ТАКТИЧЕСКИЙ САМОЛЕТ С ПОВЫШЕННЫМИ АЭРОДИНАМИЧЕСКИМИ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ Российский патент 2023 года по МПК B64D33/02 B64C7/00 

Изобретение относится к области авиации, а именно к тактическим самолетам с повышенными аэродинамическими характеристиками на больших углах атаки.

Известен маневренный самолет, содержащий фюзеляж, стреловидное крыло, передние стреловидные наплывы, органы управления, шасси. Самолет характеризуется тем, что передние наплывы расположены в зоне сочленения головной и средней частей фюзеляжа и снабжены управляемыми поворотными поверхностями, при этом оси поворота управляемых поверхностей наплывов расположены перпендикулярно или под углом к продольной плоскости самолета (патент RU 2503584, опубл. 10.07.2013, МПК В64С 9/34, В64С 3/48).

Известен сверхзвуковой самолет, содержащий фюзеляж, имеющее стреловидный передний наплыв крыло, расположенную сверху в хвостовой части фюзеляжа силовую установку. Самолет характеризуется тем, что фюзеляж имеет затупленную носовую часть, передний наплыв крыла имеет дозвуковые передние кромки и поперечную V-образность 25°…27° с изломом по передней кромке, так что его корневая часть имеет стреловидность χ ПК=76°…78°, а концевая часть выполнена со стреловидностью χ ПК=70°…72°, консоли крыла, имеющие сверхзвуковые передние кромки, имеют поперечную V-образность -3°…2° и стреловидность χПК=43°…47° (патент RU 188859 U1, опубл. 25.04.2009, МПК В64С 30/00).

Известна аэродинамическая поверхность летательного аппарата, выполненная с аэродинамическим профилем и содержащая переднюю и заднюю кромки, верхнюю и нижнюю стороны, а также генераторы вихрей, выполненные с возможностью генерации вихревых структур, прилегающих к верхней или нижней сторонам аэродинамической поверхности, при этом передняя кромка аэродинамической поверхности образована последовательностью выступов и впадин с циклически изменяющимся местным углом стреловидности, а генераторы вихрей выполнены в виде участков передней кромки с наибольшими местными углами стреловидности. Поверхность характеризуется тем, что дополнительно содержит гребни, выступы передней кромки выполнены в виде зубьев, расположенных на некотором расстоянии друг от друга и имеющих клиновидную или листовидную форму, а впадины передней кромки выполнены в виде промежуточных зон, при этом входящие кромки зубьев имеют большие местные углы стреловидности и меньший средний минимальный радиус притупления, чем промежуточные зоны, каждое из сопряжений входящей кромки зуба с промежуточной зоной образует обращенный внутрь излом передней кромки, а гребни ориентированы по направлению потока воздуха и расположены попарно на верхней и нижней сторонах аэродинамической поверхности в непосредственной близости от обращенных внутрь изломов передней кромки (патент RU 2 667410, опубл. 19.09.2018, МПК В64С 3/28, В64С 23/06, В64С 31/02)

Известен самолет интегральной аэродинамической компоновки, содержащий двухдвигательную силовую установку, фюзеляж, снабженный наплывами, каждый из которых расположен над входом в воздухозаборник двигателя и включает управляемые поворотные части, крыло, консоли которого плавно сопряжены с фюзеляжем, горизонтальное и вертикальное оперение. Самолет характеризуется тем, что поворотная часть наплыва фюзеляжа выполнена в виде съемной антенной системы, включающей силовой каркас с обшивкой и состоящей из антенной и приборной секций (патент RU 2749175, опубл. 07.06.2021, МПК В64С 1/36, H01Q 1/28, H01Q 3/00).

Известен самолет интегральной аэродинамической компоновки, содержащий фюзеляж, крыло, консоли которого плавно сопряжены с фюзеляжем, горизонтальное и вертикальное оперение и двухдвигательную силовую установку. Самолет характеризуется тем, что фюзеляж снабжен наплывом, расположенным над входом в воздухозаборники двигателей и включающим управляемые поворотные части, средняя часть фюзеляжа выполнена уплощенной и образована в продольном отношении набором аэродинамических профилей, мотогондолы двигателей разнесены друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета по направлению полета (патент RU 2440916, опубл. 27.01.2012, МПК B64D 27/20, B64D 33/02.

У приведенных известных решений и других современных аналогах повышение несущей способности самолета на больших углах атаки достигнуто за счет надежного вихреобразования, для которого широко применяются наплывы крыла, либо дополнительно установленные вихрегенераторы на боковых поверхностях воздухозаборников. Однако данные технические решения обладают следующими недостатками, а именно происходит увеличение омываемой поверхности самолета, что приводит к увеличению его аэродинамического сопротивления и соответствующему снижению аэродинамических характеристик самолета.

Техническая задача, на достижение которой направлено изобретение, заключается в устранении недостатков известного уровня техники.

Технический результат заявленного изобретения заключается в снижении аэродинамического сопротивления самолета и повышении аэродинамических характеристик на больших углах атаки.

Приведенный технический результат достигается предлагаемым изобретением.

