RU2521164C1 - Aircraft - Google Patents
Aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2521164C1 RU2521164C1 RU2012149355/11A RU2012149355A RU2521164C1 RU 2521164 C1 RU2521164 C1 RU 2521164C1 RU 2012149355/11 A RU2012149355/11 A RU 2012149355/11A RU 2012149355 A RU2012149355 A RU 2012149355A RU 2521164 C1 RU2521164 C1 RU 2521164C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuselage
- aircraft
- air intakes
- flat
- pair
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Заявляемое техническое решение относится к авиационной технике, преимущественно к сверхзвуковым самолетам гражданского назначения, предназначенным для совершения деловых поездок, а также выполнения регулярных и чартерных рейсов и для экстренной доставки грузов с целью экономии времени по сравнению с использованием других транспортных средств. Одной из технических задач, решаемой при проектировании летательных аппаратов такого типа, является снижение расхода топлива, которое может быть достигнуто уменьшением аэродинамического сопротивления летательного аппарата и оптимизацией работы силовой установки путем уменьшения степени неравномерности сверхзвукового потока, подаваемого в воздухозаборники.The claimed technical solution relates to aircraft, mainly to supersonic civilian aircraft designed for business trips, as well as scheduled and charter flights and for emergency cargo delivery in order to save time compared to using other vehicles. One of the technical problems to be solved when designing aircraft of this type is to reduce fuel consumption, which can be achieved by reducing the aerodynamic drag of the aircraft and optimizing the operation of the power plant by reducing the degree of unevenness of the supersonic flow supplied to the air intakes.
Известно несколько технических решений сверхзвуковых самолетов, предназначенных для гражданских целей, включающих фюзеляж, крыло и силовую установку, размещенную под крылом (см., например, заявку на европейский патент ЕР 0221204, заявки США 20070252028, 20070262207).There are several technical solutions for supersonic aircraft designed for civilian purposes, including the fuselage, wing and power plant located under the wing (see, for example, application for European patent EP 0221204, US applications 20070252028, 20070262207).
Техническое решение сверхзвукового самолета (см. заявку на европейский патент 221204, МПК В64С 30/00, опубл. 13.05.1987) содержит фюзеляж, носовая часть которого расположена перед крылом, центральная часть конструктивно объединена с крылом, хвостовая часть фюзеляжа выступает за заднюю кромку крыла. Носовая часть фюзеляжа и частично его центральная часть имеют наклоненные внутрь боковые стенки, образующие в продольном направлении поверхность с одинарной кривизной. Нижняя поверхность центральной части фюзеляжа сочленена с нижней поверхностью крыла. Две мотогондолы цилиндрообразной формы, установленные на нижней поверхности крыла по обе стороны фюзеляжа, имеют воздухозаборники, расположенные позади передней кромки крыла.The technical solution of a supersonic aircraft (see application for European patent 221204, IPC В64С 30/00, publ. 13.05.1987) contains a fuselage, the bow of which is located in front of the wing, the central part is structurally combined with the wing, the tail of the fuselage protrudes beyond the rear edge of the wing . The nose of the fuselage and partly its central part have side walls inclined inward, forming a surface with a single curvature in the longitudinal direction. The lower surface of the central part of the fuselage is articulated with the lower surface of the wing. Two cylinder-shaped nacelles mounted on the lower surface of the wing on both sides of the fuselage have air intakes located behind the front edge of the wing.
Разнесенные по размаху крыла мотогондолы двигателей этого технического решения частично разгружают крыло, однако увеличивают примерно на 20% волновое сопротивление и примерно на 40% сопротивление трения мотогондол. Это связано с формой самих мотогондол, площадь миделевого сечения которых примерно в 1,5 раза превышает площадь входа в воздухозаборник, а также с ростом их смачиваемой поверхности по сравнению с компоновкой двигателей в единой интегрированной мотогондоле. Кроме того, применение разнесенных мотогондол усложняет задачу по обеспечению балансировки самолета при отказе одного из двигателей.The engine nacelles of this technical solution, spaced apart by the wing span, partially unload the wing, but increase the wave drag and approximately 40% friction drag of the nacelles by about 20%. This is due to the shape of the nacelles themselves, the mid-section area of which is approximately 1.5 times larger than the entrance area to the air intake, and also to the increase in their wetted surface compared to the layout of engines in a single integrated nacelle. In addition, the use of spaced engine nacelles complicates the task of balancing the aircraft in the event of failure of one of the engines.
Техническое решение сверхзвукового самолета в соответствии с заявками США 20070252028 (МПК В64С 30/00, опубл. 1.11.2007) и 20070262207 (В64С 3/50, опубл. 15.11.2007) также предусматривает подкрыльевое размещение мотогондол двигателей, однако за счет смещения двигателей к фюзеляжу самолета несколько упрощается решение задачи по обеспечению балансировки самолета, уменьшается и аэродинамическое сопротивление самолета.The technical solution of a supersonic aircraft in accordance with US applications 20070252028 (IPC V64C 30/00, publ. 11/11/2007) and 20070262207 (B64C 3/50, publ. 11/15/2007) also provides for underwing engine nacelles, but due to the displacement of engines to the aircraft fuselage somewhat simplifies the solution of the problem of balancing the aircraft, and the aerodynamic drag of the aircraft also decreases.
С целью уменьшения неравномерности сверхзвукового потока воздуха на входе в воздухозаборники двигателей путем уменьшения влияния пограничного слоя, накопленного в потоке, омывающем нижнюю поверхность крыла, в технических решениях этой группы предусмотрено размещение мотогондол двигателей на небольших подкрыльевых пилонах (см., например, решение по заявке США 20070262207, МПК В64С 3/50, опубл. 15.11.2007). За счет зазора между мотогондолами и нижней поверхностью крыла накопленный пограничный слой отводится от среза воздухозаборников, что уменьшает неравномерность сверхзвукового потока на входе в воздухозаборники, однако введение в конструкцию летательного аппарата пилонов увеличивает массу самолета.In order to reduce the unevenness of the supersonic air flow at the inlet to the engine’s air intakes by reducing the influence of the boundary layer accumulated in the stream washing the lower surface of the wing, the technical solutions of this group provide for the placement of engine nacelles on small underwing pylons (see, for example, the decision on US application 20070262207, IPC
Известен ряд технических решений сверхзвуковых летательных аппаратов гражданского назначения (см., например, заявки США 20050224630, 20070145192, 20110315819, патент США 8083171) с надкрыльевым расположением двигателей. В соответствии с этими решениями сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж с округлой формой поперечного сечения, крыло и расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку, снабженную мотогондолами удлиненной цилиндрообразной формы и воздухозаборниками. Мотогондолы двигателей размещены на небольших пилонах по бокам хвостовой части фюзеляжа, воздухозаборники двигателей размещены над верхней обшивкой консолей крыла. Вследствие увеличения площади омываемой поверхности увеличивается аэродинамическое сопротивление, а использование пилонов увеличивает массу аппарата.A number of technical solutions are known for civilian supersonic aircraft (see, for example, US applications 20050224630, 20070145192, 20110315819, US patent 8083171) with wing-mounted engines. In accordance with these decisions, a supersonic aircraft contains a fuselage with a rounded cross-sectional shape, a wing and a power plant located in the rear of the fuselage, equipped with engine cylinders of elongated cylindrical shape and air intakes. Engine nacelles are placed on small pylons on the sides of the rear of the fuselage, engine air intakes are located above the upper skin of the wing consoles. Due to the increase in the area of the surface being washed, the aerodynamic drag increases, and the use of pylons increases the mass of the apparatus.
