом направлении, к базовой форме в добавление к синусоидальному искажению формы, имеющему амплитуду В(х) в направлении центральной оси, может быть возможным легче реализовать волнообразное распределение давления на носовой поверхности, что предпочтительно с точки зрения эффекта естественного ламинарного потока и эффекта подавления разделения.

Отсюда, когда синусоидальное искажение формы добавляется к базовой форме как в осевом направлении, так и в круговом направлении, компонент dR(х,ϕ) искажения формы, относящийся к искажению формы, может быть определен следующим уравнением:

Уравнение 4

dR(x,ϕ)=dR(x)×D×cos{k×ϕ+r(x/L)}=B(x)sin{2π(x/L)×n+π×m}×D×cos{k×ϕ×r(х/L)}

Здесь, D×cos{k×ϕ+r(x/L)} будет упоминаться как "коэффициент искажения формы, относящийся к искажению формы в круговом направлении". D является амплитудой и ϕ является углом в круговом направлении, основанным на оси симметрии (например, оси Z на фиг. 2). Дополнительно, k является волновым числом, относящимся к круговому направлению, которое будет здесь упоминаться как "волновое число в круговом направлении". Дополнительно, r является фазовым коэффициентом, относящимся к круговому направлению, который будет здесь упоминаться как "фазовый коэффициент в круговом направлении". Уравнение 4 выражает волнообразное синусоидальное искажение формы, имеющее амплитуду В(х) в круговом направлении и в случае, когда волновое число в осевом направлении n=0.

Отсюда, уравнение 4 выражает волнообразное синусоидальное искажение формы, имеющее амплитуду В(х) в направлении оси X, волнообразное синусоидальное искажение формы, имеющее амплитуду В(х) в круговом направлении, или их комбинацию.

Искажение формы dR(x,ϕ) для добавления волнообразного синусоидального искажения формы в осевом направлении и волнообразного синусоидального искажения формы в круговом направлении к локальному радиусу R(x) выражается единым членом в уравнении 4. Однако, компонент искажения формы может быть добавлен в большом количестве и в данном случае компонент искажения формы определяется суммой членов, показанных в последующем уравнении 5, а не одним членом.

Уравнение 5

dR(х,ϕ)=Σj=1i=1{Bi(X)×sin(θi(x))}]×{Djcos(θj(ϕ,х))}=[Σi=1{Bi(X)×sin(θi(х))}]×[Σj=1cos(θj(ϕ,x))}]

где θi(х)≡{2π(x/L)×ni+π×mi}, θj(ϕ,х)={kj×ϕ+rj(x/L)}. В частности, [Σi=1{Bi(X)×sin(θj(x))}] будет упоминаться как сумма "компонентов искажения формы, относящихся к искажению формы в осевом направлении", тогда как [Σj=1{Djcos(θj(ϕ,x))}] будет упоминаться как сумма "коэффициентов искажения формы, относящихся к искажению формы в круговом направлении".

Заметим, что характеристики соответствующих коэффициентов идентичны тем, которые используются в уравнении с единым членом.

Более конкретно, когда волновое число ni в осевом направлении не равно нулю, фазовый коэффициент mi фиксируется как 0 (ноль) или 1, чтобы зафиксировать местоположение вершины. Здесь, случай, когда фазовый коэффициент в осевом направлении mi равен нулю, указывает искажение формы, которая выступает за пределы базовой формы в осевом направлении из вершины, тогда как случай, когда фазовый коэффициент mi равен 1, указывает искажение формы, которая углублена относительно базовой формы в осевом направлении от вершины.

Дополнительно, когда волновое число в осевом направлении ni равно нулю и волновое число в круговом направлении kj не равно нулю, фазовый коэффициент mi в осевом направлении устанавливается равным 0,5 или 1,5, так что синусоидальный член в осевом направлении имеет абсолютное значение 1.

Дополнительно, в случае, когда никакое искажение формы в круговом направлении не выполняется, было подтверждено, что эффект естественного ламинарного потока проявляется, когда волновое число в осевом направлении ni находится в диапазоне 0,5-3,5 и фазовый коэффициент в осевом направлении mi равен нулю или, другими словами, носовая часть выступает за пределы базовой формы в осевом направлении.

С другой стороны, подтверждено, что эффект подавления отделения вместо эффекта естественного ламинарного потока поразительно проявляется, когда фазовый коэффициент в осевом направлении mi равен 1, или, другими словами, когда носовая часть имеет углубления относительно базовой формы в осевом направлении от вершины.

Искажение формы может быть наклонено относительно оси и, следовательно, фазовый коэффициент в направлении по окружности rj выражается произведением [искажения формы] и весовой функции местоположения x/L в осевом направлении.

В отличие от фазового коэффициента mi в осевом направлении, фазовый коэффициент rj в круговом направлении не должен фиксироваться в нуле или π.

На фиг. 3-5 показаны характеристики перехода пограничного слоя, относящиеся к углам атаки и числам Маха на боковой поверхности носовой части 100 естественного ламинарного потока.

На фиг. 3, 4 и 5 показано местоположение перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части 100 с естественным ламинарным потоком, расположенной под углом атаки α=2° в набегающем потоке воздуха при числе Маха, равном 2 (число Рейнольдса, ReL, основанное на общей длине =4,0×106), в набегающем потоке при числе Маха, равном 1,5, (ReL=4,8×106), в набегающем потоке при числе Маха, равном 2,5 (ReL=3,2×106), соответственно.

Здесь, характеристики для каждой формы были оценены путем сравнения числовой оценки местоположения перехода с местоположением перехода осесимметричной формы,

служащей в качестве базовой формы.

Процедуры прогнозирования местоположения перехода в числовом выражении представляются следующим образом.

1. Определяется форма поверхности.

2. Форма поверхности выражается в виде числовой сетки (вычислительной сетки). Дополнительно, пространственная сетка внешней стороны поверхности создается для анализа периферийных потоков. Вычислительная сетка для осесимметричной формы создается, используя программу автоматического формирования сетки "creatGrid", разработанную JAXA, в то время, как вычислительная сетка для неосесимметричной формы создается, используя программу автоматического формирования сетки "NOAG", аналогично разработанной JAXA. Дополнительно, для создания сетки формы нижнего лонжерона используется коммерчески доступное программное обеспечение "GRIDGEN". Сетка имеет приблизительно 4,5 миллионов точек и минимальная ширина сетки соответствует 0,01 (Re)0,5.

3. Трехмерное уравнение Навье-Стокса, являющееся определяющим уравнением для текучей среды, решается в числовом виде. Этот числовой анализ известен как расчетная динамика текучих сред (Computational Fluid Dynamics(CFD)). Предполагается, что условие выполнения анализа CFD состоит в том, что все потоки по поверхности объекта являются ламинарными. В качестве средства решения используется "мультиблочное структурированное сеточное средство решения UP ACS (Unified Platform for Aerospace Computational Simulation)", разработанное JAXA. При числовом вычислении, выполняемом во время UPACS, дискретизация выполняется, используя способ ограниченного объема с центрованной ячейкой. Дополнительно, вычисляется член за счет конвекции, используя схему Роу, и точность увеличивается на точность второго порядка MUSCL.

4. Стабильность распределения пограничного слоя, вычисленного посредством анализа CFD, анализируется в числовом виде на основе теории линейной стабильности сжимаемых сред, и локальный коэффициент усиления полученного возмущения пространственно интегрируется. Способ eN, который используется наиболее широко, используется в этом анализе перехода. Код eN (известный как LSTAB), разработанный в JAXA, используется в качестве кода.

Дополнительно, местоположение перехода пограничного слоя в идентичном месте S-H-тела, служащего в качестве базовой формы, было получено при идентичных условиях как объект для сравнения. В этом варианте осуществления N=7 было использовано как значение N (порог для определения местоположения перехода пограничного слоя) для способа eN.

Как результат, было найдено, что на боковой поверхности носовой части 100 с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению, местоположение перехода пограничного слоя значительно отстает от местоположения перехода пограничного слоя S-H-тела, служащего в качестве базовой формы.

Дополнительно, когда местоположение перехода пограничного слоя было прогнозировано, используя N=4 в качестве порога для целей ссылки, аналогично подтвердилось, что в носовой части 100 с естественным ламинарным потоком местоположение перехода пограничного слоя было сильно задержано относительно пограничного слоя для S-H-тела, служащего в качестве базовой формы.

Только для целей ссылки, механизм подавления перехода оценивается, как показано ниже, в носовой части 100 с естественным ламинарным потоком, имеющей наибольший эффект естественного ламинарного потока.

1. На стороне наконечника, поперечное сечение деформировано, выступая из базовой формы (dR(x)>0), тогда как на противоположной задней торцевой стороне поперечное сечение деформировано в обратную сторону с углублением относительно базовой формы (dR(x)<0). Как результат, давление на поверхности носит волнообразный характер и градиент давления в осевом направлении приблизительно в два раза больше по сравнению с градиентом давления в осевом направлении перед деформацией.

2. Дифференциальное давление между наветренной стороной и подветренной стороной уменьшается за счет изменения градиента давления на обратный. Другими словами, градиент давления в направлении по окружности уменьшается.

3. В результате, градиент давления в направлении, ортогональном к линии обтекания, уменьшается относительно градиента давления в направлении, параллельном к линии обтекания, так что скорость в поперечном сечении потока поддерживается низкой.

4. Поддерживая скорость в поперечном сечении потока низкой, переход подавляется. Другими словами, получается эффект естественного ламинарного потока.

На фиг. 6 и 7 приводятся характеристики перехода пограничного слоя, относящиеся к углам атаки носовой части 100 естественного ламинарного потока. На фиг. 6 и 7 показано местоположение перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части 100 с естественным ламинарным потоком при помещении в набегающий поток с числом Маха, равным 2, при угле атаки α=1° и при угле атаки α=3°, соответственно.

Как результат, обнаружено, что когда угол атаки α=1°, местоположение перехода пограничного слоя, имеющее N=7 в качестве порога, задерживается относительно базовой формы только вблизи Z=0 [м], тогда как в месте, где абсолютное значение Z большое, местоположение перехода пограничного слоя продвигается в обратном направлении относительно базовой формы, приводя к уменьшению эффекта естественного ламинарного потока.

В то же время было найдено, что местоположение перехода пограничного слоя, имеющее N=4 в качестве порога, в целом значительно отстает относительно базовой формы.

Когда угол атаки α=3°, с другой стороны, было найдено, что местоположение перехода пограничного слоя, имеющее N=7 в качестве порога, в целом было задержано относительно базовой формы, так что получается большой эффект естественного ламинарного потока. Однако, было также обнаружено, что местоположение перехода пограничного слоя, в целом, находится ближе к наконечнику и, следовательно, величина задержки относительно базовой формы меньше, чем когда угол атаки равен α=2° (фиг. 3).

На фиг. 8 представлены базовые детали носовой части 200 с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению.

Носовая часть 200 с естественным ламинарным потоком имеет S-H-тело, в котором LSH=98,41947 и А0=7,954176 в уравнении 4, в качестве базовой формы, тогда как в уравнении 3 волновое число n в осевом направлении устанавливается равным 10, общая длина L в осевом направлении устанавливается равной 27,18 м и весовая функция С(х)=(1-x/L)3.

Другими словами, носовой части придается такая форма, что амплитуда В(х)=Rmax×А(х)×(1-x/L)3 периодически изменяется в направлении оси X (направлении центральной оси).

На фиг. 9 представлена характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной на фиг. 8.

