RU2268846C1 - Сверхзвуковой многоцелевой самолет - Google Patents
Сверхзвуковой многоцелевой самолет Download PDFInfo
- Publication number
- RU2268846C1 RU2268846C1 RU2004132177/11A RU2004132177A RU2268846C1 RU 2268846 C1 RU2268846 C1 RU 2268846C1 RU 2004132177/11 A RU2004132177/11 A RU 2004132177/11A RU 2004132177 A RU2004132177 A RU 2004132177A RU 2268846 C1 RU2268846 C1 RU 2268846C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuselage
- wing
- power unit
- aircraft
- air
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации. Самолет содержит фюзеляж, крыло, основную силовую установку с двумя турбореактивными двигателями 1, вспомогательную силовую установку 2, оперение и боковые воздухозаборники. Силовая установка 2 выполнена с двумя сверхзвуковыми турбореактивными двигателями 1, которые размещены в расширенной хвостовой части фюзеляжа с возможностью расположения между ними корневой части оперения. Вспомогательная силовая установка 2 размещена внизу средней части фюзеляжа за кабиной экипажа. Входные отверстия воздухозаборников расположены под крылом и ограничены в нижних частях фюзеляжем. В крыле в верхней части воздухозаборников выполнены управляемые щелевые жалюзи подпитки воздухом. Между верхней кромкой воздухозаборников и нижней поверхностью крыла выполнены щели слива пограничного слоя. Технический результат - обеспечение эффективного использования легкого сверхзвукового многоцелевого самолета. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к компоновке и оборудованию самолета, повышающих его функциональные возможности, в том числе в отрыве от основного аэродрома, расширяющие его возможности по применению на сверхзвуковых скоростях полета, и может быть использовано при создании многоцелевых самолетов, к которым предъявляются повышенные требования по маневренным характеристикам и скорости полета, в том числе при создании учебно-тренировочных самолетов.
Наиболее близким техническим решением как по конструкции, так и по выполняемым задачам, выбранным в качестве прототипа, является маневренный легкий многоцелевой самолет (см. патент РФ №2210522 С1 от 20.08.2003).
Основным недостатком известного самолета является обеспечение недостаточных летно-технических характеристик, т.к. отсутствуют конструктивные элементы, необходимые для выполнения самолетом функций сверхзвукового многоцелевого самолета.
К техническим результатам, получаемым от использования данного изобретения, можно отнести обеспечение эффективного использования сверхзвукового многоцелевого самолета для выполнения полетов в различных условиях, в том числе и в условиях автономного базирования в отрыве от основного аэродрома, путем устранения вышеуказанных недостатков известного технического решения.
Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что легкий многоцелевой самолет, содержащий основную силовую установку с двумя турбореактивными двигателями, вспомогательную силовую установку, ограниченные крылом боковые воздухозаборники, согласно изобретению содержит выполненную расширенной хвостовую часть фюзеляжа для размещения сверхзвуковых двигателей основной силовой установки, содержит сверхзвуковые двигатели основной силовой установки, размещенные в хвостовой части фюзеляжа таким образом, что корневая часть горизонтального оперения находится между ними, содержит вспомогательную силовую установку, размещенную внизу средней части фюзеляжа за кабиной экипажа так, что ее продольная ось, например, направлена вдоль оси самолета, а выхлопная труба выведена под фюзеляж в левую сторону, содержит воздухозаборники, выполненные так, что входное отверстие размещено под крылом и ограничено снизу фюзеляжем, канал воздухозаборника в передней части наклонен вверх, а затем на уровне двигателя плавно переходит в горизонтальное положение, в верхней части воздухозаборника, ограниченной крылом, выполнены управляемые щелевые жалюзи подпитки воздухом, между верхней кромкой воздухозаборника и крылом выполнена щель слива пограничного слоя.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где
на фиг.1 показана схема расположения сверхзвуковых двигателей основной силовой установки и конструкция воздухозаборника;
на фиг.2 - схема расположения двигателей основной силовой установки;
на фиг.3 - компоновка и расположение основной и вспомогательной силовой установки и воздухозаборника на самолете;
на фиг.4 - конструкция щели слива пограничного слоя воздухозаборника и размещение вспомогательной силовой установки.
