Аэродинамический фюзеляж самолёта

Аэродинамический фюзеляж самолета содержит переднюю, основную и хвостовую части. Основная часть фюзеляжа в поперечном сечении выполнена с шириной, превышающей высоту, которая плавно уменьшается в сторону хвостовой части. Предусмотрено первое аэродинамическое устройство, которое жестко закреплено на верхней поверхности, и второе аэродинамическое устройство, которое жестко закреплено на нижней поверхности основной части фюзеляжа. Первое аэродинамическое устройство содержит коробчатый четырехугольный корпус с верхней стенкой, выполненной со сквозными отверстиями, со сквозной щелевидной полостью, в продольном сечении увеличивающейся в сторону хвостовой части фюзеляжа, и перегородки, расположенные продольно в сквозной щелевидной полости. Площадь проходного сечения выхода сквозной щелевидной полости равна или больше суммы площадей проходного сечения входа и проходных сечений всех сквозных отверстий, выполненных на верхней стенке коробчатого четырехугольного корпуса. Второе аэродинамическое устройство содержит коробчатый четырехугольный корпус с задней стенкой, с нижней стенкой, выполненной со сквозными отверстиями, со щелевидной полостью и перегородки, расположенные продольно в щелевидной полости. Площадь проходного сечения входа щелевидной полости равна или меньше площадей проходных сечений всех сквозных отверстий, выполненных в нижней стенке коробчатого корпуса. Изобретение направлено на повышение эффективности создания подъемной силы фюзеляжем самолета путем обеспечения повышения давления под нижней поверхностью фюзеляжа. 6 ил.

 

Изобретение относится к транспортному машиностроению, в частности к авиации, и может найти применение при конструировании и производстве самолетов различного назначения - пассажирских, грузовых, военных и др.

Известны фюзеляжи самолетов, содержащие переднюю (носовую), основную и хвостовую части и выполненные в виде осесимметричного тела с плавным сужением в передней (носовой) и хвостовой частях. Данный внешний вид фюзеляжей соответствует требованиям наименьшего сопротивления (Житомирский Г.И. Конструкция самолетов. 2-е издан. перераб и дополн. - М: Машиностроение, 1995. С. 198; Патент РФ на полезную модель №67061, В64С 1/00, опубликовано 10.10.2007).

Однако известные фюзеляжи самолетов из-за их осесимметричного выполнения не позволяют придать самолету подъемную силу, дополнительную к подъемной силе, создаваемой крыльями самолета.

Известны из уровня техники аэродинамические фюзеляжи самолетов с аэродинамическим профилем в продольной плоскости, позволяющие придать самолету подъемную силу, дополнительную к подъемной силе, создаваемой крыльями.

Поток воздуха, обтекающий аэродинамический профиль (фюзеляжа) сверху, имеет большее сужение, чем поток воздуха, обтекающий профиль снизу, поэтому скорость в верхнем потоке воздуха будет больше, чем в нижнем потоке воздуха (Ефимов В.В., Ефимова М.Г. Основы авиации. Часть 1. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. - М.: МГТУ ГА, 2012. - С. 31-34).

Это приводит к тому, что на верхней поверхности профиля (фюзеляжа) статическое давление будет меньше, чем на нижней поверхности в соответствии с законом Бернулли (Большая политехническая энциклопедия/ Авт. сост. В.Д. Рязанцев. - М.: Издательство «Мир и образование», 2011. С. 106).

Из-за разности статического давления над и под профилем фюзеляжа и возникает аэродинамическая подъемная сила.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению из уровня техники известен аэродинамический фюзеляж самолета, содержащий переднюю, основную и хвостовую части и выполненный в продольном сечении с несимметричным аэродинамическим профилем, при этом основная часть фюзеляжа в поперечном сечении выполнена с шириной, превышающей высоту, которая плавно уменьшается к хвостовой части (Патент РФ на изобретение №2174089, В64С 1/00, опубликовано 27.09.2001).

Однако данный фюзеляж самолета обладает низкой эффективностью создания подъемной силы т.к. не позволяет достичь повышения давления под нижней поверхностью фюзеляжа, а также оказывает высокое аэродинамическое лобовое сопротивление, т.к. снижение давления над верхней поверхностью фюзеляжа осуществляется за счет его выполнения с аэродинамическим профилем.

Задача изобретения состоит в существенном повышении эффективности создания подъемной силы фюзеляжем самолета путем обеспечения повышения давления под нижней поверхностью фюзеляжа, а также в снижении силы аэродинамического лобового сопротивления фюзеляжа путем возможности снижения давления над верхней поверхностью фюзеляжа без его выполнения с аэродинамическим профилем.

Сущность изобретения заключается в том, что для решения поставленной задачи путем указанного технического результата аэродинамический фюзеляж самолета, содержащий переднюю, основную и хвостовую части, при этом основная часть фюзеляжа в поперечном сечении выполнена с шириной, превышающей высоту, которая плавно уменьшается в сторону хвостовой части, отличается тем, что содержит два аэродинамических устройства, из которых первое жестко закреплено на верхней поверхности основной части фюзеляжа, а второе жестко закреплено на нижней поверхности основной части фюзеляжа, при этом первое аэродинамическое устройство содержит коробчатый четырехугольный корпус с верхней стенкой, выполненной со сквозными отверстиями, со сквозной щелевидной полостью, в продольном сечении увеличивающейся в сторону хвостовой части фюзеляжа, и содержит перегородки, расположенные продольно в сквозной щелевидной полости, при этом площадь проходного сечения выхода сквозной щелевидной полости равна или больше суммы площадей проходного сечения входа и проходных сечений всех сквозных отверстий, выполненных на верхней стенке коробчатого четырехугольного корпуса, а второе аэродинамическое устройство содержит коробчатый четырехугольный корпус с задней стенкой, с нижней стенкой, выполненной со сквозными отверстиями, со щелевидной полостью и содержит перегородки, расположенные продольно в щелевидной полости, при этом площадь проходного сечения входа щелевидной полости равна или меньше площадей проходных сечений всех сквозных отверстий, выполненных в нижней стенке коробчатого корпуса.

Кроме этого, аэродинамические устройства содержат заслонки для регулирования прохождения воздушного потока через щелевидные полости, расположенные на передних участках коробчатых корпусов.

Изобретение поясняется чертежами: фиг. 1 - аэродинамический фюзеляж самолета, вид сбоку; фиг. 2 - вид А на фиг. 1 (вид сверху); фиг. 3 - вид Б на фиг. 1 (вид снизу); фиг. 4 - вид В на фиг. 1 (вид спереди); фиг. 5 - вид Г на фиг. 1 (вид сзади); фиг. 6 - разрез Д-Д на фиг 1.

Аэродинамический фюзеляж самолета содержит переднюю часть (на чертежах не показана), основную часть 1 и хвостовую часть (на чертежах не показана). Основная часть 1 имеет верхнюю поверхность 2 и нижнюю поверхность 3. В поперечном сечении основная част 1 выполнена с шириной, превышающей высоту (фиг. 4 - фиг. 6), которая плавно уменьшается в сторону хвостовой части за счет выполнения верхней поверхности 2 с наклоном вниз в сторону хвостовой части (фиг. 1.

Аэродинамический фюзеляж содержит два аэродинамических устройства, из которых первое жестко закреплено на верхней поверхности 2 основной части 1, а второе жестко закреплено на нижней поверхности 3 основной части 1.

Аэродинамическое устройство, жестко закрепленное на верхней поверхности 2 содержит коробчатый четырехугольный корпус 4 с верхней стенкой 5, выполненной со сквозными отверстиями 6, со сквозной щелевидной полостью 7, в продольном сечении увеличивающейся в сторону хвостовой части фюзеляжа, и содержит перегородки 8, расположенные продольно в сквозной щелевидной полости 7. При этом площадь проходного сечения выхода сквозной щелевидной полости 7 равна или больше суммы площадей проходного сечения входа и проходных сечений всех сквозных отверстий 6, выполненных на верхней стенке 2 коробчатого четырехугольного корпуса 4.

Второе аэродинамическое устройство содержит коробчатый четырехугольный корпус 9 с задней стенкой 10, с нижней стенкой 11, выполненной со сквозными отверстиями 12, со щелевидной полостью 13 и содержит перегородки 14, расположенные продольно в щелевидной полости 13. При этом площадь проходного сечения входа щелевидной полости 13 равна или меньше площадей проходных сечений всех сквозных отверстий 12, выполненных в нижней стенке 11 коробчатого четырехугольного корпуса 9.

Кроме этого, аэродинамические устройства содержат заслонки для регулирования прохождения воздушного потока через щелевидные полости 7 и 13, расположенные на передних участках коробчатых четырехугольных корпусов 4 и 9 (на чертежах не показаны).

Изобретение используют следующим образом.