Известно решение сверхзвукового самолета (см. заявку США 2011/0133021, МПК В64С 30/00, В64С 1/00, дата подачи 29.09.2010, опубл. 9.06.2011), содержащее фюзеляж округлого поперечного сечения, крыло, соединенное с хвостовой частью фюзеляжа, и силовую установку, снабженную мотогондалами и воздухозаборниками. Силовая установка содержит два двигателя, объединенные в единый пакет и размещенные в общей мотогондоле. Крыло в этом решении размещено практически над фюзеляжем, а силовая установка размещена с зазором над крылом в хвостовой части фюзеляжа, при этом часть крыла, расположенная перед входом воздухозаборника самолета, образует плоскую площадку. Воздухозаборники двигателей выполнены в форме, близкой к форме прямоугольника. Для этой схемы летательного аппарата характерна неравномерность сверхзвукового потока на входе в воздухозаборник силовой установки летательного аппарата, так как в процессе течения сверхзвукового потока по значительной по размерам плоской площадке верхней обшивки крыла накапливается значительный по толщине пограничный слой, который эффективно не отводится от воздухозаборника. Расположение воздухозаборников достаточно близко к наплыву крыла обуславливает возможность попадания вихрей от наплыва в воздухозаборники на взлетно-посадочных режимах что, в свою очередь, также ведет к росту неравномерности потока на входе в двигатель. Кроме того, наличие зазора между крылом и мотогондолой увеличивает аэродинамическое сопротивление, а конструкция пилона увеличивает массу летательного аппарата.A known solution of a supersonic aircraft (see application US 2011/0133021, IPC B64C 30/00, B64C 1/00, filing date 09/29/2010, published 09/06/2011) containing a fuselage with a rounded cross section, a wing connected to the rear of the fuselage , and a power plant equipped with engine nacelles and air intakes. The power plant contains two engines combined in a single package and placed in a common engine nacelle. The wing in this solution is placed almost above the fuselage, and the power plant is placed with a gap above the wing in the rear of the fuselage, while the part of the wing located in front of the air intake of the aircraft forms a flat platform. The air intakes of the engines are made in a shape close to the shape of a rectangle. This scheme of the aircraft is characterized by the non-uniformity of the supersonic flow at the inlet to the air intake of the aircraft’s power plant, since during the flow of the supersonic stream, a boundary layer that is not large enough to diverge from the air intake accumulates over a large flat area of the upper wing skin. The location of the air intakes close enough to the influx of the wing makes it possible for vortices to get into the air intakes during take-off and landing modes, which, in turn, also leads to an increase in the uneven flow at the engine inlet. In addition, the presence of a gap between the wing and the engine nacelle increases aerodynamic drag, and the design of the pylon increases the mass of the aircraft.
Ближайшим аналогом заявляемого решения летательного аппарата является техническое решение, известное из патента РФ 2212360 (МПК 7 В64С 30/00, В64С 1/00, заявка 2002107134/28, дата подачи 21.03.2002, опубл. 20.09.2003). В соответствии с этим решением летательный аппарат содержит фюзеляж и расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку. Носовая и центральная части фюзеляжа выполнены в поперечном сечении округлой формы. Силовая установка снабжена воздухозаборниками, вход которых выполнен с формой, близкой к форме прямоугольника. Хвостовая часть фюзеляжа, кроме того, снабжена двумя плоскими площадками, размещенными последовательно друг за другом перед воздухозаборником силовой установки. Плоские площадки развернуты относительно друг друга на тупой угол, образуя углубление в хвостовой части фюзеляжа. Ребро соединения плоских площадок (ребро тупого угла) этого решения ориентировано в направлении, перпендикулярном плоскости симметрии летательного аппарата.The closest analogue of the claimed decision of the aircraft is a technical solution known from RF patent 2212360 (IPC 7 V64C 30/00,
Размещение силовой установки летательного аппарата в углублении хвостовой части, образованной плоскими площадками, обеспечивая частичное экранирование силовой установки носовой и центральной частями фюзеляжа, снижает аэродинамическое сопротивление летательного аппарата. Однако недостатком этого технического решения является существенная неравномерность сверхзвукового потока на входе в воздухозаборник летательного аппарата, так как наличие зоны разрежения потока на стыке округлого сечения фюзеляжа с первой плоской площадкой и области торможения потока на стыке плоских площадок ведет к существенному росту пограничного слоя.Placing the power plant of the aircraft in the recess of the rear part formed by flat platforms, providing partial shielding of the power plant with the nose and central parts of the fuselage, reduces the aerodynamic drag of the aircraft. However, the drawback of this technical solution is the significant non-uniformity of the supersonic flow at the inlet of the aircraft’s air intake, since the presence of a rarefaction zone at the junction of the rounded fuselage section with the first flat area and a flow deceleration area at the junction of flat areas leads to a significant increase in the boundary layer.
