НОСОВАЯ ЧАСТЬ ФЮЗЕЛЯЖА ВЫСОКОСКОРОСТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ Российский патент 1997 года по МПК B64C1/00 B64C1/14 

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано в решении технической задачи согласования планера высокоскоростного летательного аппарата с двигательной установкой, включающей в себя маршевый воздушно-реактивный двигатель со входным устройством под фюзеляжной и боковой компоновки.

Известна носовая часть фюзеляжа гиперзвукового самолета для полетов с числом Маха, равным 10 [1] Нижняя поверхность этой носовой части фюзеляжа ограничена по направлению течения входным устройством маршевого воздушно-реактивного двигателя подфюзеляжной компоновки и передней кромкой, по которой она соединяется с верхней поверхностью носовой части фюзеляжа. Передняя кромка выполнена по двум симметричным относительно базовой плоскости фюзеляжа обводам, исходящим из передней точки фюзеляжа. При этом горизонтальная проекция каждого из этих обводов состоит из дуги кривой второго порядка, обращенной выпуклостью наружу контура горизонтальной проекции носовой части фюзеляжа. Профиль этой нижней поверхности в базовой плоскости фюзеляжа состоит из дуги кривой второго порядка, обращенной выпуклостью вниз, а ее поперечное сечение представляет собой нижнюю половину эллипса с соотношением длин горизонтально и вертикальной полуосей, равным 7.

Недостатки такого устройства носовой части фюзеляжа заключаются в том, что форма передней кромки, соединяющей ее нижнюю и верхнюю поверхности, способствует существенными потерям полного давления в формируемом потоке воздуха, притекающим ко входному устройству массового воздушно-реактивного двигателя, при его прохождении головного скачка уплотнения, снижению величины коэффициента расхода воздухозаборника входного устройства и увеличению скорости формируемого потока перед входным устройством.

Отмеченные недостатки могут быть частично устранены путем иного выполнения передней кромки носовой части фюзеляжа, соединяющей ее нижнюю и верхнюю поверхности по двум симметричным относительно базовой плоскости фюзеляжа обводам, горизонтальные проекции которых обращены выпуклостью на наружу, а внутрь контура горизонтальной проекции носовой части фюзеляжа. Из таких устройств наиболее близкой по технической сущности и достигаемым результатам к данному изобретению является носовая часть фюзеляжа гиперзвукового самолета с числом Маха крейсерского полета от 6 до 8,5, модифицированная концепция [2] Нижняя поверхность этой носовой части фюзеляжа ограничена по направлению течения входным устройством маршевого воздушно-реактивного двигателя подфюзеляжной компоновки и передней кромкой, соединяющей ее с верхней поверхностью носовой части фюзеляжа. Передняя кромка выполнена по двум симметричным относительно базовой плоскости фюзеляжа обводам, исходящим из передней точки носка фюзеляжа. При этом горизонтальная проекция каждого из этих обводов состоит по направлению течения из сопрягающихся между собой отрезка прямой и четырех дуг кривых второго порядка, обращенных выпуклостью внутрь контура горизонтальной проекции носовой части фюзеляжа. Профиль этой поверхности базовой плоскости фюзеляжа состоит по направлению течения из отрезка прямой и четырех обращенный выпуклостью вверх дуг кривых второго порядка, сопрягающихся между собой. Поперечное сечение поверхности представляет собой нижнюю половину эллипса с соотношением длин горизонтальной и вертикальной осей, убывающим по направлению течение от 1 до 0,8. Данное решение принято за прототип.

Недостатки данного устройства носовой части фюзеляжа заключаются в том, что форма передней кромки, соединяющей ее нижнюю и верхнюю поверхности, способствует уменьшению ее полезного объема, увеличению лобового сопротивления и потребного расхода топлива, соответствующего расходу воздуха в трубке тока, притекающей к передним кромкам входного устройства маршевого воздушно-реактивного двигателя.

Техническим результатом изобретения является улучшение летно-технических характеристик высокоскоростного летательного аппарата путем оптимизации формирования потока воздуха, притекающего ко входному устройству маршевого воздушно-реактивного двигателя подфюзеляжной и боковой компоновки. Указанный технический результат достигается тем, что у известной носовой части фюзеляжа высокоскоростного летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем, имеющем входное устройство с воздухозаборником подфюзеляжной и боковой компоновки, передняя кромка, соединяющая ее нижнюю и верхнюю поверхности, на участке между носком фюзеляжа и входным устройством воздушно-реактивного двигателя выполнена по двум симметричным относительно базовой плоскости фюзеляжа обводам, горизонтальная проекция каждого из которых состоит из трех смежных дуг кривых, имеющих в точках сопряжения общие касательные, причем первая от горизонтальной проекции носка фюзеляжа дуга обращена выпуклостью внутрь, промежуточная дуга обращена выпуклостью наружу, а третья дуга обращена выпуклостью внутрь контура горизонтальной проекции носовой части фюзеляжа.

На фиг. 1 дана фронтальная проекция летательного аппарата без кормовой части; на фиг. 2 -соответствующая горизонтальная проекция; на фиг.3 -поперечное сечение А-А на фиг.1.

