Сверхзвуковой летательный аппарат.



Сверхзвуковой летательный аппарат.
Сверхзвуковой летательный аппарат.
Сверхзвуковой летательный аппарат.
Сверхзвуковой летательный аппарат.
Сверхзвуковой летательный аппарат.
Сверхзвуковой летательный аппарат.
Сверхзвуковой летательный аппарат.

 


Владельцы патента RU 2613747:

Мищенко Борис Владимирович (RU)

Сверхзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, крыло малого удлинения с наплывом большой стреловидности в корневой части, вертикальное оперение с рулем направления, силовую установку с воздухозаборником, элевоны. На передней части крыла установлен аэродинамический зуб, а на задней кромке крыла выполнены неподвижные плоскости со щелевыми прорезями вдоль хорды крыла, составляющие единый аэродинамический профиль с консолями крыла. Изобретение направлено на расширение углов атаки на дозвуковых скоростях полета. 12 ил.

 

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

В настоящее время конструкторы многих стран мира проектируют сверхзвуковые летательные аппараты с наплывом большой стреловидности по передней кромке. Это обеспечивает частичный возврат аэродинамического фокуса на сверхзвуковых скоростях полета, что приводит к уменьшению затрат на продольную балансировку и, соответственно, ведет к увеличению дальности полета летательного аппарата.

Кроме того, при грамотном взаимном расположении воздухозаборника и крыла большой стреловидности оно является первой ступенью сжатия, что ведет к уменьшению веса летательного аппарата.

Примером такого решения является совместный проект Франции и Великобритании «Конкорд». Однако при всех перечисленных выше преимуществах на сверхзвуковых режимах полета на дозвуковых режимах полета применение крыла с бортовым наплывом большой стреловидностью по передней кромке крыла приводит к появлению нелинейности в продольном канале на дозвуковых скоростях полета, что резко ограничивает углы атаки А.

За прототип принят сверхзвуковой пассажирский самолет Ту-144, имеющий крейсерскую скорость, равную М=2,2.

Цель изобретения - устранить нелинейность в продольном канале Ту-144 на дозвуковых скоростях полета.

Указанная цель достигается тем, что на сверхзвуковом летательном аппарате, содержащем фюзеляж, крыло малого удлинения с наплывом большой стреловидности в корневой части, вертикальное оперение с рулем направления, силовую установку с воздухозаборником, элевоны, на передней части крыла установлен аэродинамический зуб, а на задней кромке крыла выполнены неподвижные плоскости с щелевыми прорезями вдоль хорды крыла, составляющие единый аэродинамический профиль с консолями крыла.

При этом дополнительные плоскости выполнены с размахом, составляющим

и хордой Впл.=0,2 Во.,

где - относительный размах наплыва крыла;

Лкр. - размах крыла;

Bo. - осевая хорда крыла, при этом щели выполнены с шириной, составляющей

Лщ=(0,2-0,4)Лкр./2.

На фиг. 1 изображен предлагаемый летательный аппарат, вид сбоку;

на фиг. 2 - то же, вид в плане;

на фиг. 3 - то же, вид в изометрии снизу;

на фиг. 4 - вид на правую консоль крыла и условные обозначения;

на фиг. 5 - структурная схема вихревой системы в вертикальной плоскости при А=15°;

на фиг. 6 - структурная схема вихревой системы в горизонтальной плоскости при А=15°;

на фиг. 7 - структурная схема вихревой системы в вертикальной плоскости при А=20°;

на фиг. 8 - структурная схема вихревой системы в горизонтальной плоскости при А=20°;

на фиг. 9 - вихревая система в пространственном изображении при А=10°;

на фиг. 10 - вихревая система в пространственном изображении при А=20°;

на фиг. 11 - зависимости коэффициента подъемной силы Су от угла атаки А;

на фиг. 12 - график зависимости коэффициента продольного момента mz от угла атаки А.

Устойчивый стационарный режим при отрывном обтекании крыла существует лишь до некоторых значений углов атаки Апред.

При А>Апред. начинается разрушение вихревых жгутов за крылом, поэтому плоскости 5 должны располагаться в зоне стабилизации вихревых систем за крылом.

Зона стабилизации вихревых систем ограничена по углам атаки и для представляющих практический интерес стреловидностей базового крыла и наплыва равна А=15°, что соответствует углам взлета и посадки самолетов с учетом необходимых запасов по углу атаки А на ветровые забросы.

При А<15° плоскости 5 находятся в области стабилизации вихря за крылом при Впл.=0,2 Во. (фиг. 5), где Во. - осевая хорда крыла; Впл. - расстояние от задней кромки концевой хорды крыла до среза плоскостей 5.

При А>15° происходит отрыв вихря от поверхности крыла, вихрь уходит от него и взаимодействие его с элементами крыла уменьшается пропорционально квадрату радиуса от ядра вихря.