Технической задачей, решаемой предложенным техническим решением, является уменьшение расхода топлива силовой установкой путем уменьшения степени неравномерности сверхзвукового потока на входе в воздухозаборники силовой установки летательного аппарата.The technical problem solved by the proposed technical solution is to reduce the fuel consumption of the power plant by reducing the degree of unevenness of the supersonic flow at the inlet to the air intakes of the power plant of the aircraft.
Техническая задача заявляемым техническим решением решается следующим образом.The technical problem of the claimed technical solution is solved as follows.
В соответствии с заявляемым техническим решением летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем. Носовая и центральная части фюзеляжа выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена углублением. Кроме того, летательный аппарат снабжен силовой установкой с мотогондолой и двумя воздухозаборниками, размещенными за указанным углублением в направлении против полета. Углубление хвостовой части ограничено расположенными последовательно друг за другом первой и второй парами плоских площадок, при этом плоские площадки каждой из пар развернуты друг относительно друга на тупые углы, ребра которых пропущены вблизи плоскости симметрии летательного аппарата.In accordance with the claimed technical solution, the aircraft contains a wing associated with the fuselage. The nose and central parts of the fuselage are made with a rounded cross-sectional shape, and the rear part is provided with a recess. In addition, the aircraft is equipped with a power plant with a nacelle and two air intakes located behind the recess in the direction opposite to flight. The deepening of the tail is limited by successive first and second pairs of flat areas, while the flat areas of each pair are rotated relative to each other at obtuse angles, the edges of which are skipped near the plane of symmetry of the aircraft.
Наличие углубления в хвостовой части фюзеляжа, образованного системой плоских площадок перед воздухозаборниками силовой установки, в соответствии с заявляемым решением обеспечивает образование вихревого течения на стыке обшивки фюзеляжа с площадками первой пары. Расположение первых площадок под тупым углом друг к другу позволяет уменьшить интенсивность вихрей, образующихся на стыке ребра первой пары площадок с обшивкой фюзеляжа. Помимо этого расположение первых площадок под углом друг к другу позволяет уменьшить интенсивность скачка уплотнения, образующегося на стыке первых площадок со вторыми. Все это, в свою очередь, приводит к уменьшению аэродинамического сопротивления. Наличие вторых площадок, расположенных под тупым углом друг к другу, усиливает отток пограничного слоя от плоскости симметрии к периферийным областям вторых площадок. При этом уменьшается толщина пограничного слоя вблизи плоскости симметрии на входе в воздухозаборник, вследствие чего уменьшается неравномерность параметров потока в канале воздухозаборника и улучшаются его характеристики. В результате снижается расход топлива летательного аппарата.The presence of a recess in the rear of the fuselage, formed by a system of flat platforms in front of the air intakes of the power plant, in accordance with the claimed solution ensures the formation of a vortex flow at the junction of the fuselage skin with the sites of the first pair. The location of the first sites at an obtuse angle to each other reduces the intensity of the vortices formed at the junction of the edges of the first pair of sites with the fuselage skin. In addition, the location of the first sites at an angle to each other allows to reduce the intensity of the shock wave formed at the junction of the first sites with the second. All this, in turn, leads to a decrease in aerodynamic drag. The presence of second sites located at an obtuse angle to each other enhances the outflow of the boundary layer from the plane of symmetry to the peripheral regions of the second sites. In this case, the thickness of the boundary layer near the plane of symmetry at the entrance to the air intake decreases, as a result of which the unevenness of the flow parameters in the air intake channel decreases and its characteristics improve. As a result, the fuel consumption of the aircraft is reduced.
