САМОЛЕТ Российский патент 2007 года по МПК B64C39/10 

Изобретение относится к авиации, к конструированию самолета с повышенными аэродинамическими характеристиками за счет:

- проектирования фюзеляжа самолета по форме двух парабол:

У₁=K₁X^1/2; У₂=2R₀+K₂X^1/2;

касающиеся окружности радиусом R≥R₀ для транспортного самолета и R≤R₀ - для истребителя;

- проектирование крыла самолета малого удлинения, большей площади.

Известен самолет с несущим фюзеляжем, содержащим крыло, двигатель, фюзеляж, у которого ширина значительно превышает его высоту, в поперечном сечении имеет вогнутую форму фюзеляжа, ее нижняя поверхность уплощенной части фюзеляжа установлена под углом к продольной плоскости равной или более 4°, предпочтительно 7° [1].

Недостатком данной конструкции является желоб, который создает завихрения, приводящие к вибрации. Верхняя и нижняя поверхности фюзеляжа являются линейными и мало участвуют в образовании подъемной силы, а отклонение фюзеляжа от кольцевой формы снижает его прочность.

Известна лопасть воздушного винта /крыла, .../ [2, 3], где передняя и задняя кромки образуются по форме двух парабол:

У₁=K₁X^1/2; У₂=2R₀+K₂X^1/2. Профиль нижней и верхней лопасти образуется пересечением двух парабол:

У₃=K₃X^1/2; У₄=2R₀+K₄X^1/2, при этом плоскости пересекаются под острым углом на передней кромке.

Недостатком данной конструкции является то, что лопасть предназначена для вращения, что налагает на нее отдельные конструктивные отличия от неподвижного крыла.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Фюзеляж самолета мало участвует в создании подъемной силы, хотя площадь его соизмерима с площадью крыльев. Для повышения подъемной силы нижняя и верхняя поверхности фюзеляжа проектируются по формулам двух парабол:

У₁=K₁X^1/2; У₂=2R₀+K₂X^1/2;

касающиеся окружности радиусом R≥2R₀ - для транспортного самолета /ФИГ.1/ и R≤2R₀ - для истребителя /ФИГ.4/, центр которой расположен на расстоянии R=2/3L, где L - проекции длины фюзеляжа на координату X. Коэффициенты К₁ и К₂ рассчитываются по формулам:

К₁=У₁А/Х_1А ^1/2; К₂=(У_2В-2R₀)/X_2B ^1/2;

где точка А - точка пересечения перпендикуляра, восстановленного из точки l с линией угла атаки α. Точка А является нижней точкой окружности радиусом R, который откладывается на восстановленном перпендикуляре; верхняя точка пересечения окружности радиусом R с перпендикуляром будет точка В - точка пересечения параболы У₂ с окружностью. Для нахождения точек касания парабол У₁, У₂ с окружностью радиусы R задаются исходные данные построения фюзеляжа:

- угол атаки α≥7°;

- радиусы R₀ и R;

- проекция длины фюзеляжа на координату X-L;

- величина проекции l≤2/3L.

Определив коэффициенты К₁ и К₂ проводят параболы У₁ и У₂: это и будет профиль фюзеляжа /ФИГ.1, ФИГ.4/, который напоминает профиль крыла.

Крыло играет основную роль в подъемной силе самолета; его длина площадь, форма влияют на подъемную силу и определяют стоимость [3].

При конструировании крыла самолета используют параболу. Передняя кромка крыла образуется параболой:

У₁=K₁X²; или У₂=K₂X^1/2; касающиеся окружности радиусом R /ФИГ.7, ФИГ.8/, или эллипса [4] с параметрами большой и малой оси 2а, 2в соответственно /ФИГ.9, ФИГ.10/; центра окружности и центр эллипса при этом отстоят от начала координат на величину l≤2/3L, где

L - проекция длины крыла на координату X.

Изначально задаются следующие величины:

- L - проекции длины крыла на координату X;

- α - угол атаки; для скоростных самолетов - α≥35°, для малоскоростных - α≥10°;

- R - радиус окружности;

- 2а, 2в - параметры эллипса /основная ось параллельна оси фюзеляжа/;

- величина проекции l≤2/3L;

- М - длина крыла на стыке с фюзеляжем.

Находим величины коэффициентов К₁ и К₂ по формулам:

К₁=У_1A/X_1A ²; K₂=У_2A/X_2A ^1/2; где У_1A, X_1A, У_2A, X_2A - координаты точки А - точки касания парабол У₁, У₂ с окружностью или с эллипсом /ФИГ.7 ÷ ФИГ.9/. В отдельных случаях большая ось эллипса может быть сдвинута вперед на величину с≤2/3а, для увеличения площади крыла /ФИГ.6, ФИГ.10/. Крыло оборудуется закрылками /ФИГ.3 - 3, ФИГ.6 - 3, ФИГ.7 ÷ ФИГ.10 - 1/, и может оборудоваться предкрылками /ФИГ.9 - 2/. Поперечный профиль крыла образуется пересечением двух парабол: У₃=K₃X^1/2; У₄=K₄X^1/2+2R₀; /ФИГ.1, ФИГ.4/. Коэффициенты К₃, К₄ выбираются из величин К₃≥0,7; К₄≥/0,2÷0,8/К₃. Передняя кромка закруглена радиусом R≥R₀, для улучшения обтекаемости. Для уменьшения продольных колебаний продольный профиль крыла образуется по параболе: У₅=K₅X^1/2; где К₅≥0,7; конец крыла имеет загиб на угол β=60° для уменьшения индуктивных колебаний /ФИГ.2, ФИГ.5, ФИГ.11/. Крыло самолета оборудуется штангами /ФИГ.2-1, ФИГ.3-1, ФИГ.5-1, ФИГ.6-1/, которые треугольником охватывают конец и середину крыла; штанги соединяются с фюзеляжем демпфирующими устройствами в точке 2. Такая конструкция позволяет:

- взаимокомпенсировать продольные колебания крыльев;

- уменьшить продольные и поперечные колебания;

- передавать импульс подъемной силы на аэродинамический центр фюзеляжа.