При А>20° точка отрыва приближается к задней кромке крыла (фиг. 7), вихрь за крылом разрушается (фиг. 10, место А), возникают резкие пульсации давления на поверхности крыла, что ведет к угрозе флаттера и, соответственно, к разрушению самолета.

Из вышесказанного видно, что помещать плоскость 5 в положение Впл.>0,21Во. нецелесообразно, так как она будет находиться в зоне разрушенной за крылом вихревой системы.

Теоретические и экспериментальные исследования треугольных крыльев показали, что на малых и умеренных углах атаки 3°<А<12° при стреловидности консоли Хконс>50° на передней кромке консоли возникает вихревой жгут. Этот вихревой жгут сходит с консоли на расстоянии 0,85-0,95 ее размаха.

Таким образом, на стреловидном крыле малого удлинения с наплывом большой стреловидности в корневой части возникает двухвихревая система, состоящая из основного 9 и консольного 10 вихрей (фиг. 9). При установке плоскостей за крылом следует принять меры для обеспечения благоприятных скосов потока на плоскости 5 и от консольного вихря (жгута).

Выше указывалось, что основной вихрь 9 индуцирует на плоскостях 5 дополнительное разряжение, что ведет к появлению дополнительного пикирующего момента и устраняет нелинейность в продольном канале на дозвуковых скоростях.

Взаимодействие же консольного вихря 10 (фиг. 9) с плоскостями 5 приводит к появлению дополнительного давления на плоскости и, соответственно, к появлению нежелательного кабрирующего момента, что ослабляет положительный эффект от основного вихря 9.

Для устранения этого явления на передней кромке крыла организован аэродинамический зуб 11 (фиг. 2, 4). В районе зуба возникает разрыв консольного вихря, который делится на два вихря меньшей интенсивности: внутренний 12 и наружный 13. Взаимодействие внутреннего вихря 12 с плоскостью 5 аналогично взаимодействию основного вихря 9 с ней и приводит к появлению дополнительного благоприятного пикирующего момента. Взаимодействие же наружного вихря 13 с плоскостью 5 приводит к появлению неблагоприятного кабрирующего момента. Однако неблагоприятный эффект значительно ослаблен.

Экспериментальные исследования показали, что для того чтобы аэродинамический зуб эффективно выполнял свои функции, он должен располагаться на расстоянии

от оси симметрии самолета, где

- экспериментальная величина, полученная в результате обработки экспериментальных данных по визуализации вихревых систем.

Если стреловидность консоли меньше 50°, то устойчивой вихревой пелены на крыле не возникает и в этом случае аэродинамический зуб играет роль струйной перегородки, улучшающей обтекание концевых сечений крыла.

На фиг. 11 и 12 представлены результаты предлагаемой схемы в дозвуковой аэродинамической трубе.

На фиг. 11 представлены зависимости коэффициента подъемной силы Су от угла атаки α для исходной модели без плоскостей (кривая а) и с плоскостями (кривая в). Видно, что установка плоскостей 5 приводит к дополнительному приросту коэффициента подъемной силы, особенно на больших углах атаки.

На фиг. 12 представлена зависимость коэффициента продольного момента MZ от угла атаки α. Видно, что на модели с исходным крылом без плоскостей имеется нелинейность в зависимости коэффициента продольного момента mz от угла атаки А (кривая в). В то же время аналогичная зависимость при наличии на крыле плоскостей 5 приводит к устранению аэродинамической ложки (кривая г) до больших углов атаки А.

Известен сверхзвуковой летательный аппарат Ту-144, принятый за прототип, содержащий фюзеляж, крыло малого удлинения с наплывом большой стреловидности в корневой части, вертикальное оперение с рулем направления, элевоны, недостатком которого является нелинейность в продольном канале на дозвуковых режимах полета, что резко ограничивает углы атаки на этих режимах полета. Для устранения этого существенного недостатка на передней части крыла установлен аэродинамический зуб, а на задней кромке крыла выполнены неподвижные плоскости со щелевыми прорезями вдоль хорды крыла, составляющие единый аэродинамический профиль с консолями крыла.

Сверхзвуковой летательный аппарат может быть осуществлен путем установления на передней части крыла аэродинамического зуба, а на задней кромке крыла выполнены неподвижные плоскости со щелевыми прорезями вдоль хорды крыла, составляющие единый аэродинамический профиль с консолями крыла.

Сверхзвуковой летательный аппарат, содержащий фюзеляж, крыло малого удлинения с наплывом большой стреловидности в корневой части, вертикальное оперение с рулем направления, силовую установку с воздухозаборником, элевоны, на передней части крыла установлен аэродинамический зуб, а на задней кромке крыла выполнены неподвижные плоскости с щелевыми прорезями вдоль хорды крыла, составляющие единый аэродинамический профиль с консолями крыла.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиастроения. Концевая часть крыла самолета содержит концевой участок каркаса с прикрепленным к нему держателем напорного сопла, соединенного с расположенным между верхней и плоской нижней аэродинамическими поверхностями крыла газоходом, по обе стороны от которого выполнен расположенный вертикально/наклонно сквозной канал для прохода воздуха.