Кроме того, площадки первой и второй пар целесообразно соединить с обшивкой хвостовой части фюзеляжа под углом без плавного перехода. Соединение первых площадок хвостовой части фюзеляжа с обшивкой под углом без плавного перехода между площадками и обшивкой обеспечивает наличие в месте стыка площадок с обшивкой острой кромки, которая вызывает образование вдоль стыка площадок с обшивкой вихревого течения, которое обеспечивает отсасывание пограничного слоя из областей, близких к плоскости симметрии плоских площадок, и стекание его в стороны от фюзеляжа и воздухозаборников, что дополнительно обеспечивает уменьшение степени неравномерности воздушного потока на входе в воздухозаборники силовой установки.In addition, the site of the first and second pairs, it is advisable to connect with the skin of the rear fuselage at an angle without a smooth transition. The connection of the first sites of the rear fuselage with the casing at an angle without a smooth transition between the pads and the casing ensures that there is a sharp edge at the junction of the pads with the casing, which causes a vortex flow to form along the junction of the pads with the casing, which ensures the suction of the boundary layer from areas close to the plane symmetry of flat areas, and its draining away from the fuselage and air intakes, which additionally reduces the degree of unevenness of the air flow at the inlet power plant intakes.
Кроме того, выполнение площадок второй пары в соответствии с заявляемым решением с их продлением за срез воздухозаборников силовой установки с охватом, по крайней мере, частей боковых стенок мотогондолы, примыкающих к срезу воздухозаборников, позволяет обеспечить дополнительное стекание пограничного слоя из зоны, расположенной непосредственно перед срезом воздухозаборника, что также уменьшает степень неравномерности потока на входе в воздухозаборник.In addition, the implementation of the sites of the second pair in accordance with the proposed decision with their extension for the cutoff of the air intakes of the power plant with coverage of at least parts of the side walls of the nacelle adjacent to the cutoff of the air intakes, allows for additional runoff of the boundary layer from the zone immediately before the cut air intake, which also reduces the degree of uneven flow at the entrance to the air intake.
Кроме того, значения двугранных углов между плоскими площадками каждой из пар целесообразно выбирать превышающими 150 градусов. При выборе значений углов между первыми площадками ненамного отличающимися от 180 градусов эффект от площадок каждой из пар, размещенных под углом друг к другу, в виде усиления оттока пограничного слоя из областей, близких к плоскости симметрии, практически пропадает. При выборе значения угла между площадками меньшем, чем 150 градусов, усиливается отток заторможенного слоя набегающего потока воздуха в направлении от плоскости симметрии. Одновременно с этим возникает необходимость увеличения высоты воздухозаборника, что приводит к росту сопротивления. Также при выборе значения угла между площадками меньшем, чем 150 градусов, уменьшается интенсивность вихревого течения, формирующегося на внешних ребрах первых площадок, что в свою очередь уменьшает эффект оттока заторможенного слоя набегающего потока воздуха в направлении от плоскости симметрии.In addition, the values of the dihedral angles between the flat areas of each pair are advisable to choose in excess of 150 degrees. When choosing the values of the angles between the first areas slightly different from 180 degrees, the effect of the areas of each of the pairs placed at an angle to each other, in the form of an increase in the outflow of the boundary layer from regions close to the plane of symmetry, practically disappears. When choosing the angle between the sites less than 150 degrees, the outflow of the inhibited layer of the incoming air flow increases in the direction from the plane of symmetry. At the same time, there is a need to increase the height of the air intake, which leads to an increase in resistance. Also, when the angle between the sites is smaller than 150 degrees, the intensity of the vortex flow formed on the outer edges of the first sites decreases, which in turn reduces the effect of the outflow of the inhibited layer of the incoming air flow in the direction from the plane of symmetry.
Использование указанных приемов позволяет снизить расход топлива летательного аппарата на 0,5…3%.The use of these techniques can reduce the fuel consumption of the aircraft by 0.5 ... 3%.
Заявляемое техническое решение иллюстрируется следующими материалами:The claimed technical solution is illustrated by the following materials:
фиг.1 - общий вид летательного аппарата в изометрии;figure 1 - General view of the aircraft in isometry;
фиг.2 - вид на хвостовую часть фюзеляжа летательного аппарата в плане;figure 2 is a view of the tail of the fuselage of the aircraft in plan;
фиг.3 - вид на хвостовую часть фюзеляжа летательного аппарата сбоку;figure 3 is a side view of the rear fuselage of the aircraft;
фиг.4-8 - поперечные сечения фюзеляжа летательного аппарата с фиг.4-8 are cross-sections of the fuselage of the aircraft of FIG.
