САМОЛЕТ Российский патент 1994 года по МПК B64C39/10 

Изобретение относится к самолетостроению и касается устройства самолета.

Известно устройство самолета, состоящего из фюзеляжа, центроплана, крыльев, стабилизаторов, гондол с размещенными в них двигателями и т. д.

В качестве аналога принят самолет ТУ-160 [1] .

Известная схема построения самолета обеспечивает низкие летные характеристики его.

1. Наличие длинного фюзеляжа ведет к необоснованным энергозатратам. Например, фюзеляж не несет полезной аэродинамической нагрузки (не создает подъемной силы), а приносит значительный вес, сопротивление и необходимость в стабилизаторах, вынесенных в невозмущенный поток и, опять таки, вносящих дополнительное собственное сопротивление, вес, усложнение конструкции. На взлете и посадке он затеняет хвостовое оперение, усложняя управление в самых ответственных этапах полета.

2. Крыло большого размера (удлинения) с максимумом утолщения в передней части хорды имеет значительное лобовое сопротивление, а в задней части хорды засасыванием создается авторотация, которую приходится парировать стреловидностью, стабилизатором глубины, центровкой, балансировкой, рулем глубины. У этого крыла центр давления зависит от угла атаки, что усложняет управление.

3. Гондолы двигателей дают суммарное сопротивление, близкое сопротивлению крыла, своими стыками с крылом.

Известен также самолет [2] , содержащий треугольный в плане осесимметричный корпус, двигательную установку и поверхности управления, установленные в кормовой части.

Однако форма корпуса и выполнение органов управления не позволяет достичь в полной мере высоких летных характеристик самолета.

В основе настоящего изобретения поставлена задача создания самолета, обладающего высокими летными характеристиками, простого по устройству.

Для достижения поставленной цели - улучшения летных характеристик - самолет выполнен в любом продольном сечении по кубической параболе с затупленной кормовой частью и углом стреловидности по передней кромке не менее 60о, а руль высоты выполнен в виде шарнирно закрепленной передней части корпуса, установленной с возможностью отклонения в вертикальной плоскости.

На фиг. 1 показан самолет, вид сбоку; на фиг. 2 - то же, вид сверху; на фиг. 3 - то же, вид сзади.

На фигурах: 1 - входное сопло, размещенное в корпусе самолета; 2 - выходное сопло, начиная от газовой турбины плавно переходит в сечение торца кормовой части корпуса; 3 - щиты управления и стабилизации, представляют собой части корпуса, закрепленные шарнирно своими передними частями на корпусе, имеют возможность отклоняться от нейтрали на угол управления, являются образующими выходного сопла (на фиг. 3 один щит показан в отклоненном положении); 4 - отражатели, изготовлены в виде пластин, лопаток, закреплены в сопле, на щитах управления; 5 - воздухозаборник, образован нижней поверхностью корпуса в виде желоба переменного сечения; 6 - двигатель, гондолы не имеет, закреплен в корпусе самолета; 7 - выход газовой турбины; 8 - руль высоты, является частью корпуса, шарниpно закрепленной в его передней части, в исходном положении отклонен вверх.

Самолет (фиг. 1 и 2) обладает осесимметричностью в плане, в профиле, чем исключено развитие моментов сил, создающих дестабилизацию полета.

Для получения оптимального коэффициента подъемной силы на дозвуковых скоростях полета имеет значение разность в кривизне поверхностей корпуса - верхней и нижней. Верхняя поверхность должна иметь большую кривизну. Разность кривизны достигнута коэффициентом при аргументе функции. Для скоростных самолетов разность кривизны не существенна. Клинообразное продольное сечение корпуса, образованное кубической параболой, направленное острым концом в сторону движения, обладает наименьшим сопротивлением (Н. Ф. Краснов "Аэродинамика тел вращения", Машиностроение, М. , 1964, с. 96, 250, 259, 543).

Порядок построения профиля продольного сечения: ветви параболы в плоскости чертежа, имея центром вращения вершину параболы, сближаются, пересекаясь, образуют клинообразное тело, имеющее наибольшее утолщение у вершины параболы.

Отложив на хорде профиля 10-15 утолщений, получим сечение профиля, имеющее удлинение 10-15, принятое современной аэродинамикой.

Поскольку задняя кромка корпуса имеет затупленный вид, то неизбежно возникновение донного давления (засасывания). Для его парирования и вторичного использования энергии отработавших газов предусмотрена особая конструкция выпускного сопла 2, которое, начинаясь у газовой турбины в виде кольца, вырождается в сечение задней кромки корпуса.

Такое сопло сближает скорость полета и скорость истечения газов. Выравнивание скорости истечения отработавших газов по площади задней кромки произведено отражателями 4. Следует заметить, что донное давление присутствует на всех типах летательных аппаратов, но самолетостроители свыклись с ним как с неистребимым досадным явлением. Воздухозаборник 6 начинается на передней кромке корпуса линией, образующей стреловидность, которая, перемещаясь параллельно себе самой в направлении двигателя, вырождается в срезанный эллипс, больший диаметр которого лежит в горизонтальной плоскости. Эллипс в свою очередь вырождается в окружность на входе в сопло 1. Воздухозаборник, будучи не явно выраженным и вытянутым по всей длине корпуса, не создает дестабилизирующего момента, обеспечивает повышенное давление на входе в двигатель.

Щиты управления и стабилизации 3 в количестве 4 шт. обеспечивают многовариантность управления как воздействием на встречный поток воздуха, так и на газовую струю двигателя, отклоняясь за профиль корпуса только на время управления.

Руль высоты 8 установлен на наибольшем расстоянии от центра тяжести, не затеняемый и поэтому наиболее эффективный. Он является частью корпуса и обеспечивает безопасность при аварийном состоянии самолета: а) обеспечивает автоматическую посадку в режиме автоколебаний со снижением скорости при отказе силовой установки, отклоняясь в исходное положение (вверх) при нейтральном состоянии его энергоносителя; б) при тех же условиях позволяет экипажу произвести посадку на ручном управлении.

Поскольку у симметричного тела условия самостабилизации возникают при превышении длины над шириной (при прочих равных условиях), то угол стреловидности самолета определен более чем 60о по передней кромке.

Таким образом, предложенный самолет обладает новыми качествами: минимальным лобовым сопротивлением, избавлен от сопротивления засасывания, не имеет деталей и частей, выступающих за его очертания и развивающих дестабилизирующие моменты; устойчив в полете и легок в управлении, так как центр давления не зависит от угла атаки, упрощена конструкция, облегчено изготовление. (56) Журнал "Крылья Родины", 1989 г. , N 10, с. 3,4.

Техническая информация ЦАГИ, 1970 го. , N 16, с. 2.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в конструкциях гиперзвуковых самолетов. Цель изобретения - улучшение летных характеристик. Цель достигается тем, что корпус самолета выполнен в любом продольном сечении по кубической параболе с затупленной кормовой частью и углом стреловидности по передней кромке не менее 60. Руль высоты выполнен в виде шарнирно-закрепленной передней части корпуса. 3 ил.

САМОЛЕТ, содержащий треугольный в плане осесимметричный корпус, двигательную установку и поверхности управления, установленные в кормовой его части, отличающийся тем, что, с целью улучщения летных характеристик, его корпус выполнен в любом продольном сечении по кубической параболе с затупленной кормовой частью и углом стреловидности по передней кромке не менее 60^o, а руль высоты выполнен в виде шарнирно закрепленной передней части корпуса, установленной с возможностью отклонения в вертикальной плоскости.