Сверхзвуковой многоцелевой самолет, содержит основную силовую установку с двумя турбореактивными двигателями 1, вспомогательную силовую установку 2, ограниченные крылом 3 боковые воздухозаборники 4.
Хвостовая часть фюзеляжа 5 выполнена расширенной для размещения сверхзвуковых двигателей 1 основной силовой установки таким образом, что корневая часть вертикального оперения 6 находится между ними.
Вспомогательная силовая установка 2 размещена внизу средней части фюзеляжа 5 за кабиной экипажа 7 так, что ее продольная ось направлена вдоль оси самолета 8, а выхлопная труба 9 выведена под фюзеляж 5 в левую сторону. Воздухозаборники 4, выполненные так, что входное отверстие 10 размещено под крылом 3 и ограничено снизу фюзеляжем 5. Канал воздухозаборника 11 в передней части наклонен вверх, а затем на уровне двигателя 1 плавно переходит в горизонтальное положение, в верхней части воздухозаборника 4, ограниченной крылом 3, выполнены комбинированные управляемые створки 12 дополнительной подпитки и перепуска давления при сверхзвуковых скоростях типа «жалюзи», между верхней кромкой воздухозаборника 4 и крылом 3 выполнена щель 13 слива пограничного слоя.
Силовая установка самолета включает два форсажных двухконтурных двигателя 1 и вспомогательную силовую установку 2 (ВСУ). Правый и левый двигатели 1 взаимозаменяемы между собой. Силовая установка имеет автономную систему запуска от ВСУ 2. Нерегулируемые воздухозаборники 4 обеспечивают достаточные характеристики при М<1,0, включая большие углы атаки, а также с учетом минимизации потерь тяги при скорости полета на М=1,4.
Два двигателя 1 размещены рядом в хвостовой части фюзеляжа 5, воздухозаборники 4 двигателей 1 расположены по бокам фюзеляжа 5 под наплывами и имеют отдельные S-образные каналы 11 до входа в двигатели 1. Каналы 11 оборудованы комбинированными управляемыми створками 12 дополнительной подпитки и перепуска давления при сверхзвуковых скоростях типа «жалюзи». Конструкция воздухозаборника 4 обеспечивает слив пограничного слоя возникающего на боковой поверхности фюзеляжа 5 и нижней поверхности наплыва.
Сечения средней части фюзеляжа 5 имеют верхние дугообразные обводы, плавно сопряженные с наплывом крыла и непосредственно с верхней поверхностью крыла, под наплывом овальные обводы воздухозаборника 4 переходят в обводы фюзеляжа.
За кабиной экипажа 7, внизу, установлена вспомогательная силовая установка 2, обеспечивающая автономный запуск основных двигателей 1.
Вспомогательная силовая установка 2 включает газотурбинный двигатель и редуктор для привода вспомогательного оборудования.
Двигатель вспомогательной силовой установки или она вся 2 может быть расположен между соответствующими шпангоутами фюзеляжа 5.
Для запуска двигателей 1 основных силовых установок может быть использована система воздушного запуска, состоящая из трубопроводов отбора воздуха и трубопроводов подвода воздуха к воздушным стартерам.
Трубопроводы отбора воздуха могут быть интегрированы с системой кондиционирования воздуха.
На режиме земного малого газа давление и температурный режим в кабине 5 обеспечиваются вспомогательной силовой установкой 2.