3;3;
фиг.9 - укрупненный вид на размещение воздхозаборников на вторых плоских площадках (вид I с фиг.2);Fig.9 is an enlarged view of the placement of air intakes on the second flat areas (view I from figure 2);
фиг.10 - укрупненный вид на расположение воздухозаборников на вторых плоских площадках в изометрии.figure 10 is an enlarged view of the location of the air intakes on the second flat areas in isometry.
В соответствии с заявляемым решением летательный аппарат содержит фюзеляж, сопряженный с крылом 1 с передним наплывом 2 (см. фиг.1).In accordance with the claimed decision, the aircraft contains a fuselage associated with the
Герметичные отсеки фюзеляжа с кабиной пилотов и пассажирским салоном целесообразно разместить в носовой и центральной частях фюзеляжа, а для удовлетворения требований по звуковому удару крыло 1 целесообразно соединить с хвостовой частью фюзеляжа.The sealed fuselage compartments with the cockpit and the passenger cabin are expediently located in the bow and central parts of the fuselage, and to satisfy the requirements for sound impact,
Силовая установка летательного аппарата включает в себя двигатели, размещенные в мотогондоле 3, и два воздухозаборника 4. Двигатели размещены в мотогондоле в хвостовой части фюзеляжа. Двигатели и воздухозаборники 4 объединены вместе в ″пакет″. Причем, как показано на фиг.1, 2, мотогондолу 3 и воздухозаборники 4 целесообразно установить сверху хвостовой части фюзеляжа. Срез 5 воздухозаборников в соответствии с заявляемыми решениями может быть выполнен в форме, близкой к форме прямоугольника (см. фиг.1, 10). В соответствии с заявляемым решением хвостовая часть снабжена углублением (см. фиг.1, 3), размещенным сверху фюзеляжа. Силовая установка с мотогондолой 3 и воздухозаборниками 4 размещена в направлении против полета за углублением хвостовой части. Такое расположение двигателей позволяет максимально снизить лобовое сопротивление самолета, сохранить несущие свойства крыла как в полете, так и на режимах взлета и посадки, а также уменьшить потери на балансировку при отказе одного двигателя.The power plant of the aircraft includes engines located in the
Носовая и центральная части фюзеляжа выполнены в соответствии с заявляемыми решениями в поперечном сечении округлой формы (см. фиг.4).The nasal and central parts of the fuselage are made in accordance with the claimed solutions in a cross-section of a rounded shape (see figure 4).
В соответствии с заявляемым решением летательного аппарата углубление хвостовой части образовано расположенными последовательно друг за другом первой парой плоских площадок 6 и второй парой плоских площадок 7 (см. фиг.1-3), причем площадки каждой пары размещены по разные стороны от плоскости симметрии 8 летательного аппарата. Плоские площадки каждой из пар развернуты друг относительно друга на тупые двугранные углы χ и Ψ (см. фиг.5-8), значения которых наиболее целесообразно выбирать превышающими 150 градусов.In accordance with the claimed decision of the aircraft, the recess of the tail is formed successively by the first pair of
Ребра 9 и 10 двугранных пространственных углов в соответствии с заявляемым решением пропущены вблизи плоскости симметрии 8 летательного аппарата (см. фиг.2, 5-8) в пределах погрешностей, допускаемых при производстве летательного аппарата.