Законцовка крыла, предназначенная для крепления к наружному концу крыла (401), образующего плоскость крыла, и содержащая верхний крылообразный элемент (404), выступающий вверх относительно плоскости крыла и имеющий заднюю кромку, и нижний крылообразный элемент (407), неподвижно закрепленный относительно верхнего крылообразного элемента и имеющий корневую хорду (412) и заднюю кромку (417), при этом корневая хорда нижнего крылообразного элемента пересекается с верхним крылообразным элементом, и нижний крылообразный элемент выступает вниз от места пересечения, при этом верхний крылообразный элемент имеет большие размеры, чем нижний крылообразный элемент, а задняя кромка нижнего крылообразного элемента примыкает к задней кромке (416) верхнего крылообразного элемента в месте пересечения, и при этом внутренний угол между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения меньше или равен 160°.

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 области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикрепленное к фюзеляжу треугольной формы тело, снабженное вертикально установленными по его краю рассекателями набегающего воздушного потока, каждый из которых имеет головной и два хвостовых участка.

Изобретение относится к области авиационной. Законцовка крыла летательного аппарата имеет концевую шайбу, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце.

Законцовка (W; W1, W2) крыла (Т; 10а, 10b) содержит основание (Е1) и вершину (Е2). Локальный двугранный угол законцовки (W; W1, W2) крыла непрерывно увеличивается или уменьшается от основания (Е1) до вершины (Е2).

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, заостренное с концов продолговатое тело в форме цилиндра, прикрепленное боком к торцевой части крыла и снабженное радиально закрепленными лопастями.

Изобретение относится к области авиации. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, прикрепленное боком к торцевой части крыла заостренное с концов продолговатое тело, имеющее напорное сопло.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с прикрепленными к нему крыльями, имеющими элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение, двигатель, шасси.

Изобретение относится к концевым крылышкам, содержащим поверхности с углублением, и к способу снижения лобового сопротивления. .

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой конвертируемый самолет содержит планер, включающий переднее горизонтальное оперение, вертикальное оперение, переднее треугольное крыло типа чайка, заднее крыло с трапециевидными консолями, разгонно-маршевый реактивный двигатель и вспомогательные маршевые прямоточные воздушно-реактивные двигатели.

Изобретение относится к авиации. Сверхзвуковой самолет с тандемными крыльями имеет продольную компоновку триплана и содержит фюзеляж с плавным сопряжением наплывов дельтовидного в плане крыла (1), низкорасположенное заднее крыло (8) типа обратная “чайка”, переднее горизонтальное оперение (6), вертикальное оперение, выполненное совместно со стабилизатором (7), два турбореактивных двухконтурных двигателя, передние и задние части которых смонтированы соответственно под крылом типа чайка и по внешним их бортам с консолями стабилизатора и трехопорное шасси.

Изобретение относится к авиационной технике. Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двигателей, которые разнесены по оконечностям фюзеляжа.

Изобретение относится к системам управления самолетом. Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета состоит из рабочей части и командной системы.

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой самолет с крыльями замкнутой конструкции (ССКЗК) имеет планер с передним горизонтальным оперением, два киля, низко расположенное переднее крыло, имеющее концевые крылышки, соединенные по дуге с концами высокорасположенного заднего крыла, корневые части которого соединены с концами отклоненных наружу килей, фюзеляж и турбореактивные двухконтурные двигатели (ТРДД).

Крыло с естественным ламинарным обтеканием для сверхзвукового летательного аппарата, в котором форма поперечного сечения крыла в направлении по хорде крыла в каждой точке по размаху крыла выбирается таким образом, что кривизна вблизи передней кромки имеет заранее заданное значение 1/3 или менее по сравнению с нормальной формой поперечного сечения в области линейного элемента 0,1% длины хорды крыла.

Летательный аппарат по каждому из вариантов содержит фюзеляж, сверхзвуковые крылья, топливные баки, двигатель и шасси. Первый вариант снабжен дозвуковыми отстреливающимися крыльями в комбинации со сверхзвуковыми крыльями.

Изобретение относится к многорежимным самолетам и касается многорежимных сверхманевренных самолетов с крейсерским полетом на сверхзвуковой скорости и малым уровнем заметности в радиолокационном диапазоне.

Группа изобретений относится к формированию систем ИСЗ с некомпланарными орбитами. Способ включает одновременное выведение группы ИСЗ ракетой-носителем (РН).

Изобретение относится к тепловой защите летательных аппаратов. Крыло гиперзвукового летательного аппарата включает катод, состоящий из внешней оболочки крыла, анод, состоящий из слоя восприятия электронов и токопроводящей подложки анода.

Группа изобретений относится к устройствам создания подъемной силы в вязкой текучей среде. Способ создания подъемной силы на поверхности заключается в создании разности давлений, действующих на противоположные стороны поверхности за счет увеличения циркуляции вязкой текучей среды вокруг нее.
Наверх