Тактический самолет с повышенными аэродинамическими характеристиками, содержит фюзеляж, крыло, воздухозаборник, силовую установку и бортовое оборудование. Самолет характеризуется тем, что крыло имеет трапециевидную форму, носовая часть фюзеляжа самолета состоит из верхней и нижней частей, вход воздухозаборника на виде спереди имеет U-образную форму, при этом воздухозаборник целиком охватывает всю нижнюю часть фюзеляжа самолета и имеет нижнюю кромку, боковые кромки, и кромки, примыкающие к фюзеляжу самолета, при этом боковые кромки входа воздухозаборника и кромки, примыкающие к фюзеляжу самолета, имеют обратную стреловидность и их плоскости при соединении образуют угол 65°-70°, кроме того нижняя кромка входа воздухозаборника выполнена не перпендикулярной оси летательного аппарата, а кромка соединения боковых сторон верхней и нижней частей фюзеляжа образована в виде пересечения плоскостей под углом 65°-70°. Также самолет характеризуется тем, что нижняя кромка воздухозаборника выполнена в виде клиновидных зубьев или в нижней кромке выполнен клиновидный вырез или нижняя кромка выполнена в виде клина.

Изобретение поясняется чертежом.

Фиг. 1 - вид самолета сбоку (носовая часть самолета), где: 1 - верхняя часть носовой части фюзеляжа самолета, 7 - нижняя часть носовой части фюзеляжа самолета, 6 - воздухозаборник, 4 - боковые кромки воздухозаборника, 5 - нижняя кромка воздухозаборника, 8 - кромка воздухозаборника, примыкающая к фюзеляжу самолета, 2 - кромка соединения боковых сторон верхней и нижней частей фюзеляжа, 3 - кромка, образованная соединением плоскостей боковой кромки входа воздухозаборника и кромки входа воздухозаборника, примыкающей к фюзеляжу самолета, 9 - ось самолета.

Фюзеляж самолета визуально представляет собой соединенные между собой верхнюю и нижнюю части фюзеляжа с образованием с обеих сторон самолета кромок с острым углом в месте соединения.

Для получения высоких несущих способностей на больших углах атаки самолету необходимо вихреобразование.

Необходимое вихреобразование на фюзеляже в заявленном изобретении обеспечивается без применения наплывов крыла за счет снижения угла раскрытия верхней и нижней частей носовой части фюзеляжа до значений 65° - 70°. Такое формообразование получено за счет размещения воздухозаборника двигателя с полным охватом всей нижней части фюзеляжа самолета. Острый угол раскрытия поверхностей фюзеляжа, а также обратная стреловидность боковых кромок воздухозаборника и кромок, прилегающих к фюзеляжу воздухозаборника, позволяют обеспечить надежное вихреобразование, необходимое для получения высоких несущих способностей на больших углах атаки.

В предлагаемой конструкции воздухозаборника все кромки имеют стреловидность и могут быть параллельны каким-либо элементам самолета (кромкам крыла, оперения и др.), при этом между входом воздухозаборника и поверхностью, на которой он расположен, не выполнена щель для слива пограничного слоя.

Боковые кромки входа воздухозаборника и кромки, примыкающие к фюзеляжу, имеют обратную стреловидность, что обеспечивает улучшение характеристик воздухозаборника при уменьшении расхода воздуха от максимального значения на всех числах Маха (далее - М) в пределах эксплуатационного диапазона.

Отсутствие дополнительных аэродинамических поверхностей, таких как наплывы крыла или вихрегенераторы на фюзеляже, позволяет снизить аэродинамическое сопротивление самолета в целом и повысить значения его аэродинамических характеристик. Предлагаемое техническое решение также направлено на обеспечение устойчивой работы силовой установки вплоть до числа М=2.1 с коэффициентом восстановления полного давления на входе в двигатель не ниже типового для нерегулируемых воздухозаборников и суммарной неоднородностью потока ниже максимально допустимой величины.

Изобретение относится к области авиации. Тактический самолет содержит фюзеляж, крыло, воздухозаборник, горизонтальное и вертикальное оперение, силовую установку и бортовое оборудование. Самолет характеризуется тем, что крыло имеет трапециевидную форму, носовая часть фюзеляжа самолета состоит из верхней и нижней частей, вход воздухозаборника на виде спереди имеет U-образную форму, при этом воздухозаборник целиком охватывает всю нижнюю часть фюзеляжа самолета и имеет нижнюю кромку, боковые кромки и кромки, примыкающие к фюзеляжу самолета, при этом боковые кромки входа воздухозаборника и кромки, примыкающие к фюзеляжу самолета, имеют обратную стреловидность и их плоскости при соединении образуют угол 65-70°, кроме того, нижняя кромка входа воздухозаборника выполнена неперпендикулярной оси самолета, а кромка соединения боковых сторон верхней и нижней частей фюзеляжа образована в виде пересечения плоскостей под углом 65-70°. Изобретение позволяет повысить маневренность самолета. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Тактический самолет, содержащий фюзеляж, крыло, воздухозаборник, силовую установку и бортовое оборудование, отличающийся тем, что крыло имеет трапециевидную форму, носовая часть фюзеляжа самолета состоит из верхней и нижней частей, вход воздухозаборника на виде спереди имеет U-образную форму, при этом воздухозаборник целиком охватывает всю нижнюю часть фюзеляжа самолета и имеет нижнюю кромку, боковые кромки и кромки, примыкающие к фюзеляжу самолета, при этом боковые кромки входа воздухозаборника и кромки, примыкающие к фюзеляжу самолета, имеют обратную стреловидность и их плоскости при соединении образуют угол 65-70°, кроме того, нижняя кромка входа воздухозаборника выполнена неперпендикулярной оси самолета, а кромка соединения боковых сторон верхней и нижней частей фюзеляжа образована в виде пересечения плоскостей под углом 65-70°.

2. Тактический самолет по п. 1, отличающийся тем, что нижняя кромка воздухозаборника выполнена в виде клиновидных зубьев.

3. Тактический самолет по п. 1, отличающийся тем, что в нижней кромке выполнен клиновидный вырез.

4. Тактический самолет по п. 1, отличающийся тем, что нижняя кромка выполнена в виде клина.