RU196671U1 - Сверхзвуковой пассажирский самолет - Google Patents
Сверхзвуковой пассажирский самолет Download PDFInfo
- Publication number
- RU196671U1 RU196671U1 RU2019137978U RU2019137978U RU196671U1 RU 196671 U1 RU196671 U1 RU 196671U1 RU 2019137978 U RU2019137978 U RU 2019137978U RU 2019137978 U RU2019137978 U RU 2019137978U RU 196671 U1 RU196671 U1 RU 196671U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuselage
- wing
- transverse
- aircraft
- supersonic
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C30/00—Supersonic type aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области авиации, в частности гражданским сверхзвуковым самолетам (ГСС) с низким уровнем звукового удара (ЗУ).Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, соединенный с, имеющим стреловидный передний наплыв, крылом, расположенную сверху в хвостовой части фюзеляжа силовую установку, содержащую две пары инверсных воздухозаборников, разделенных вертикальным клином слива пограничного слоя, спарку четырех двигателей и сопел, горизонтальное и два вертикальных оперения, шасси, фюзеляж с затупленной носовой частью, передний наплыв крыла, имеющий поперечную V-образность, выполнен с изломом по передней кромке, консоли крыла, имеющие сверхзвуковые передние кромки, имеют небольшую отрицательную или нулевую поперечную V-образность и стреловидность, инверсные воздухозаборники выполнены с системой отсоса пограничного слоя с клиньев слива, четырехдвигательная силовая установка с плоскими регулируемыми косыми соплами, с регулированием площади критического сечения сопла и эжектором, установлена между двумя килями, снабженными рулями направления, а поворотное горизонтальное оперение размещено в хвостовой части фюзеляжа, имеющего две подсечки перед воздухозаборником, одна их которых выполнена в виде поверхности с положительной поперечной V-образностью и закруглением в плоскости симметрии самолета, а вторая - с отрицательной поперечной V-образностью и закруглением в плоскости симметрии.Полезная модель предназначена для разработки аэродинамической схемы и основных элементов перспективных ГСС с максимальной взлетной массой 250-270 т с низким уровнем звукового удара, способных обеспечить высокий уровень летно-технических и экологических характеристик, безопасность эксплуатации на всех режимах полета.
Description
Полезная модель относится к сверхзвуковым пассажирским самолетам (СПС) с низким уровнем звукового удара (ЗУ), предназначенным для совершения крейсерского сверхзвукового полета над населенной сушей. Полезная модель предназначена для создания СПС с максимальной взлетной массой 250-270 тонн. Также полезная модель имеет уровень звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полете не более 75 dBA. Шум при взлете и посадке соответствует действующим нормам ИКАО для реактивной гражданской авиации.
Из теории звукового удара известно, что специальная трансформация N-образной ударной волны может обеспечить существенное снижение интенсивности ударной волны и уровня громкости звукового удара. Максимальный эффект достигается при трансформации как положительной, так и отрицательной фазы сигнатуры избыточного давления в ударной волне. При этом перепады избыточного давления в головной и замыкающей частях ударной волны должны быть меньше максимальных значений в положительной и отрицательной фазах по абсолютной величине. Такая сигнатура избыточного давления в ударной волне близка по форме к сигнатуре ударной волны от эквивалентного летательному аппарату телу вращения с минимальным теоретическим значением уровня громкости звукового удара. Причем, эквивалентного по массе, длине и полетным параметрам - числу Маха и высоте полета ЛА. В современной технической литературе такие ударные волны называют модифицированными.
Уровень громкости ЗУ известных сверхзвуковых пассажирских самолетов первого поколения с максимальной взлетной массой около 190 тонн, с Мкрейс≈2.0, в начале крейсерского сверхзвукового полета составлял примерно 105 dBA, перепад избыточного давления в головной ударной N-образной волне ΔР≈130 Па. Параметр погонной нагрузки по длине фюзеляжа (отношение массы самолета к длине его фюзеляжа) СПС первого поколения составлял около G/L≈3 т/м. Рассматриваемый параметр погонной нагрузки характеризует теоретическую возможность реализации минимальных значений уровня звукового удара. Очевидно, что уровень громкости ЗУ, при увеличении взлетной массы компоновок самолета с подобными формами и взаимным размещением основных элементов, может составить более 105 dBA. В таком случае и перепад избыточного давления в головной ударной N-образной волне ΔР>130 Па. Теоретически, перепад избыточного давления в головной ударной N-образной волне пропорционален значению квадратного корня массы летательного аппарата (ЛА) ΔP~G0.5. Уровень громкости звукового удара не более 75 dBA теоретически достижим для подобных компоновок (с N-образной ударной волной) при массе ЛА не более 25 т. Таким образом, простое масштабирование размерности самолета, с заимствованием компоновочных решений от сверхзвуковых пассажирских самолетов первого поколения, не может дать желаемого результата. Кроме рационального выбора величины параметра погонной нагрузки G/L, необходимо существенно изменить аэродинамическую компоновку ЛА, например, форму фюзеляжа, крыла, положения оперения.