Claims (3)
1. Сверхзвуковой многоцелевой самолет, содержащий фюзеляж, крыло, основную силовую установку с двумя турбореактивными двигателями, вспомогательную силовую установку, оперение и боковые воздухозаборники, ограниченные, по крайней мере, на части своей длины крылом, отличающийся тем, что основная силовая установка выполнена с двумя сверхзвуковыми турбореактивными двигателями, которые размещены в расширенной хвостовой части фюзеляжа с возможностью расположения между ними корневой части оперения, вспомогательная силовая установка размещена внизу средней части фюзеляжа за кабиной экипажа, входные отверстия воздухозаборников расположены под крылом и ограничены в нижних частях фюзеляжем, при этом в крыле в верхней части воздухозаборников выполнены управляемые щелевые жалюзи подпитки воздухом, а между верхней кромкой воздухозаборников и нижней поверхностью крыла выполнены щели слива пограничного слоя.
2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что продольная ось вспомогательной силовой установки расположена вдоль оси самолета, а выхлопная труба выведена под фюзеляж в боковую сторону.
3. Самолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что канал каждого воздухозаборника в передней части направлен вверх, а на уровне соответствующего двигателя расположен горизонтально.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004132177/11A RU2268846C1 (ru) | 2004-11-05 | 2004-11-05 | Сверхзвуковой многоцелевой самолет |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004132177/11A RU2268846C1 (ru) | 2004-11-05 | 2004-11-05 | Сверхзвуковой многоцелевой самолет |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2268846C1 true RU2268846C1 (ru) | 2006-01-27 |
Family
ID=36047862
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004132177/11A RU2268846C1 (ru) | 2004-11-05 | 2004-11-05 | Сверхзвуковой многоцелевой самолет |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2268846C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2522539C2 (ru) * | 2009-03-12 | 2014-07-20 | Эрбюс Операсьон (С.А.С.) | Самолет с оперением типа "хвост трески" и с задним двигателем |
-
2004
- 2004-11-05 RU RU2004132177/11A patent/RU2268846C1/ru active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2522539C2 (ru) * | 2009-03-12 | 2014-07-20 | Эрбюс Операсьон (С.А.С.) | Самолет с оперением типа "хвост трески" и с задним двигателем |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP1243782B2 (en) | Double jet engine inlet | |
EP3500748B1 (en) | Propulsion engine for aircraft | |
US11203437B2 (en) | Assembly and method for conditioning engine-heated air onboard an aircraft | |
RU2420430C2 (ru) | Силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель со стойкой крепления | |
US20090014592A1 (en) | Co-flow jet aircraft | |
US20110210211A1 (en) | DISCRETE CO-FLOW JET (dCFJ) AIRFOIL | |
JPH0737240B2 (ja) | 混成層流ナセル | |
JP2016531032A (ja) | 航空機用共形表面熱交換器 | |
JPH0672570B2 (ja) | ガスタービンエンジンのファンダクト底面圧抗力を低減する装置 | |
CN101297107B (zh) | 用于短距起落航空器的涡轮风扇发动机 | |
US20180194457A1 (en) | System for dual management of anti-icing and boundary layer suction on an aerofoil of an aircraft, including a function of collecting the anti-icing air | |
US9950800B2 (en) | Integrated pusher turbofan for aircraft | |
RU2430256C2 (ru) | Реактивная система двухконтурного турбореактивного двигателя | |
RU2268846C1 (ru) | Сверхзвуковой многоцелевой самолет | |
EP3428436B1 (en) | Aircraft incorporating a thrust recovery system using cabin air | |
US11396366B2 (en) | Active laminar flow control structural plenums fastened | |
CA3032140C (en) | Aircraft having an aft engine | |
RU196781U1 (ru) | Воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета | |
US20220274687A1 (en) | Propulsion unit with improved boundary layer ingestion | |
EP3584160B1 (en) | Exhaust manifold for combining system exhaust plume | |
US3465990A (en) | Aircraft having energy-conserving means | |
RU196778U1 (ru) | Воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета | |
RU2820929C1 (ru) | Воздухозаборник магистрального самолёта | |
RU2210522C1 (ru) | Легкий многоцелевой самолет | |
RU2801984C1 (ru) | Система дефлекторов струй выброса воздуха теплообменника |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE Effective date: 20110318 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20110318 Effective date: 20150514 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20110318 Effective date: 20151027 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20110318 Effective date: 20210722 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |