ГИПЕРЗВУКОВОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Российский патент 2014 года по МПК B64C30/00 B64C5/12 

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

В настоящее время конструкторы многих стран мира проектируют гиперзвуковые самолеты с прямоточными воздушно-реактивными двигателями и расширяющимся соплом, расположенным под нижней панелью хвостовой части фюзеляжа (см. патент США №3211401, класс 24453 за 1964 г., патент Англии №10291006, класс B7G за 1966 г.).

Применение сопла в хвостовой части фюзеляжа позволяет существенно увеличить тягу двигателя на гиперзвуковых скоростях полета за счет до расширения газа, выходящего из сопла двигателя. Так, например, согласно проведенным теоретическим расчетам, при полете самолета при скорости, соответствующей числу M=6, где M - скорость звука, дополнительная тяга двигателя увеличивается на 30%.

Однако при этом от работы сопла возникает неблагоприятный пикирующий аэродинамический (газодинамический) момент, который приводит к значительной потере аэродинамического качества самолета на крейсерских скоростях полета, а зачастую - к невозможности его стабильного полета вследствие интенсивного вращения самолета вокруг его поперечной оси.

Наиболее близким конструктивным решением, позволяющим парировать неблагоприятный аэродинамический (газодинамический) момент от сопла самолета, является переднее выдвижное горизонтальное оперение сверхзвукового истребителя-перехватчика ВВС Франции (№1601027, класс B64с), который имеет максимальную скорость полета, соответствующую числу M=2, и может совершать маневры с перегрузкой, равной 9.

Как заявленном изобретении, так и в прототипе по патенту Франции №1601027 имеются выдвижные плоскости, размещенные в носовой части фюзеляжа.

Существенным недостатком указанной конструкции является то, что она может применяться только на дозвуковых скоростях полета, т.е. до числа M<1 (см. фиг.2 патента Франции №1601027).

Нагрузка на переднее горизонтальное оперение возрастает пропорционально квадрату скорости летательного аппарата. Так, при скорости полета летательного аппарата, равного числу М=6, нагрузка на переднее горизонтальное оперение по сравнению с полетом при числе М=1 увеличивается в 36 раз, что неизбежно приведет заклиниванию конструкции по патенту Франции №1601027 при полете на сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях.

Указанный недостаток устраняется тем, что в носовой части летательного аппарата имеются выдвижные плоскости 7 на роликах 10 для выхода по желобу 11 из фюзеляжа 1.

Работа устройства происходит следующим образом: на дозвуковых скоростях полета (число M<1) переднее горизонтальное оперение 7 летательного аппарата находится в исходном положении "г", т.е. убрано внутрь фюзеляжа 1 (см. фиг.5). В этом случае управление летательным аппаратом в продольной плоскости осуществляется элеронами 6 (см. фиг.2).

По мере увеличения скорости полета при помощи бустера 16, жестко соединенного с фюзеляжем 1 и его силовыми элементами 13 при помощи силового кронштейна 14, вращающегося вокруг оси 8, происходит выдвижение плоскостей 7 в набегающий поток воздуха, которые занимают последовательно позиции "д", "е" и т.д. (см. фиг.5, 6).

При этом происходит выдвижение в набегающий поток воздуха плоскостей 7, которые на роликах 10 выдвигаются из фюзеляжа 1 наружу, выходя из желоба 11, имеющего криволинейный изгиб (см. 5, 6).

Так как при гиперзвуковых скоростях полета на выдвижные плоскости 7 действуют значительные нагрузки, предусмотрено усиление конструкции фюзеляжа 1 за счет силовых элементов 12 (см. 6).

В зависимости от скорости, высоты полета и угла атаки задается закон выдвижения плоскостей 7 из фюзеляжа 1 в набегающий поток воздуха. В соответствии с этим законом пилот или автомат регулировки выдвижения плоскостей 7 из фюзеляжа 1 изменяет положение плоскостей 7, последовательно перемещая их из позиции "г" в позиции "д ", "е " и т.д.

Изобретение поясняется следующими чертежами и расчетами:

стр.1, фиг.1 - вид сбоку на гиперзвуковой летательный аппарат,

стр.1, фиг.2 - вид в плане,

стр.1, фиг.3 - вид спереди,

стр.2, фиг.4 - общий вид гиперзвукового летательного аппарата в изометрии, где 1 - фюзеляж, 2 - крыло, 3 - воздухозаборник, 4 - сопло, 5 - киль, 6 - элероны, 7 - переднее горизонтальное оперение, 17 - центр тяжести гиперзвукового летательного аппарата,

стр.3, фиг.5 - место "А" на фиг.2,

стр.3, фиг.6 - сечение по "В-В" на фиг.5,

стр.4, фиг.7 - схема сил, действующих на гиперзвуковой летательный аппарат,

где: Yла - суммарная подъемная сила летательного аппарата, 17 - центр его тяжести, Gла - вес летательного аппарата, Rc - вектор суммарной тяги сопла, Yс - вертикальная составляющая вектора тяги сопла, Pc - горизонтальная составляющая вектора тяги сопла, mzc - коэффициент суммарного продольного момента сопла, Rпл - суммарный вектор подъемной силы переднего горизонтального оперения 7, Yпл - вертикальная составляющая вектора подъемной силы переднего горизонтального оперения, Xпл - горизонтальная составляющая вектора подъемной силы переднего горизонтального оперения (сопротивление оперения), Mzпл - кабрирующий момент от переднего горизонтального оперения, б=0-3 - угол заклинения переднего оперения относительно продольной оси летательного аппарата - определяется конструктивными особенностями носовой части летательного аппарата, размещением в ней пилотов и их кабины, радара, крейсерской скоростью полета (числом М).

стр.4, фиг.7 - сравнительный график эффективности Mz в продольной плоскости элеронов 6 (элевонов) и выдвижного переднего горизонтального оперения 7 в зависимости от скорости полета (числа M) при равных площадях, равных 0,1% от площади основного (базового) крыла летательного аппарата, т.е. без учета площади бортового наплыва крыла.

Технический результат достигается путем размещения в носовой части летательного аппарата выдвижных плоскостей на роликах для выхода по желобу из фюзеляжа, которые компенсируют неблагоприятный аэродинамический (газодинамический) момент, возникающий вследствие взаимодействия струи двигателя с соплом, что препятствует заклиниванию выдвижных плоскостей на сверх- и гиперзвуковых скоростях полета, что является существенным для улучшения продольной балансировки.

Гиперзвуковой летальный аппарат осуществляется путем размещения в носовой части летательного аппарата выдвижных плоскостей 7 на роликах 10 для выхода по желобу 11 из фюзеляжа 1, которые компенсируют неблагоприятный аэродинамический (газодинамический) момент, возникающий вследствие взаимодействия струи двигателя с соплом 4.

Изобретение относится к авиационной технике. Гиперзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с соплом, расположенным под нижней панелью хвостовой части фюзеляжа, крыло, киль и воздухозаборник, расположенный под фюзеляжем в его хвостовой части снизу. В носовой части летательного аппарата смонтированы выдвижные плоскости на роликах для выхода по желобу из фюзеляжа, которые компенсируют неблагоприятный момент, возникающий вследствие взаимодействия струи газа из сопла двигателя. Изобретение направлено на улучшение продольной балансировки. 8 ил.

Гиперзвуковой летательный аппарат, содержащий фюзеляж, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с соплом, расположенным под нижней панелью хвостовой части фюзеляжа, крыло, киль, воздухозаборник, расположенный под фюзеляжем в его хвостовой части снизу, отличающийся тем, что в носовой части летательного аппарата смонтированы выдвижные плоскости на роликах для выхода по желобу из фюзеляжа, которые компенсируют неблагоприятный момент, возникающий вследствие взаимодействия струи газа из сопла двигателя.