В настоящее время отсутствую современные проекты пассажирских сверхзвуковых ЛА с максимальной взлетной массой более 100 тонн. Проекты существующих гражданских сверхзвуковых самолетов (СПС первого поколения с максимальной взлетной массой более 100 т) не обеспечивают в крейсерском сверхзвуковом полете уровень громкости ЗУ равный 75 dBA и меньше.
Полезная модель предназначена для создания СПС с максимальной взлетной массой 250-270 тонн. Крейсерский сверхзвуковой полет осуществляется при числе М=1.6-1.8 на высотах Н=14-18 км. Уровень звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полете не более 75 dBA. Шум при взлете и посадке соответствует действующим нормам ИКАО. Параметр погонной нагрузки СПС составляет G/L≈2.65-2.75 т/м.
Известен аналог, относящийся к сверхзвуковым административным самолетам (патент RU 2391254 С2, МПК В64С 30/00, В64С 1/38, 2008). Этот сверхзвуковой административный самолет (САС) содержит фюзеляж, стреловидное крыло, вертикальное оперение, шасси и силовую установку, состоящую из двух двигателей, сверхзвуковых воздухозаборников и сопел. Передняя часть фюзеляжа выполнена с уплощенным носовым обтекателем, который плавно сопрягается с кабиной пилотов и пассажирским салоном с круговыми сечениями. Передняя кромка корневой секции крыла выполнена закругленной и плавно сопрягается с фюзеляжем. Задняя кромка корневой секции крыла выполнена с изломом. На конце выступающей за вертикальное оперение части выполнен руль высоты, который объединен с горизонтальным оперением с относительной площадью 3% от площади крыла. Крыло выполнено с углом поперечного V (с положительной поперечной V-образностью 3-9°). Сверхзвуковые воздухозаборники размещены над верхней поверхностью крыла по бокам фюзеляжа, а перед воздухозаборниками крыло и фюзеляж выполнены с поджатием. Перед воздухозаборниками выполнены перфорированные участки для забора пограничного слоя. Сверхзвуковые воздухозаборники содержат механизм управляемого перепуска воздуха из канала слива пограничного слоя в канал воздуховода к двигателю. Критическое сечение сверхзвукового сопла расположено над верхней поверхностью фюзеляжа между двумя килями вертикального оперения. Плоское сопло выполнено с поворотной верхней створкой. Хвостовая часть фюзеляжа плавно переходит в плоскую в поперечном направлении поверхность и заканчивается рулем высоты. Хвостовой руль высоты содержит механизм смещения его вниз на взлетно-посадочных режимах.
Оценки влияния, предлагаемых авторами САС, технических решений на уровень звукового удара на земле в виде формы сигнатур избыточного давления или оценок громкости звукового удара не представлены. Носовая часть фюзеляжа САС, в виду ее «уплощенной» формы, не обеспечит возможности реализации низких значений перепада избыточного давления в головной части ударной волны (ΔРГЧ) на земле (не более 25 Па) от начала и до конца крейсерского сверхзвукового полета. Предложенная авторами САС, поперечная V-образность крыла не обеспечит плавного нарастания положительных значений избыточного давления (ΔР) от значений в головной ударной волне до максимального значения (ΔРmах) в течении более 20 мс, приемлемые путевые и поперечные характеристики устойчивости на режимах взлета и посадки с боковым ветром до 20 м/с.
Известен сверхзвуковой деловой самолет (СДС), описанный в патенте RU 2212360 С1, МПК В64С 30/00, В64С 1/00, 2003. СДС выполнен по аэродинамической схеме «утка» (с передним горизонтальным оперением. Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, крыло, расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку с установленным на ней вертикальным оперением, шасси. В месте соединения фюзеляжа с крылом на верхней части фюзеляжа выполнен косой срез, переходящий в горизонтальную площадку (подсечку), на которой расположены воздухозаборники силовой установки. Варианты отличаются различной поперечной V-образностью по размаху крыла. В первом случае корневая часть крыла с передним наплывом имеют нулевую поперечную V-образность, а консоли крыла со сверхзвуковыми передними кромками имеют положительную поперечную V-образность. Во втором случае корневая часть крыла с передним наплывом имеют положительную поперечную V-образность, большую, чем имеют консоли крыла. Изобретение направлено на улучшение шумовых характеристик. По мнению авторов, летательный аппарат, выполненный по предложенным схемам, будет иметь лучшие характеристики по уровню шума на местности по сравнению с аналогами и меньшие параметры звукового удара.
Расчетные оценки влияния технических решений СДС (RU 2212360 С1, МПК В64С 30/00, В64С 1/00, 2003) на уровень звукового удара на земле не представлены. Форма в плане наплыва крыла, предлагаемая в СДС, не обеспечивает приемлемые путевые и поперечные характеристики устойчивости на режимах взлета и посадки с боковым ветром до 20 м/с. Кроме того, СДС выполнен в аэродинамической схеме утка (с передним горизонтальным оперением), что ухудшает характеристики перепада избыточного давления в головной части ударной волны (ΔРГЧ) на земле от начала и до конца крейсерского сверхзвукового полета. Аэродинамическая схема СДС с передним горизонтальным оперением не позволяет рассчитывать на трансформацию сигнатуры избыточного давления в отрицательной фазе ударной волны. Присутствие переднего горизонтального оперения в аэродинамической схеме СДС не улучшает параметры потока перед силовой установкой, как при выполнении полета без скольжения, так и со скольжением.
Известен, принятый за прототип, сверхзвуковой самолет, предназначенный для демонстрации в крейсерском сверхзвуковом полете уровня громкости ЗУ на земле не выше 65 dBA (патент RU 188859 U1, 2019). Сверхзвуковой самолет (СС) содержит фюзеляж, стреловидное крыло сложной формы в плане, расположенную сверху в хвостовой части фюзеляжа силовую установку, содержащую расположенный над фюзеляжем инверсный воздухозаборник, двигатель и сопло, горизонтальное и вертикальное оперения. Фюзеляж самолета имеет затупленную носовую часть. Наплыв крыла имеет дозвуковые передние кромки и поперечную V-образность 25-27°. Наплыв крыла имеет излом по передней кромке со стреловидностями 76-78° в бортовой части 70-72° в концевой. Консоли крыла со сверхзвуковыми передними кромками 43-47° и поперечной V-образность -3° - 2°. Инверсный воздухозаборник выполнен с системой отсоса пограничного слоя с клина слива. Поворотное горизонтальное оперение размещено в хвостовой части фюзеляжа, имеющего подсечку перед воздухозаборником, выполненную в виде поверхности с положительной поперечной V-образностью 5-8°. Соотношение массы к длине самолета G/L≈0.69 т/м. Силовая установка с плоским регулируемым косым соплом с регулированием площади критического сечения сопла, установлена между двумя килями, снабженными рулями направления. В составе силовой установки СС один двигатель.
Основной недостаток рассматриваемого СС заключается в маленьких размерах носовой части. Носовая часть СС не предназначена для выполнения пассажироперевозок, в отличии от СПС. Размерность СС меньше, что обуславливает наличие всего одного двигателя. Подсечка СС перед воздухозаборником, выполненная в виде поверхности с положительной поперечной V-образностью без закругления в плоскости симметрии не обеспечит более полного растекания пограничного слоя.
Предлагаемая полезная модель СПС рассматривает возможность «полной» модификации сигнатуры и реализацию уровня громкости звукового удара на земле не более 75 dBA в сверхзвуковом крейсерском полете.
Задачей и техническим результатом полезной модели СПС является разработка аэродинамической схемы гражданского сверхзвукового самолета с максимальной взлетной массой 250-270 т, обеспечивающего уровень громкости звукового удара на земле не более 75 dBA в крейсерском сверхзвуковом полете на высотах от 14 км до 18 км при числах М=1.6-1.8.
Задача и технический результат достигаются тем, что полезная модель СПС содержит фюзеляж, соединенный с крылом сложной формы в плане. Самолет имеет расположенную в плоскости симметрии сверху в хвостовой части фюзеляжа четырехдвигательную силовую установку интегрированную с фюзеляжем, содержащую два пакета инверсных воздухозаборников внешнего сжатия, разделенных вертикальным клином слива пограничного слоя, и сопел, цельноповоротное горизонтальное оперение, вертикальные оперения с рулями направления, шасси, фюзеляж со специальным распределением площадей поперечных сечений с затупленной головной частью, передний наплыв крыла имеющий дозвуковые передние кромки и поперечную V-образность 23°…27°, выполненный с изломом по передней кромке, так что его корневая часть имеет стреловидность χПК=76°…78°, а концевая часть выполнена со стреловидностью χПК=71°…72°, консоли крыла имеющие сверхзвуковые передние кромки с поперечной V-образность -3°…0 и стреловидностью χПК =45°…47°, инверсные нерегулируемые воздухозаборники с системой отсоса пограничного слоя с верхней части горизонтальных клиньев слива пограничного слоя в надкрыльевую зону пониженного давления (вбок) и в зону плоской поверхности над ВЗ, силовую установку с плоскими косыми соплами с регулированием площади критического сечения и эжекторами, установленную между двумя килями, снабженными рулями направления, а поворотное горизонтальное оперение размещено в хвостовой части фюзеляжа, имеющего стреловидную в плане подсечку с закруглением в плоскости симметрии перед воздухозаборниками, выполненную в виде двух пересекающихся поверхностей, первая поверхность с положительной поперечной V-образностью 5°…8° и закруглением в плоскости симметрии, вторая с отрицательной поперечной V-образностью (-1)-(-3)°.
Аэродинамическая схема СПС и основной технический результат в виде модифицированной ударной волны иллюстрируются на графических материалах:
на фиг. 1 показан вид с передней полусферы сверху;
на фиг. 2 показаны виды сбоку спереди и с задней полусферы сверху;
на фиг. 3 показана N-образная сигнатура избыточного давления в ударной волне на земле;
на фигуре 4 показана модифицированная сигнатура избыточного давления в ударной волне на земле, характерная для аэродинамической схемы самолета, представленной в полезной модели.
Фюзеляж (фиг. 1, фиг. 2) с эллиптическими поперечными сечениями 1 до места косого среза с градиентом нарастания площади dSdX=0.210-0.215. Самолет выполнен с отношением массы к его длине G/L=2.65-2.75 т/м. Носовая часть фюзеляжа 1 имеет удлинением λнос=11.2, удлинение фюзеляжа λфюз=19-20, площадь миделя фюзеляжа составляет 3.4% от площади крыла, относительная площадь цельноповоротного горизонтального оперения =0.15-0.16, коэффициент статического момента горизонтального оперения Аго=0.18-0.19. Предлагаемая полезная модель содержит ряд технических решений и выполнена в нормальной аэродинамической схеме, с фюзеляжем сложной формы 1 с затупленной носовой частью 2, интегрированной в его верхнюю хвостовую часть гондолы силовой установки 3, с крылом сложной формы в плане 4, имеющим развитую поперечную V-образность в наплыве с дозвуковыми передними кромками 5 и 6 и близкую к нулевой или небольшую отрицательную V-образность консолей со сверхзвуковыми передними кромками 7, цельноповоротное горизонтальное оперение 8 и двух килевое вертикальное оперение с рулями направления 9. В верхней части фюзеляжа имеется косой срез (подсечка), выполненный в виде поверхности 10 с положительным углом наклона к строительной горизонтали самолета 6-7.5° с поперечной положительной V-образностью и закруглением в плоскости симметрии, переходящий в площадку с отрицательной поперечной V-образностью 11 для размещения воздухозаборников 12 силовой установки, разделенных вертикальным клином слива пограничного слоя в плоскости симметрии самолета 13. Крыло сложной формы в плане 4 со стреловидностью передних кромок наплыва крыла 5 до первого излома χПК=76-78° и стреловидностью передних кромок наплыва крыла 6 до второго излома 71-72°. Стреловидность передних кромок консолей 7 крыла 45-47°. Наплывные части 5 и 6 крыла имеют развитую положительную поперечную V-образность 23-27°. V-образность консолей 7 крыла минимальная или нулевая -3° - 0. Силовая установка снабжена инверсными нерегулируемыми воздухозаборниками внешнего сжатия с системой отсоса пограничного слоя 14 с горизонтального клина слива в надкрыльевую зону пониженного давления (вбок) 15 и в зону плоской поверхности над ВЗ 16, плоскими косыми соплами с регулированием площади критического сечения и эжекторами на нижней панели сопла 17. В составе силовой установки (СУ) рассматривается ТРДД с размером тяги 30000 кгс. В варианте с этими двигателями в составе СУ максимальная взлетная масса СПС составляет около 264.4 тонн.
С целью обеспечения продольной статической устойчивости на дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых режимах полета, обеспечения приемлемой угловой скорости отрыва носового колеса на взлете, относительная площадь цельноповоротного горизонтального оперения 8 (ГО) СПС составляет 15-16% от площади крыла. В конфигурации с ϕГО=0-2°, при значениях коэффициента статического момента горизонтального оперения 8 АГО=0.18-0.19, обеспечивается формирование модифицированной (фигура 4) ударной волны СПС на земле (с трансформацией положительной и отрицательной фаз сигнатуры, по сравнению с обычной N-образной волной (фигура 3)). Для реализации громкости звукового удара на земле не более 75 dBA, аэродинамическая схема СПС сформирована таким образом, что значения перепадов избыточного давления в головной и замыкающей частях ударной волны меньше значений максимального и минимального перепада давления в сигнатуре ударной волны (фигура 4). Причем, эта модификация сигнатуры сохраняется на протяжении всего крейсерского полета. Расчетные сигнатуры избыточного давления в ударных волнах на земле, определены в условиях близких к МСА, с коэффициентом отражения от поверхности земли kотр=2. В начале крейсерского сверхзвукового полета перепад избыточного давления в головной волне, определенный классическим методом (с нулевым временем нарастания возмущений), составляет около 28 Па, максимальный перепад избыточного давления в положительной фазе сигнатуры около 78 Па. Причем, дистанция во времени между этими значениями ΔР составляет более 20 мс. В конце крейсерского полета перепад избыточного давления в головной волне, определенный классическим методом, составляет около 19 Па, максимальный перепад давления в положительной фазе сигнатуры около 68 Па. Дистанция во времени между этими значениями ΔР также составляет более 20 мс. В начале и в конце крейсерского полета СПС достигается модификация сигнатуры в зоне положительных и отрицательных значений избыточного давления (фигура 4). Характер обычной N-образной сигнатуры избыточного давления в ударной волне на земле представлен на фигуре 3. По предварительным оценкам, громкость звукового удара на земле в начале и в конце крейсерского сверхзвукового полета СПС составит не более 75 dBA и 69 dBA в начале и в конце крейсерского сверхзвукового полета соответственно.
Предлагаемая полезная модель может быть использована при разработке аэродинамической схемы и основных элементов сверхзвукового гражданского самолета с максимальной взлетной массой 250-270 тонн с трансатлантической дальностью и низким уровнем ЗУ, способного обеспечить высокий уровень летно-технических и экологических характеристик, безопасность эксплуатации на всех режимах полета.
Claims (4)
1. Сверхзвуковой пассажирский самолет, содержащий фюзеляж, стреловидное крыло сложной формы в плане, поворотное горизонтальное оперение, два вертикальных оперения с рулями направления, расположенную в плоскости симметрии самолета над крылом и фюзеляжем силовую установку, интегрированную в хвостовую часть фюзеляжа в следе за косым срезом, плоские косые сопла, отличающийся тем, что самолет выполнен с отношением массы к его длине G/L=2.65-2.75 т/м и имеет в составе силовой установки четыре двигателя, оснащенных инверсными нерегулируемыми воздухозаборниками внешнего сжатия, поперечные сечения фюзеляжа до места косого среза выполнены в виде формы эллипса с градиентом нарастания площади dSdX=0.210-0.215, носовая часть фюзеляжа имеет удлинение λнос=11.2, удлинение фюзеляжа λфюз=19-20, площадь миделя фюзеляжа 3.4% относительно площади крыла, относительная площадь цельноповоротного горизонтального оперения составляет 15-16% от площади крыла, коэффициент статического момента горизонтального оперения Аго=0.18-0.19.
2. Сверхзвуковой пассажирский самолет по п. 1, отличающийся тем, что корневая часть крыла с передним наплывом имеет положительную поперечную V-образность, консоли крыла имеют отрицательную или нулевую поперечную V-образность, плоскость косого среза выполнена с положительным углом наклона к строительной горизонтали самолета 6-7.5° с поперечной V-образностью и закруглением в плоскости симметрии.