Ребро 9 пространственного двугранного угла между плоскими площадками 6 первой пары наиболее предпочтительно ориентировать под острым углом к направлению подачи воздуха в воздухозаборник, значение которого может быть выбрано из диапазона от 2 до 10 градусов.The
Для широкого класса летательных аппаратов, предназначенных для полетов со сверхзвуковыми скоростями, угол между направлением подачи воздуха в воздухозаборники силовой установки в крейсерском режиме полета и строительной горизонталью 11 фюзеляжа лежит в пределах от 0 до 5 градусов. В случае использования цилиндрической или цилиндрообразной формы, по крайней мере, в центральной части фюзеляжа направление строительной горизонтали фюзеляжа, как правило, выбирается параллельным оси цилиндрической формы. При выполнении поверхности фюзеляжа летательного аппарата в виде удлиненного тела вращения направление строительной горизонтали фюзеляжа выбирается параллельным оси вращения образующей поверхности. В случае использования искривленных вдоль горизонтали форм фюзеляжа летательного аппарата направление строительной горизонтали фюзеляжа целесообразно выбирать перпендикулярным плоскости шпангоута, расположенного в направлении по полету перед соединением первой площадки с обшивкой фюзеляжа.For a wide class of aircraft intended for flights with supersonic speeds, the angle between the direction of air supply to the air intakes of the power plant in cruise flight mode and the building horizontal of the
Ребро 10 пространственного двугранного угла между плоскими площадками 7 второй пары наиболее целесообразно ориентировать параллельно направлению подачи воздуха в воздухозаборники силовой установки.The
В соответствии с заявляемым решением площадки 6 и 7 первой и второй пары наиболее предпочтительно соединить с обшивкой хвостовой части фюзеляжа под углом друг к другу без плавного перехода по острой кромке 12, как показано на фиг.5-8, при этом поперечные сечения хвостовой части фюзеляжа выполняются в виде сочетания округлой и плоской частей.In accordance with the claimed decision, the
В соответствии с заявляемым решением части плоские площадки 7 второй пары, прилегающие к бортам летательного аппарата в месте стыка вторых площадок с обшивкой фюзеляжа, продлены за срез 5 воздухозаборников силовой установки с охватом, по крайней мере, частей боковых стенок 13 мотогондолы 3, примыкающих к срезу воздухозаборников 5. Ширину (С, см. фиг.9) продленной за срез воздухозаборников части каждой из вторых плоских плошадок наиболее предпочтительно выбрать из диапазона 5…10% от ширины среза воздухозаборника, примыкающего к боковой стенке мотогондолы.In accordance with the claimed decision, the parts of the
При обтекании летательного аппарата сверхзвуковым потоком в зоне начала стыка первых плоских площадок с обшивкой фюзеляжа скорость сверхзвукового потока увеличивается. В вершине первой плоской площадки формируются волны разрежения. Расположение первых площадок под тупым углом друг к другу вдоль ребра позволяет уменьшить интенсивность вихрей, образующихся на стыке ребра первой пары площадок с обшивкой фюзеляжа. Помимо этого расположение первых площадок под углом друг к другу позволяет уменьшить интенсивность скачка уплотнения, образующегося на стыке первых площадок со вторыми. В зоне стыка первых и вторых плоских площадок формируется скачок уплотнения, в котором происходит сверхзвуковое торможение потока. Перемещение потока по плоским площадкам сопровождается нарастанием пограничного слоя. Наличие вторых площадок, расположенных под тупым углом друг к другу, усиливает отток пограничного слоя от плоскости симметрии к периферийным областям вторых площадок. При этом уменьшается толщина пограничного слоя вблизи плоскости симметрии на входе в воздухозаборник. Угловой стык плоских площадок по острой, без плавного сопряжения, кромке формирует вихревое течение вдоль стыка первых площадок с обшивкой, пограничный слой стекает с плоских площадок и уводится в сторону от фюзеляжа и входа в воздухозаборник. Отток пограничного слоя усиливается за счет наличия острой кромки в месте стыка вторых площадок с обшивкой. Пограничный слой, накопленный в потоке к зоне, непосредственно примыкающей к воздухозаборнику, стекает по периферийным частям второй плоской площадки вдоль наружных боковых стенок воздухозаборника и отводится от фюзеляжа.When an aircraft flows around a supersonic stream in the zone of the junction of the first flat areas with fuselage skin, the speed of the supersonic stream increases. At the top of the first flat area, rarefaction waves form. The location of the first sites at an obtuse angle to each other along the edge allows you to reduce the intensity of the vortices formed at the junction of the edges of the first pair of sites with the fuselage skin. In addition, the location of the first sites at an angle to each other allows to reduce the intensity of the shock wave formed at the junction of the first sites with the second. In the joint zone of the first and second flat sites, a shock wave is formed in which supersonic flow inhibition occurs. Moving the flow along flat areas is accompanied by an increase in the boundary layer. The presence of second sites located at an obtuse angle to each other enhances the outflow of the boundary layer from the plane of symmetry to the peripheral regions of the second sites. In this case, the thickness of the boundary layer near the plane of symmetry at the entrance to the air intake decreases. The angular joint of flat areas along an acute, without smooth conjugation, edge forms a vortex flow along the junction of the first areas with the casing, the boundary layer flows down from flat areas and is led away from the fuselage and the entrance to the air intake. The outflow of the boundary layer is enhanced due to the presence of a sharp edge at the junction of the second plating sites. The boundary layer accumulated in the flow to the area directly adjacent to the air intake flows down the peripheral parts of the second flat area along the outer side walls of the air intake and is diverted from the fuselage.