На ФИГ.1, ФИГ.4 изображены профиль фюзеляжа транспортного самолета и истребителя соответственно. На ФИГ.2, ФИГ.5 изображены профиль /спереди/ самолетов транспортного и истребителя соответственно. На ФИГ.3, ФИГ.6 изображены в плане транспортный самолет и истребитель соответственно. На ФИГ.7 и ФИГ.8, ФИГ.9 и ФИГ.10 изображен принцип построения крыла с использованием параболы: У₁=K₁X²; и У₂=K₂X^1/2 касающиеся окружности радиусом R и эллипса /ФИГ.9/, сдвинутого вперед на величину с≤2/3a, /ФИГ.10/. На ФИГ.11 изображен продольный профиль крыла.

РАСЧЕТ ФЮЗЕЛЛЯЖА И КРЫЛА САМОЛЕТА

Параболообразная форма фюзеляжа создает повышенное давление на нижней кромке фюзеляжа и разрежение на верхней кромке при угле атаки α≥7°; в результате создается дополнительная подъемная сила, пропорциональная углу атаки, длине и диаметру фюзеляжа.

Проведенные на изготовленном макете при R=2R₀ сравнительные испытания показали, что подъемная сила возрастает примерно на 10% по сравнению с [1].

Подъемная сила крыла создается повышением давления на нижней кромке крыла и разрежением на верхней кромке крыла. Подъемная сила пропорциональна углу атаке /α⁷≥7°/ крыла, удлинению крыла и его площади.

Испытания, проведенные на макете крыла при 2R=Д, показали, что подъемная сила возрастает примерно на 15% по сравнению с [3], при уменьшении его длины на 1/5.

Испытания по измерению свободных колебаний крыла при применении продольной параболообразной формы крыла и штанги, охватывающей конец и середину крыла треугольником, показали снижение продольных и поперечных колебаний более чем на 50% по сравнению с [3].

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Патент 20896455 от 24 сентября 1994 г.

2. Патент 2228882 от 20 мая 2004 г.

3. Крыло - «БОЛЬШАЯ Советская энциклопедия» том 13. М.: Советская энциклопедия.

4. Справочник по математике. М.: Государственное изд. технической лит. 1987 г.

Изобретение относится к области авиации. Самолет содержит несущий фюзеляж, крыло и двигатель. Фюзеляж и крыло построены с использованием двух парабол. Крыло имеет штанги с демпфирующими устройствами в узлах крепления к аэродинамическому центру фюзеляжа. Использование парабол позволяет повысить аэродинамические качества самолета. 1 з.п. ф-лы, 11 ил.

1. Самолет, содержащий крыло, двигатель, несущий фюзеляж, отличающийся тем, что для повышения подъемной силы нижняя и верхняя поверхности фюзеляжа самолета образованы параболами по двум формулам

У₁=K₁X^1/2; У₂=K₂X^1/2+2R₀, которые касаются окружности радиусом R≥2R₀ - для транспортного самолета и R≤2R₀ - для истребителя, центр которой расположен на расстоянии l≤2/3L, где L - проекция длины фюзеляжа самолета на координату X;

изначально задаются величины:

угол атаки α≥7°; величина l≤2/3L; радиусы R₀ и R;

L - проекция длины фюзеляжа самолета на координату X;

коэффициенты K₁ и K₂ рассчитывают по формулам

K₁=Y_1A/X_1A ^1/2; K₂=(Y_2B-2R₀)/Х_2B ^1/2,

где Х_1A, Y_1A, Х_2B, Y_2B - расчетные координаты точек А и В касания парабол с окружностью радиусом R₀.

У₁=K₁X² или У₂=K₂Х^1/2, касающейся окружности радиусом R или эллипса с параметрами 2а, 2в; центры окружности и эллипса расположены на расстоянии l≤2/3L, где L - проекция длины крыла на координату X;

при этом изначально задают следующие величины:

L - проекция длины крыла на координату X;

α - угол атаки крыла;

М - длина стыка крыла с фюзеляжем;

l≤2/3L - величина проекции центра окружности, эллипса на координату X;

коэффициенты K₁ и K₂ рассчитывают по формулам

K₁=Y_1A/X_1A ²; K₂=Y_2A/X_2A ^1/2; где А - точка касания параболы с окружностью или эллипсом, координаты которой находятся расчетным путем;

продольный профиль крыла образован параболой Y=КХ^1/2,

где К≥0,7, и служит для уменьшения продольных колебаний; конец крыла имеет загиб на угол β≥60° для уменьшения индуктивных колебаний; конец и середина крыла охвачены штангами; штанги двух крыльев имеют совместный узел крепления с демпфирующими устройствами и прикреплены к фюзеляжу в точке аэродинамического центра самолета для уменьшения продольных и поперечных колебаний.