Во время передвижения (разбег, полет) самолета встречный воздушный поток воздействует на фюзеляж и разделяется на несколько потоков.

Верхний воздушный поток взаимодействует с аэродинамическим устройством, жестко закрепленным на верхней поверхности 2 основной части 1 фюзеляжа. Нижний воздушный поток взаимодействует с аэродинамическим устройством, жестко закрепленным на нижней поверхности 3 основной части 1 фюзеляжа.

Одна часть верхнего воздушного потока с определенной скоростью обтекает верхнюю стенку 5. а вторая часть со значительно большей скоростью проходит через сквозную щелевидную полость 7. Скорости воздушных потоков прямо пропорциональны скорости передвижения самолета. В соответствии с законом Бернулли в сквозной полости 7 давление будет значительно ниже по сравнению с давлением над верхней стенкой 5. Воздух через сквозные отверстия 6 будет подсасываться в полость 7, снижая давление над фюзеляжем самолета, которое будет ниже давления под фюзеляжем самолета. Благодаря этому самолету придается дополнительная подъемная сила.

Одна часть нижнего воздушного потока с определенной скоростью обтекает нижнюю стенку 11, а вторая часть с определенной скоростью поступает в щелевидную полость 13, которые прямо пропорциональны скорости перемещения (разбег, полет) самолета. Благодаря задней стенке 10 воздушный поток выходит из щелевидной полости 13 через сквозные отверстия 12 с определенной скоростью. В связи с этим давление под фюзеляжем самолета будет повышаться, что позволяет придать самолету подъемную силу в дополнение к подъемной силе, создаваемой крыльями.

Продольные перегородки 8 и 14 обеспечивают передвижение воздушных потоков через полости 7 и 13 без завихрений, а также обеспечивают продольную жесткость коробчатых щелевидных корпусов 4 и 9.

При достижении требуемой высоты самолетом посредством заслонок (на чертежах не показаны) частично перекрывают входы щелевидных полостей 7 и 13, снижая поступление в них воздушных потоков.

Таким образом, аэродинамический фюзеляж придает подъемную силу, дополнительную к подъемной силе, создаваемой крыльями, одновременно за счет снижения давления непосредственно над ним и за счет повышения давления непосредственно под ним.

За счет этого достигается возможность уменьшить размеры крыльев.

Аэродинамический фюзеляж самолета, содержащий переднюю, основную и хвостовую части, при этом основная часть фюзеляжа в поперечном сечении выполнена с шириной, превышающей высоту, которая плавно уменьшается в сторону хвостовой части, отличающийся тем, что содержит два аэродинамических устройства, из которых первое жестко закреплено на верхней поверхности основной части фюзеляжа, а второе жестко закреплено на нижней поверхности основной части фюзеляжа, при этом первое аэродинамическое устройство содержит коробчатый четырехугольный корпус с верхней стенкой, выполненной со сквозными отверстиями, со сквозной щелевидной полостью, в продольном сечении увеличивающейся в сторону хвостовой части фюзеляжа, и содержит перегородки, расположенные продольно в сквозной щелевидной полости, при этом площадь проходного сечения выхода сквозной щелевидной полости равна или больше суммы площадей проходного сечения входа и проходных сечений всех сквозных отверстий, выполненных на верхней стенке коробчатого четырехугольного корпуса, а второе аэродинамическое устройство содержит коробчатый четырехугольный корпус с задней стенкой, с нижней стенкой, выполненной со сквозными отверстиями, со щелевидной полостью и содержит перегородки, расположенные продольно в щелевидной полости, при этом площадь проходного сечения входа щелевидной полости равна или меньше площадей проходных сечений всех сквозных отверстий, выполненных в нижней стенке коробчатого корпуса.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способам и методам захвата и поражения беспилотных летательных аппаратов. Способ захвата малогабаритных беспилотных летательных аппаратов противника основан на уменьшение времени для захода на позицию БЛА для осуществления захвата БЛА.

Изобретение предназначено для захвата беспилотных летательных аппаратов и может быть использовано в интересах Министерства обороны, в частности в военной авиации.

Изобретение относится к авиатехнике. Способ создания движущей силы летательного аппарата характеризуется тем, что изменяют направление и значение движущей силы посредством регулирования скорости потока газа внутри корпуса, который формируют из непроницаемых боковых стенок.

Изобретение относится к области воздухоплавательной техники. Гибридный летательный аппарат содержит оболочку и двигатели с воздушными винтами.

Изобретение может быть использовано при изготовлении элементов жесткости и работающих на изгиб элементов из пластика, усиленного углеродными волокнами, для таких конструкций как самолет.

Группа изобретений относится к аэро- и гидродинамике обтекаемых тел. Способ управления конфигурацией обтекаемого тела включает придание обтекаемому телу кривизны профиля путем активизации соединенного с обтекаемым телом привода на основе сплава с эффектом памяти формы.

Изобретение относится к авиации. Способ регулирования подъемной силы летательного аппарата заключается в регулировании тяги двигателя летательного аппарата и изменении профиля крыла (1) или снижении давления в верхней части крыльев при посадке и взлете.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для формирования подъемной силы летательного аппарата (ЛА). Верхнюю часть крыла ЛА выполняют с системой отбортованных отверстий для отсоса пограничного слоя пневмонасосом.

Изобретение относится к реактивной технике. Покрытие мультипликатора инжекторного ускорителя состоит из плоских, скругленных по углам пластин, изготовленных из легкого, прочного, жаростойкого сплава металла, размерами от 30 мм до 70 мм, толщиной от 3 мм до 5 мм.

Изобретение относится к способам управления пограничным слоем на поверхности летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиационной и космической техники. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для решения задач управления пограничным слоем летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области аэродинамики и может быть использовано при конструировании летательных аппаратов, при организации перемещения судна в водной среде.

Самолет // 2288137
Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к области авиации. Перфорированная конструкция обшивки летательного аппарата с комбинированными отверстиями и демпфирующей полостью содержит наружную обшивку, имеющую множество пространственно распределенных перфорационных отверстий, проходящих через нее, выполненную с возможностью воздействия на нее воздушного потока, включающего в себя воздушное течение пограничного слоя, проходящее вдоль наружной поверхности.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП). СВВП содержит фюзеляж, высокорасположенное крыло.

Изобретение относится к авиационной технике. Устройство для управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата состоит из исполнительного блока (1), выполненного из установленных друг на друге снизу вверх нижней крышки, фигурной пластины, коллектора перепуска сжатого воздуха, распределительной прямоугольной пластины, коллектора выпуска сжатого воздуха и верхней прямоугольной крышки, воздухозаборника (8) с трубопроводом (9).

Пилон летательного аппарата для удержания двух- или трехконтурного турбореактивного двигателя (1) содержит верхнюю поверхность соединения с летательным аппаратом, две боковые стороны и подошву в своей нижней части.

Изобретение относится к авиации, в частности к способам управления пограничным слоем на аэродинамических поверхностях летательных аппаратов (ЛА). Управление пограничным слоем на аэродинамической поверхности ЛА обеспечивается за счет того, что в аэродинамической поверхности ЛА выполняют один или несколько каналов с входными отверстиями в виде воздухозаборников, которые располагают на передней кромке аэродинамической поверхности ЛА в области максимального давления набегающего потока.

Аэродинамический фюзеляж самолета содержит переднюю, основную и хвостовую части. Основная часть фюзеляжа в поперечном сечении выполнена с шириной, превышающей высоту, которая плавно уменьшается в сторону хвостовой части. Предусмотрено первое аэродинамическое устройство, которое жестко закреплено на верхней поверхности, и второе аэродинамическое устройство, которое жестко закреплено на нижней поверхности основной части фюзеляжа. Первое аэродинамическое устройство содержит коробчатый четырехугольный корпус с верхней стенкой, выполненной со сквозными отверстиями, со сквозной щелевидной полостью, в продольном сечении увеличивающейся в сторону хвостовой части фюзеляжа, и перегородки, расположенные продольно в сквозной щелевидной полости. Площадь проходного сечения выхода сквозной щелевидной полости равна или больше суммы площадей проходного сечения входа и проходных сечений всех сквозных отверстий, выполненных на верхней стенке коробчатого четырехугольного корпуса. Второе аэродинамическое устройство содержит коробчатый четырехугольный корпус с задней стенкой, с нижней стенкой, выполненной со сквозными отверстиями, со щелевидной полостью и перегородки, расположенные продольно в щелевидной полости. Площадь проходного сечения входа щелевидной полости равна или меньше площадей проходных сечений всех сквозных отверстий, выполненных в нижней стенке коробчатого корпуса. Изобретение направлено на повышение эффективности создания подъемной силы фюзеляжем самолета путем обеспечения повышения давления под нижней поверхностью фюзеляжа. 6 ил.

Наверх