Летательный аппарат, выполненный по предложенной схеме, имеет более высокие летные характеристики и улучшенные экологические показатели за счет уменьшения выбросов вредных веществ в атмосферу в связи с уменьшенным потреблением топлива, которое достигается увеличением аэродинамического качества и улучшением характеристик воздухозаборников.The aircraft, made according to the proposed scheme, has higher flight characteristics and improved environmental performance by reducing emissions of harmful substances into the atmosphere due to reduced fuel consumption, which is achieved by increasing aerodynamic quality and improving the characteristics of air intakes.
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012149355/11A RU2521164C1 (en) | 2012-11-20 | 2012-11-20 | Aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012149355/11A RU2521164C1 (en) | 2012-11-20 | 2012-11-20 | Aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2521164C1 true RU2521164C1 (en) | 2014-06-27 |
Family
ID=51218151
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012149355/11A RU2521164C1 (en) | 2012-11-20 | 2012-11-20 | Aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2521164C1 (en) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2212360C1 (en) * | 2002-03-21 | 2003-09-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Flying vehicle (variants) |
| RU2391254C2 (en) * | 2007-05-18 | 2010-06-10 | Вячеслав Геннадьевич Кажан | Supersonic aircraft (versions) |
| US20110062290A1 (en) * | 2006-10-12 | 2011-03-17 | Aerion Corporation | Supersonic aircraft jet engine installation |
-
2012
- 2012-11-20 RU RU2012149355/11A patent/RU2521164C1/en active IP Right Revival
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2212360C1 (en) * | 2002-03-21 | 2003-09-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Flying vehicle (variants) |
| US20110062290A1 (en) * | 2006-10-12 | 2011-03-17 | Aerion Corporation | Supersonic aircraft jet engine installation |
| RU2391254C2 (en) * | 2007-05-18 | 2010-06-10 | Вячеслав Геннадьевич Кажан | Supersonic aircraft (versions) |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2352500C2 (en) | Multiengined airplane | |
| US7878458B2 (en) | Method and apparatus for enhancing engine-powered lift in an aircraft | |
| US8393567B2 (en) | Method and apparatus for reducing aircraft noise | |
| US8087607B2 (en) | Airplane configuration | |
| US8152095B2 (en) | Aircraft having a reduced acoustic signature | |
| US6705567B2 (en) | Tandem wing aircraft and method for manufacturing and operating such aircraft | |
| CN108290636B (en) | Turbine engine propelled aircraft with acoustic panels | |
| RU188859U1 (en) | Supersonic aircraft | |
| CA2647762C (en) | Aircraft wing arrangement comprising an engine attachment strut defining in the front zone a lateral air flow channel | |
| RU2517629C1 (en) | Aircraft | |
| RU2391254C2 (en) | Supersonic aircraft (versions) | |
| RU2548200C2 (en) | Supersonic aircraft | |
| US20200324871A1 (en) | Aircraft wing | |
| RU2521164C1 (en) | Aircraft | |
| RU2517627C1 (en) | Aircraft | |
| US8740139B1 (en) | Leading edge snag for exposed propeller engine installation | |
| RU2388651C2 (en) | Aircraft with low noise at take-off and landing | |
| RU2212360C1 (en) | Flying vehicle (variants) | |
| CN115848621A (en) | Military transport plane | |
| RU196781U1 (en) | Air intake supersonic passenger aircraft | |
| RU2604951C1 (en) | Short takeoff and landing aircraft | |
| RU143725U1 (en) | Subsonic Passenger Airplane | |
| RU136012U1 (en) | SUPERSONIC PLANE | |
| RU196128U1 (en) | Supersonic Civil Aircraft | |
| RU196778U1 (en) | Air intake supersonic passenger aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171121 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20190506 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201121 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20211124 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20220112 |