На чертеже показано расположение перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части 200 с естественным ламинарным потоком, помещенной под углом атаки α=2° в идентичный набегающий воздушный поток с числом Маха, равным 2, как показано на фиг. 3 (число Рейнольдса, ReL, основанное на общей длине в осевом направлении L=130,9×106).

В результате, было найдено, что местоположение перехода пограничного слоя, имеющее N=7 в качестве порога, отстает относительно базовой формы. Более конкретно, когда ReL=4,0×106 на фиг. 3, сдвиг назад местоположения перехода относительно базовой формы составил приблизительно 0,02 м, но для носовой части 200 с естественным ламинарным потоком сдвиг назад относительно базовой формы составил приблизительно 0,2 м и, следовательно, носовая часть 200 с естественным ламинарным потоком демонстрирует эффект естественного ламинарного потока, который приблизительно в десять раз больше чем такой же эффект для носовой части 100 с естественным ламинарным потоком.

Другими словами, было найдено, что, увеличивая волновое число n в осевом направлении, увеличивая общую длину L в осевом направлении и устанавливая весовую функцию (1-x/L)3(=С(х)), которая соответствует амплитуде В(х), местоположение появления перехода пограничного слоя может быть задержано дополнительно.

На фиг. 10 представлены базовые детали носовой части 300 с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению.

Носовая часть 300 с естественным ламинарным потоком имеет расширенный конус (FC-тело), определенный последующим уравнением 7, в качестве базовой формы, тогда как его внешняя поверхность принимает волнообразную форму, определяемую уравнением 1.

Другими словами, в носовой части 300 с естественным ламинарным потоком, когда внешний радиус FC-тела в местоположении (х) на центральной оси FC-тела устанавливается как локальный радиус R(x), компонент dR(x) искажения формы, определенный в уравнении 1, добавляется к локальному радиусу R(x) в соответствующем направлении локального радиуса.

Расширяющийся конус, служащий в качестве базовой формы, обычно является формой, имеющей диаметр, по меньшей мере линейно возрастающий относительно осевого направления, и определяется, например, следующим уравнением. Эта форма отличается обратным градиентом давления в осевом направлении.

Уравнение 6

RFC(x)=-1,0478×10-9х4+6,9293×10-7х3-6,1497×10-5х2+6,9980×10-2х-6,2485×10-4

На фиг. 11 представлена характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части 300 с естественным ламинарным потоком.

На чертеже показано местоположение перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части 300 с естественным ламинарным потоком, помещенной под углом атаки α=2° в набегающий воздушный поток с числом Маха, равным 2 (число Рейнольдса, ReL, основанное на общей длине в осевом направлении L=4,0×106).

Было найдено, что местоположение перехода пограничного слоя, имеющее N=7 в качестве порога, задерживается относительно базовой формы, как единого целого, и, следовательно, получен большой эффект естественного ламинарного потока. Было также найдено, однако, что величина отставания меньше, чем величина отставания, полученная, когда в качестве базовой формы служит S-H-тело (фиг. 3).

На фиг. 12 представлены базовые компоненты носовой части 400 с естественным ламинарным потоком, соответствующего настоящему изобретению. Этот чертеж представляет иллюстрацию, на которой поперечные сечения в соответствующих точках на оси X носовой части 400 с естественным ламинарным потоком накладываются друг на друга.

Аналогично носовым частям 100, 200 с естественным ламинарным потоком, описанным выше, носовая часть 400 с естественным ламинарным потоком имеет в качестве базовой формы S-H-тело. Что касается искажения, приложенного к базовой форме, то только волнообразное синусоидальное искажение формы в круговом направлении вокруг оси X реализуется на внешней периферийной поверхности S-H-тела, а волнообразное синусоидальное искажение формы не реализуется в осевом направлении (направлении оси X).

Другими словами, в уравнении 5 волновое число в осевом направлении, относящееся к волнообразному синусоидальному искажению формы в осевом направлении, устанавливается как n=0 и фазовый коэффициент в осевом направлении устанавливается как m=0,5, так что такое волнообразное искажение формы, имеющее амплитуду В(х), не выполняется в направлении оси X, вследствие чего волновое число в круговом направлении устанавливается как k=3 и фазовый коэффициент в круговом направлении устанавливается как r=0, так что волнообразное синусоидальное искажение формы, имеющее амплитуду В(х), выполняется в круговом направлении вокруг оси X(ϕ: 0→2π).

На фиг. 13 представлена характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части 400 с естественным ламинарным потоком.

На чертеже показано местоположение перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части 400 с естественным ламинарным потоком, помещенной под углом атаки α=2° в набегающий воздушный поток с числом Маха, равным 2, идентичный показанному на фиг. 3 (число Рейнольдса, ReL, основанное на общей длине в осевом направлении L=4,0×106).

В результате, было найдено, что местоположения переходов пограничного слоя, имеющие N=7 и N=4 в качестве порога, отстают от базовой формы, хотя и на величину отставания не более, чем у носовой части 100 с естественным ламинарным потоком.

На фиг. 14 представлены базовые части носовой части 500 с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению.

В носовой части 500 с естественным ламинарным потоком волнообразное синусоидальное искажение формы в осевом направлении, состоящее из суммы двух "компонентов искажения формы, относящихся к искажению формы в осевом направлении", выполняется на внешней периферийной поверхности S-H-тела.

Другими словами, в уравнении 5 амплитуда искажения формы в круговом направлении устанавливается как D1=1 и Dj=0 (j≥2), волновое число в круговом направлении устанавливается как kj=0, и фазовый коэффициент в круговом направлении устанавливается как rj=0, так что сумма "коэффициентов искажения формы, относящихся к искажению формы в круговом направлении" равна 1, после чего сумма "компонентов искажения формы, относящихся к искажению формы в осевом направлении", в которой амплитуда B1(x)=Rmax×AC1(x)=Rmax×0,033×1,0, амплитуда В2(х)=Rmax×А2×С2(х)=Rmax×0,0066×1,0, волновое число в осевом направлении n1=1, n2=2 и фазовый коэффициент в осевом направлении m1=0, m2=0 добавляются в направлении локального радиуса S-H-тела, так что на внешней периферийной поверхности S-H-тела выполняется волнообразное синусоидальное искажение формы в осевом направлении.

На фиг. 15 представлена характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части 500 с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению.

На фиг. 15 показано местоположение перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части 500 с естественным ламинарным потоком, помещенной под углом атаки α=2° в набегающий воздушный поток с числом Маха, равным 2, идентичный показанному на фиг. 3 (число Рейнольдса, ReL, основанное на общей длине в осевом направлении L=4,0×106).

В результате, было найдено, что местоположения переходов пограничного слоя, имеющие N=7 и N=4 в качестве порога, отстают от базовой формы, хотя и на величину отставания не более, чем у носовой части 100 с естественным ламинарным потоком.

На фиг. 16 представлены основные участки носовой части 600 с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению.

В носовой части 600 с естественным ламинарным потоком комбинация волнообразного синусоидального искажения формы в осевом направлении и волнообразного синусоидального искажения формы в круговом направлении, состоящая из произведения суммы двух "компонентов искажения формы, относящихся к искажению формы в осевом направлении" и одиночного "коэффициента искажения формы, относящегося к искажению формы в круговом направлении", выполняется на внешней периферийной поверхности S-H-тела.

Другими словами, в уравнении 5 произведение суммы двух "компонентов искажения формы, относящихся к искажению формы в осевом направлении", в которых амплитуда B1(x)=Rmax×A1×C1(x)=Rmax×0,033×1,0, амплитуда В2(х)=Rmax×А2×С2(х)=Rmax×0,0066×1,0, волновое число в осевом направлении n1=1, n2=2, и фазовый коэффициент в осевом направлении m1=0, m2=0 и "коэффициент искажения формы, относящийся к искажению формы в круговом направлении", в которой амплитуда D1=0,1 и Dj=0 (j≥2), волновое число в круговом направлении k1=2, и фазовый коэффициент в круговом направлении r1=0, добавляется в направлении локального радиуса S-H-тела, так что внешняя периферийная поверхность S-H-тела подвергается волнообразному синусоидальному искажению формы в осевом направлении.

Заметим, что поскольку степень искажения формы S-H-тела, служащего в качестве базовой формы носовой части 600 с естественным ламинарным потоком, мала, носовая часть 600 с естественным ламинарным потоком и S-H-тело на чертеже, по существу, перекрывают друг друга.

На фиг. 17 представлена характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части 600 с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению.

На чертеже показано местоположение перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части 600 с естественным ламинарным потоком, помещенной под углом атаки α=2° в набегающий воздушный поток с числом Маха, равным 2, идентично показанному на фиг. 3 (число Рейнольдса, ReL, основанное на общей длине в осевом направлении L=4,0×106).

Хотя местоположения перехода пограничного слоя, имеющие N=7 и N=4 в качестве порогов, отстают на крайне малую величину, эффект естественного ламинарного потока может быть подтвержден вблизи наветренного луча симметрии.

На фиг. 18 представлены основные участки носовой части 700 с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению. Дополнительно, на фиг. 19 представлен вид, на котором поперечные сечения в соответствующих точках на оси X носовой части 700 с естественным ламинарным потоком накладываются друг на друга.

В носовой части 700 с естественным ламинарным потоком волнообразное синусоидальное искажение формы в круговом направлении, состоящее из суммы двух "компонентов, относящихся к искажению формы в осевом направлении", прикладывается к внешней периферийной поверхности S-H-тела.

Другими словами, уравнение 6 устанавливает, что амплитуда B1(x)=R(x)×A1×C1(x)=R(x)×0,05×1,0, амплитуда Bi(x)=0 (i≥2), волновое число в осевом направлении n1=0, а фазовый коэффициент в осевом направлении m1=0,5, так что сумма "компонентов искажения формы, относящихся к искажения формы в осевом направлении" равна В1(х), после чего сумма двух "коэффициентов искажения формы, относящихся к искажению формы в круговом направлении", в которой амплитуда D1=1,0 и D2=0,2, Dj=0 (j≥3), волновое число в круговом направлении k1=3 и волновое число в круговом направлении k2=2, и фазовый коэффициент в круговом направлении rj=0, добавляется в направлении локального радиуса S-H-тела, так что внешняя периферийная поверхность S-Н-тела подвергается волнообразному синусоидальному искажению формы в осевом направлении.

На фиг. 20 представлена характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части 700 с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению.

На чертеже показано местоположение перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части 700 с естественным ламинарным потоком, помещенной под углом атаки α=2° в набегающий воздушный поток с числом Маха, равным 2, идентично показанному на фиг. 3 (число Рейнольдса, ReL, основанное на общей длине в осевом направлении L=4,0×106).

В результате, было найдено, что местоположения переходов пограничного слоя, имеющие N=7 и N=4 в качестве порога, отстают от базовой формы, хотя и на величину отставания не более, чем у носовой части 100 с естественным ламинарным потоком.

На фиг. 21 представлены основные участки носовой части 800 с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению. Дополнительно, на фиг. 22 представлен вид, на котором поперечные сечения в соответствующих точках на оси X носовой части 800 с естественным ламинарным потоком накладываются друг на друга.

В носовой части 800 с естественным ламинарным потоком комбинация "искажения формы в осевом направлении" и "искажения формы в круговом направлении", состоящая из произведения суммы одиночного "компонента искажения формы, относящегося к искажению формы в осевом направлении" и двух "коэффициентов искажения формы, относящихся к искажению формы в круговом направлении", применяется к внешней периферийной поверхности S-H-тела.

Другими словами, в уравнении 6 произведение "компонента искажения формы, относящегося к искажению формы в осевом направлении", в котором амплитуда B1(x)=R(x)×A1×C1(x)=R(x)×0,05×1,0, амплитуда Bi(x)=0 (i≥2), волновое число в осевом направлении n1=1, а фазовый коэффициент в осевом направлении m1=0,0, и сумма двух "коэффициентов искажения формы, относящихся к искажению формы в круговом направлении ", в которой амплитуда D1=1,0 и D2=0,2, Dj=0 (j≥3), волновое число в круговом направлении k1=3, и волновое число в круговом направлении k2=2, и фазовый коэффициент в круговом направлении rj=0, добавляются в направлении локального радиуса S-H-тела, так что к внешней периферийной поверхности S-H-тела применяется волнообразное синусоидальное искажение формы в осевом направлении.

На фиг. 23 представлена характеристика перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части 800 с естественным ламинарным потоком, соответствующей настоящему изобретению.

На чертеже показано местоположение перехода пограничного слоя на боковой поверхности носовой части 800 с естественным ламинарным потоком, помещенной под углом атаки α=2° в набегающий воздушный поток с числом Маха, равным 2, идентично показанному на фиг. 3 (число Рейнольдса, ReL, основанное на общей длине в осевом направлении L=4,0×106).

В результате, было найдено, что местоположения перехода пограничного слоя, имеющие N=7 и N=4 в качестве порога, значительно отстают от базовой формы, хотя и в пределах ограниченного диапазона -0,01≤Z≤0,01.

Приведенное выше описание обобщено в нижеследующей таблице 1. Случаи 8-14 на чертежах не показаны, но случай 8 является примером носовой части, для которой только волнообразное синусоидальное искажение формы деформация в осевом направлении применяется к базовой форме, так что получается эффект подавления отделения, случаи 9 и 10 являются примерами носовых частей, к которым одновременно как волнообразное синусоидальное искажение формы в осевом направлении, так и волнообразное синусоидальное искажение формы в круговом направлении применяются к базовой форме, так что получается эффект естественного ламинарного потока, и случаи 11 и 12 являются примерами, в которых одновременно как волнообразное синусоидальное искажение формы в осевом направлении, так и волнообразное синусоидальное искажение формы в круговом направлении применяются к базовой форме, так что получается эффект подавления отделения.

Случай 13 и 14 и случай 16 являются примерами носовых частей, схожих с носовой частью, показанной в случае 15 (носовая часть 400 с естественным ламинарным потоком, описанным выше), то есть носовых частей, на которых только волнообразное синусоидальное искажение формы в круговом направлении применяется к базовой форме, так что получается эффект естественного ламинарного потока.

Дополнительно "-" в таблице указывает, что не существует конкретной необходимости в соответствующем волнообразном синусоидальном искажении формы в осевом направлении или волнообразном синусоидальном искажении формы в круговом направлении.

На фиг. 24-37 показаны примеры носовых частей с естественным ламинарным потоком, к которым применено локальное волнообразное искажение формы для части базовой формы, локально, с образованием волнообразной формы в носовой части для сверхзвукового летательного объекта, соответствующей настоящему изобретению.

Каждая носовая часть с естественным ламинарным потоком имеет тело Сирса-Хаака (S-H-тело) в качестве базовой формы и локальное волнообразное искажение формы, выраженное следующими уравнениями 1, 4, 6, 5 и 7,

Уравнение 1

Уравнение 4

Уравнение 6

Уравнение 5

Уравнение 7

добавляется к внешней поверхности в качестве компонента искажения формы. В одном из примеров параметры модифицируются, устанавливая сумму Σ в уравнении 1 с t=1 (то есть только один компонент искажения формы), и в другом примере, параметры модифицируются путем установки суммы Σ в уравнении 1 с t=2 (то есть сумма двух компонентов искажения формы).

Заметим, что когда член произведения, содержащий E0t в правой стороне уравнения 4, и член произведения, содержащий G0t в правой стороне уравнения 5, устанавливаются как

Уравнение 8

соответствующие члены произведения становятся равными искажению в форме распределения Гаусса, выраженного следующим образом:

Уравнение 9

и, следовательно, в соответствующих примерах, член произведения, содержащий E0t в правой стороне уравнения 4, и член произведения, содержащий G0t в правой стороне уравнения 5, подставляются в уравнение 9, так что форма определяется с использованием λ1, к1 в качестве соответствующих параметров.

На фиг. 24 представлен контур развития, показывающий локальное волнообразное искажение формы в примере носовой части с естественным ламинарным потоком, в котором локальное волнообразное искажение формы добавляется к внешней периферийной поверхности S-H-тела.

Чтобы облегчить понимание локального волнообразного искажения формы, примененного к базовой форме, контур развития, показанный на фиг. 24, имеет форму прямоугольника, в котором ордината указывает угол от 0° на верхней стороне центральной оси до 180° на нижней стороне центральной оси, абсцисса показывает расстояние от вершины, тогда как выпуклость из базовой формы выражается контуром с градацией цветов (такая форма получается от 0° до -180°). Контур развития, показывающий примеры, которые должны описываться, ниже принимает подобную форму.

В этом примере сумма Σ в уравнении 1 устанавливается при t=1 (то есть только один компонент искажения формы), и

xw=0,0033, wx=30 в уравнении 6,

ε01=1 в уравнении 4,

E01=0, ϕ01=9,118907, λ1=0,548311 в уравнении 9, заменяющем уравнение 4,

F11=0,001416, F21=3,5, F31= -0,423077 в уравнении 5,

G01=0, k1=0,85 в уравнении 9 заменяющем уравнение 5, и

Н11= -2,5, Н21=0,25, Н31=65,0 в уравнении 7.

На фиг. 25 показано местоположение перехода пограничного слоя на боковой поверхности этой носовой части с естественным ламинарным потоком, помещенной под углом атаки α=2° в набегающий воздушный поток с числом Маха, равным 2 (число Рейнольдса, ReL, основанное на общей длине в осевом направлении L=4,0×106).

Очевидно, что в этом примере местоположения переходов пограничного слоя, имеющие N=7 и N=4 в качестве порогов, отстают относительно S-H-тела, служащего в качестве базовой формы, которая указывается пунктирной линией.

В примере носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной в контуре развития на фиг. 26, в которой локальное волнообразное искажение формы добавляется к внешней периферийной поверхности S-H-тела,

сумма Σ в уравнении 1 устанавливается при t=1 (то есть только один компонент искажения формы),

xw=0,0033, wx=30 в уравнении 6,

ε01=1 в уравнении 4,

E01=0, ϕ01=9,118907, λ1=0,548311 в уравнении 9, заменяющем уравнение 4,

F11=0, F21=3,5, F31= -0,001815 в уравнении 5,

G01=0,000132, k1=0,85 в уравнении 9, заменяющем уравнение 5, и

Н11= -2,5, Н21=0,25, Н31=65,0 в уравнении 7.

На фиг. 27 показано местоположение перехода пограничного слоя на боковой поверхности этой носовой части с естественным ламинарным потоком, помещенной под углом атаки α=2° в набегающий воздушный поток с числом Маха, равным 2 (число Рейнольдса, ReL, основанное на общей длине в осевом направлении L=4,0×106).

Очевидно, что в этом примере местоположения переходов пограничного слоя, имеющие N=7 и N=4 в качестве порогов, отстают относительно S-H-тела, служащего в качестве базовой формы, которая указывается пунктирной линией.

В примере носовой части с естественным ламинарным потоком, показанном в контуре развития на фиг. 28, в котором локальное волнообразное искажение формы добавляется к внешней периферийной поверхности S-H-тела,

сумма Σ в уравнении 1 устанавливается при t=1 (то есть только один компонент искажения формы),

xw=0,0033, wx=30 в уравнении 6,

ε01=0 в уравнении 4,

E01=0,159155, ϕ01=9,118907, λ1=1,096623 в уравнении 9, заменяющем уравнение 4,

F11=0,001416, F21=3,5, F31= -0,423077 в уравнении 5,

G01=0, k1=0,85 в уравнении 9, заменяющем уравнение 5, и

Н11= -2,5, Н21=0,25, Н31=65,0 в уравнении 7.

На фиг. 29 показано местоположение перехода пограничного слоя на боковой поверхности этой носовой части с естественным ламинарным потоком, помещенной под углом атаки α=2° в набегающий воздушный поток с числом Маха, равным 2 (число Рейнольдса, ReL, основанное на общей длине в осевом направлении L=4,0×106).

В этом примере очевидно, что местоположение перехода пограничного уровня, имеющее N=7 в качестве порога, продвигается вперед по сравнению с S-H-телом, служащим в качестве базовой формы, указанной пунктирной линией, тогда как местоположение перехода пограничного слоя, имеющее N=4 в качестве порога, отстает больше или меньше по сравнению с S-H-телом, служащим в качестве базовой формы, указанной пунктирной линией.

В примере носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной в контуре развития на фиг. 30, в котором локальное волнообразное искажение формы добавляется к внешней периферийной поверхности S-H-тела,

сумма Σ в уравнении 1 устанавливается при t=1 (то есть только один компонент искажения формы),

xw=0,0033, wx=30 в уравнении 6,

ε01=0 в уравнении 4,

E01=0,159155, ϕ01=9,118907, λ1=1,096623 в уравнении 9, заменяющем уравнение 4,

F11=0, F21=3,5, F31= -0,423077 в уравнении 5,

G01=0,000132, k1=0,85 в уравнении 9, заменяющем уравнение 5, и

Н11= -2,5, Н21=0,25 Н31=65,0 в уравнении 7.

На фиг. 31 показано местоположение перехода пограничного слоя на боковой поверхности этой носовой части с естественным ламинарным потоком, помещенной под углом атаки α=2° в набегающий воздушный поток с числом Маха, равным 2 (число Рейнольдса, ReL, основанное на общей длине в осевом направлении L=4,0×106).

В этом примере очевидно, что местоположение перехода пограничного уровня, имеющее N=7 в качестве порога, продвигается вперед по сравнению с S-H-телом, служащим в качестве базовой формы, указанной пунктирной линией, тогда как местоположение перехода пограничного слоя, имеющее N=4 в качестве порога, отстает больше или меньше по сравнению с S-H-телом, служащим в качестве базовой формы, указанной пунктирной линией.

В примере носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной в контуре развития на фиг. 32, в котором локальное волнообразное искажение формы добавляется к внешней периферийной поверхности S-H-тела,

сумма Σ в уравнении 1 устанавливается при t=1 (то есть, только один компонент искажения формы),

xw=0,0033, wx=30 в уравнении 6,

ε01=0 в уравнении 4,

E01=0,159155, ϕ01=7,599089, λ1=0,548311 в уравнении 9, заменяющем уравнение 4,

F11=0, F21=3,5, F31= -0,001815 в уравнении 5,

G01=0,000066 k1=0,20 в уравнении 9, заменяющем уравнение 5, и

Н11= -2,5, Н21=0,50, Н31=10,0 в уравнении 7.

На фиг. 33 показано местоположение перехода пограничного слоя на боковой поверхности этого носовой части с естественным ламинарным потоком, помещенной под углом атаки α=2° в набегающий воздушный поток с числом Маха, равным 2 (число Рейнольдса, ReL, основанное на общей длине в осевом направлении L=4,0×106).

В этом примере очевидно, что местоположение перехода пограничного уровня, имеющее N=7 в качестве порога, продвигается вперед по сравнению с S-H-телом, служащим в качестве базовой формы, указанной пунктирной линией, тогда как местоположение перехода пограничного слоя, имеющее N=4 в качестве порога, отстает больше или меньше по сравнению с S-H-телом, служащим в качестве базовой формы, указанной пунктирной линией.

В примере носовой части с естественным ламинарным потоком, показанного в контуре развития на фиг. 34, в котором локальное волнообразное искажение формы добавляется к внешней периферийной поверхности S-H-тела,

сумма Σ в уравнении 1 устанавливается при t=2 (то есть сумма двух компонент искажения формы),

xw=0,0033, wx=30 в уравнении 6,

ε01=0 в уравнении 4,

E01=0,159155, ϕ01=9,118907, λ1=1,096623 в уравнении 9, заменяющем уравнение 4,

F11=0, F21=3,5, F31= -0,001815 в уравнении 5,

G01=0,000132, k1=0,85 в уравнении 9, заменяющем уравнение 5, и

Н11= -2,5, Н21=0,25, Н31=65,0 в уравнении 7,

один из двух компонентов искажения формы устанавливается так, что

ε02=0 в уравнении 4,

Е02=0,159155, ϕ02=7,599089, λ2=0,548311 в уравнении 9, заменяющем уравнение 4,

F12=0, F22=3,5, F32= -0,001815 в уравнении 5,

G02=0,000066, k2=0,2 в уравнении 9, заменяющем уравнение 5, и

Н12= -2,5, Н22=0,5, Н32=10,0 в уравнении 7.

На фиг. 35 показано местоположение перехода пограничного слоя на боковой поверхности этой носовой части с естественным ламинарным потоком, помещенной под углом атаки α=2° в набегающий воздушный поток с числом Маха, равным 2 (число Рейнольдса, ReL, основанное на общей длине в осевом направлении L=4,0×106).

В этом примере очевидно, что местоположение перехода пограничного уровня, имеющее N=7 в качестве порога, продвигается вперед по сравнению с S-H-телом, служащим в качестве базовой формы, указанной пунктирной линией, тогда как местоположение перехода пограничного слоя, имеющее N=4 в качестве порога, отстает по сравнению с S-H-телом, служащим в качестве базовой формы, указанной пунктирной линией.

В примере носовой части с естественным ламинарным потоком, показанной в контуре развития на фиг. 36, в котором локальное волнообразное искажение формы добавляется к внешней периферийной поверхности S-H-тела,

сумма Σ в уравнении 1 устанавливается при t=2 (то есть сумма двух компонент искажения формы),

xw=0,03, wx=10 в уравнении 6,

первый компонент искажения формы устанавливается так, что

ε01=0 в уравнении 4,

E01=0,159155, ϕ01=9,118907, λ1=1,096623 в уравнении 9, заменяющем уравнение 4,

F11=0, F21=3,5, F31= -0,001815 в уравнении 5,

G01=0,000132, k1=0,85 в уравнении 9, заменяющем уравнение 5, и

Н11=-2,5, Н21=0,25, Н31=65,0 в уравнении 7, и

второй компонент искажения формы устанавливается так, что

ε02=0 в уравнении 4,

Е02=0,159155, ϕ02=7,599089, λ2=0,548311 в уравнении 9, заменяющем уравнение 4,

F12=0, F22=3,5, F32= -0,001815 в уравнении 5,

G02=0,000066, k2=0,2 в уравнении 9, заменяющем уравнение 5, и

Н12= -2,5, Н22=0,5, Н32=10,0 в уравнении 7.

На фиг. 37 показано местоположение перехода пограничного слоя на боковой поверхности этого носовой части с естественным ламинарным потоком, помещенной под углом атаки α=2° в набегающий воздушный поток с числом Маха, равным 2 (число Рейнольдса, ReL, основанное на общей длине в осевом направлении L=4,0×106).

В этом примере очевидно, что местоположение перехода пограничного уровня, имеющее N=7 в качестве порога, продвигается вперед по сравнению с S-H-телом, служащим в качестве базовой формы, указанной пунктирной линией, тогда как местоположение перехода пограничного слоя, имеющее N=4 в качестве порога, отстает по сравнению с S-H-телом, служащим в качестве базовой формы, указанной пунктирной линией.

Промышленная применимость

Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта, соответствующая настоящему изобретению, может применяться к объекту в форме носовой части для летательного объекта, летающего со сверхзвуковой скоростью.

1. Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта, имеющая форму, образованную из базовой формы, симметричной относительно центральной оси, при этом форма указанной носовой части получена путем искажения указанной базовой формы в соответствии с волнообразным компонентом искажения формы, отличающаяся тем, что
базовая форма является приблизительно конусообразной и характеризуется локальным радиусом в виде R(x), причем образующая указанной конусообразной формы является прямой линией, или простой выпуклой кривой, или простой вогнутой кривой,
указанный компонент искажения формы является синусоидальным и предназначен для искажения указанной базовой формы в целом с образованием волнообразной формы указанной носовой части в круговом направлении и/или в осевом направлении, причем указанный компонент искажения формы выражается следующим уравнением (1):
d R ( x , ϕ ) = W x ( x ) × Σ t = 1 t { Ф t ( ϕ ) × Ψ t ( x , x 0 t ( ϕ ) ) }
представляющим изменение локального радиуса R(x) базовой формы,
где Ф(ϕ) - член компонента искажения формы в круговом направлении,
Ψ(х,x0t(ϕ)) - член компонента искажения формы в осевом направлении,
х - местоположение в осевом направлении от вершины,
ϕ - угол в круговом направлении относительно подветренного луча симметрии указанной носовой части,
L - общая длина в осевом направлении, и
Wx(х) - весовая функция для обеспечения нулевого искажения формы на соответствующих концах в осевом направлении, х=0 и х=L, при этом
указанный член компонента искажения формы в круговом направлении и указанный член компонента искажения формы в осевом направлении выражаются следующими уравнениями:
Ф t ( ϕ ) = Σ j = 0 j D j × cos { k j × ϕ + r j ( x / L ) }
Ψ t ( x , x 0 = 0 ) = Σ i = 0 i [ B i ( x ) × sin { 2 π × n i × ( x / L ) + π × m i } ]
где x0t(ϕ)=х0=0, и
D, k, r, В(х), n и m являются членами, зависящими, соответственно, от амплитуды в круговом направлении, волнового числа в круговом направлении, фазы в круговом направлении, амплитуды в осевом направлении в виде функции от х, волнового числа в осевом направлении и фазы в осевом направлении.

2. Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта по п. 1, отличающаяся тем, что базовая форма является телом Сирс-Хаака или имеет форму раструба.

3. Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта, имеющая форму, образованную из базовой формы, симметричной относительно центральной оси, при этом форма указанной носовой части получена путем искажения указанной базовой формы в соответствии с волнообразным компонентом искажения формы, отличающаяся тем, что
базовая форма является приблизительно конусообразной и характеризуется локальным радиусом в виде R(x), причем образующая указанной конусообразной формы является прямой линией, или простой выпуклой кривой, или простой вогнутой кривой,
компонент искажения формы является локальным волнообразным искажением формы, предназначенным для искажения части указанной базовой формы локально, с образованием волнообразной формы, причем компонент искажения формы выражается следующим уравнением (1):
d R ( x , ϕ ) = W x ( x ) × Σ t = 1 t { Ф t ( ϕ ) × Ψ t ( x , x 0 t ( ϕ ) ) }
представляющим изменение локального радиуса R(x) базовой формы,
где Ф(ϕ) - член компонента искажения формы в круговом направлении,
Ψ(х,x0t(ϕ)) - член компонента искажения формы в осевом направлении,
х - местоположение в осевом направлении от вершины,
ϕ - угол в круговом направлении относительно подветренного луча симметрии указанной носовой части,
L - общая длина в осевом направлении, и
Wx(х) - весовая функция для обеспечения нулевого искажения формы на соответствующих концах в осевом направлении, х=0 и х=L, при этом
указанный член компонента искажения формы в круговом направлении и указанный член компонента искажения формы в осевом направлении выражаются следующим уравнением (4):
Ф t ( ϕ ) = ε 0 t + E 0 t d β E t ( β ) cos ( β { ϕ ϕ 0 t } )
и уравнением (5):
Ψ t ( x , x 0 t ( ϕ ) )
= F 1 t × ( { tanh [ ( x x 0 t ( ϕ ) ) L × F 2 t ] + 1 } × { tanh [ ( x x 0 t ( ϕ ) ) L × F 2 t ] + 1 } + F 3 t )
+ G 0 t d α G t ( α ) cos ( 2 π α { x x 0 t ( ϕ ) / L }
где ε0t, E0t, Et являются, соответственно, членами, относящимися к амплитуде в круговом направлении,
F1t, F3t, G0t, Gt - соответственно, члены, относящиеся к амплитуде в осевом направлении,
α, F2t - члены, относящиеся к волновому числу в осевом направлении,
β - волновое число в круговом направлении,
ϕ0t - местоположение искажения формы в круговом направлении, и
x0t(ϕ) - произвольная функция, относящаяся к местоположению искажения формы в осевом направлении.

4. Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта по п. 2, отличающаяся тем, что базовая форма является телом Сирс-Хаака или имеет форму раструба.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

Изобретение относится к авиационно-ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима приборных отсеков сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов.

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.

Изобретение относится к области авиации и касается гиперзвуковых самолетов с газодинамической системой управления. Гиперзвуковой самолет содержит фюзеляж, консоли крыла, многодвигательный привод, два турбореактивных двигателя.

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.

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.

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.

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.

Группа изобретений относится к области аэрогидродинамики. Группа изобретений включает обтекаемое текучей средой тело, проточный канал, реактивный двигатель, приводное устройство, пленку для такого тела и применение обтекаемой текучей средой структуры.

Изобретение относится к области авиации. Крыло выполнено в виде лотка переменного сечения и сужающегося от носа самолета к хвосту.

Изобретение относится к области авиации. Крыло самолета выполнено в виде тонкой пластины, равномерной толщины по профилю, заостренной спереди, в плане представляющей ветвь гиперболы, установленной действительной осью параллельно оси фюзеляжа, и включает внутренний несущий каркас, верхнюю и нижнюю обшивки, закрылки и элероны.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит детали крепления к фюзеляжу, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, торцевую часть, элементы отклонения стекающих воздушных потоков в виде закрылков/элеронов с прямым краем.

Транспортное судно содержит металлическое изделие, поверхность которого имеет ребристый рельеф, включающий множество соседних, непрерывно прокатанных продольных ребер, проходящих вдоль поверхности.

Группа изобретений относится к аэродинамическим конструкциям. Выступ для изменения структуры скачка уплотнения содержит расширяющийся нос и сужающийся хвост.

Аэродинамическая конструкция по первому варианту содержит выступ для изменения структуры скачка уплотнения, отходящий от поверхности указанной аэродинамической конструкции.

Аэродинамическая конструкция содержит группу выступов для отклонения скачка уплотнения, отходящих от ее поверхности. Выступы для отклонения скачка уплотнения распределены по указанной конструкции с неравномерным шагом между центрами и/или кромками соседних выступов.

Изобретение относится к аэродинамической конструкции, содержащей систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения, отходящих от поверхности конструкции.

Изобретение относится к области авиации. .
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ охлаждения корпуса движущейся ракеты реализуется путем формирования сужающегося в направлении ее движения вихревого воздушного потока, раскручивающего от потока воздуха, создаваемого закрепленными на обруче лопастями.
Наверх