На носовой части фюзеляжа 1 летательного аппарата крепятся крыло 2 и входное устройство маршевого воздушно-реактивного двигателя 3; на чертежах обозначены точки соединения контура горизонтальной проекции носка фюзеляжа с горизонтальными проекциями симметричных относительно базовой плоскости фюзеляжа обводов, по которым выполнена передняя кромка носовой части фюзеляжа, соединяющая ее нижнюю и верхнюю поверхности, на участке между носком и входным устройством 4 и 5; первая, вторая и третья дуги горизонтальных проекция этих обводов 6, 7, 8 и 9, 10, 11 соответственно.

Длины хорд дуг 6, 7, 8 и 9, 10, 11 и их другие геометрические параметры не имеют существенного значения для уточнения изобретения. Конкретные сочетания значений этих параметров определяют лишь различные варианты исполнения носовой части фюзеляжа без изменения существа заявленного технического решения. При очень малых относительных размерах дуга 7 практически вырождается в точку излома контура горизонтальной проекции между первой 6 и третье 8 дугами. В этом случае и дуга 10 практически вырождается в точку излома контура горизонтальной проекции между дугами 9 и 11.

Следует отметить, что чем более затуплена передняя кромка носовой части фюзеляжа, соединяющая ее нижнюю и верхнюю поверхности, и чем ближе к этой кромке расположено входное устройство маршевого воздушно-реактивного двигателя, тем в большей мере проявляется сущность изобретения.

Работа носовой части фюзеляжа заключается в следующем.

Сверхзвуковой набегающий поток встречается с поверхностью носовой части фюзеляжа с образованием головного скачка уплотнения. Возмущенное течение за головным скачком уплотнения взаимодействует с внешней поверхностью летательного аппарата при ее дальнейшем обтекании. При этом на обтекаемой поверхности по направлению течения нарастает пограничный слой, в области возмущенного сверхзвукового течения распространяются волны сжатия и расширения, образуемые при обтекании выпуклых внутрь и наружу участков этой поверхности, а на саму поверхность действуют распределенные силы давления и трения. Формируемый поток воздуха, притекающий ко входному устройству маршевого воздушно-реактивного двигателя подфюзеляжной и боковой компоновки, претерпевает сжатие в головном скачке уплотнения с отклонением вниз и от базовой плоскости фюзеляжа. Далее формируемый поток воздуха затормаживается с отклонением вниз и от базовой плоскости фюзеляжа в слабых волнах сжатия или скачках уплотнения при обтекании выпуклых внутрь участков нижней поверхности носовой части фюзеляжа, в том числе соответствующих дугам 6 и 9, причем интенсивнее, чем у прототипа. Затем в отличие от прототипа формируемый поток ускоряется в волнах расширения с отклонением вверх и к базовой плоскости фюзеляжа при обтекании выпуклых наружу участков нижней поверхности носовой части фюзеляжа, соответствующих дугам 7 и 10, и снова затормаживаются с отклонением вниз и от базовой плоскости фюзеляжа в слабых волнах сжатия или скачках уплотнения при обтекании выпуклых внутрь участков нижней поверхности носовой части фюзеляжа, в том числе соответствующих дугам 8 и 11. Носовая часть фюзеляжа 1 с описанной передней кромкой, соединяющей ее нижнюю и верхнюю поверхности, отличается от прототипа более выгодным с точки зрения летно-технических характеристик сочетанием полезного объема сил давления и трения, действующих на обтекаемые поверхности летательного аппарата, и параметров формируемого потока воздуха, притекающего ко входному устройству маршевого воздушно-реактивного двигателя.

Использование: изобретение относится к авиационной и ракетной технике и, в частности, к высокоскоростным летательным аппаратам. Сущность: носовая часть фюзеляжа высокоскоростного летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем, имеющим входное устройство с воздухозаборником подфюзеляжной и боковой компоновки, содержит переднюю кромку, соединяющую ее нижнюю и верхнюю поверхности, на участке между носком фюзеляжа и входным устройством воздушно-реактивного двигателя, выполненную по двум симметричным относительно базовой плоскости фюзеляжа обводам, горизонтальная проекция каждого из которых состоит из трех смежных дуг кривых, имеющих в точках сопряжения общие касательные, причем первая от горизонтально проекции носка фюзеляжа дуга обращена выпуклостью внутрь, промежуточная дуга обращена выпуклостью внутрь контура горизонтальной проекции носовой части фюзеляжа. 3 ил.

Носовая часть фюзеляжа высокоскоростного летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем, имеющим входное устройство с воздухозаборником подфюзеляжной и боковой компоновки, отличающаяся тем, что передняя кромка, соединяющая ее нижнюю и верхнюю поверхности, на участке между носком фюзеляжа и входным устройством воздушно-реактивного двигателя выполнена по двум симметричным относительно базовой плоскости фюзеляжа обводам, горизонтальная проекция каждого из которых состоит из трех смежных дуг кривых, имеющих в точках сопряжения общие касательные, причем первая от горизонтальной проекции носка фюзеляжа дуга обращена выпуклостью внутрь, промежуточная дуга обращена выпуклостью наружу, а третья дуга обращена выпуклостью внутрь контура горизонтальной проекции носовой части фюзеляжа.