3. Сверхзвуковой пассажирский самолет по п. 1, отличающийся тем, что инверсные воздухозаборники внешнего сжатия установлены в следе за стреловидной в плане подсечкой с закруглением в плоскости симметрии, выполненной в виде двух пересекающихся поверхностей, первая поверхность с положительной поперечной V-образностью и закруглением в плоскости симметрии, вторая с отрицательной поперечной V-образностью (-1)-(-3)°, инверсные нерегулируемые воздухозаборники оснащены системой отсоса пограничного слоя с верхней части горизонтальных клиньев слива пограничного слоя в надкрыльевую зону пониженного давления (вбок) и в зону плоской поверхности над ВЗ.
4. Сверхзвуковой пассажирский самолет по п. 1, отличающийся тем, что имеет пакет из четырех плоских косых сопл с эжекторами с регулированием площади критического сечения.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019137978U RU196671U1 (ru) | 2019-11-25 | 2019-11-25 | Сверхзвуковой пассажирский самолет |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019137978U RU196671U1 (ru) | 2019-11-25 | 2019-11-25 | Сверхзвуковой пассажирский самолет |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU196671U1 true RU196671U1 (ru) | 2020-03-11 |
Family
ID=69897805
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019137978U RU196671U1 (ru) | 2019-11-25 | 2019-11-25 | Сверхзвуковой пассажирский самолет |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU196671U1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2753443C1 (ru) * | 2020-12-29 | 2021-08-16 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Сверхзвуковой самолет |
RU2794307C1 (ru) * | 2022-03-25 | 2023-04-14 | Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") | Сверхзвуковой самолет |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0221204A1 (en) * | 1985-11-08 | 1987-05-13 | The Boeing Company | Supersonic airplane |
CN108995803A (zh) * | 2018-06-08 | 2018-12-14 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种超声速客机的可折叠式乘波体气动布局 |
RU188859U1 (ru) * | 2018-12-11 | 2019-04-25 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Сверхзвуковой самолет |
-
2019
- 2019-11-25 RU RU2019137978U patent/RU196671U1/ru active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0221204A1 (en) * | 1985-11-08 | 1987-05-13 | The Boeing Company | Supersonic airplane |
CN108995803A (zh) * | 2018-06-08 | 2018-12-14 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种超声速客机的可折叠式乘波体气动布局 |
RU188859U1 (ru) * | 2018-12-11 | 2019-04-25 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Сверхзвуковой самолет |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2753443C1 (ru) * | 2020-12-29 | 2021-08-16 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Сверхзвуковой самолет |
RU2794307C1 (ru) * | 2022-03-25 | 2023-04-14 | Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") | Сверхзвуковой самолет |
RU2801718C1 (ru) * | 2022-12-28 | 2023-08-15 | Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" (ПАО "ОАК") | Малозаметный воздухозаборник сверхзвукового самолета |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU188859U1 (ru) | Сверхзвуковой самолет | |
US6923403B1 (en) | Tailed flying wing aircraft | |
US4691881A (en) | High performance amphibious airplane | |
US8302912B2 (en) | Shock bump | |
CN104494814A (zh) | 一种可大幅度减阻的减阻外套 | |
US5069402A (en) | Alleviation of aircraft fuselage form drag | |
CN105270620A (zh) | 一种升浮一体式垂直起降通用飞行器 | |
Petrov | Aerodynamics of STOL airplanes with powered high-lift systems | |
CN201023656Y (zh) | 地效飞行器 | |
RU2391254C2 (ru) | Сверхзвуковой самолет (варианты) | |
RU196671U1 (ru) | Сверхзвуковой пассажирский самолет | |
RU2591102C1 (ru) | Сверхзвуковой самолет с крыльями замкнутой конструкции | |
CN100475649C (zh) | 地效飞行器 | |
RU196109U1 (ru) | Сверхзвуковой гражданский самолет | |
CN201010045Y (zh) | 地效飞行器 | |
EP3085619A9 (en) | Combination aircraft wing | |
Yang et al. | Analysis of two configurations for a commercial WIG craft based on CFD | |
CN200985092Y (zh) | 地效飞行器的气动布局 | |
RU196130U1 (ru) | Сверхзвуковой пассажирский самолет | |
Olason et al. | Aerodynamic design philosophy of the Boeing 737. | |
RU196781U1 (ru) | Воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета | |
US2982496A (en) | Aircraft | |
RU196128U1 (ru) | Сверхзвуковой гражданский самолет | |
RU2212360C1 (ru) | Летательный аппарат (варианты) | |
RU2281228C1 (ru) | Самолет-амфибия "кашалот" |