RU2084376C1

RU2084376C1 - Flying vehicle

Info

Publication number: RU2084376C1
Application number: RU93006200A
Authority: RU
Inventors: С.Б. Гребенюков; А.Г. Коровкин; В.А. Ларионов; С.С. Распопов; В.Д. Савчук; И.С. Селезнев; В.Я. Ткачев; А.Н. Феофилактов
Original assignee: Машиностроительное конструкторское бюро "Радуга"
Priority date: 1993-02-02
Filing date: 1993-02-02
Publication date: 1997-07-20

Abstract

FIELD: aeronautical engineering. SUBSTANCE: flying vehicle has propulsion plant which consists of propeller built in flying vehicle wing. Axis of propeller rotor is located at a distance of (0.1-0.5)B from leading edge of wing. Entry and exit pipes are located, respectively, on upper and lower surfaces of wing. Outer cowling of exit pipe is tiltable. Center-wing chord exceeds that of outer wings which enhances efficiency of control of flying vehicle, at large angle of attack inclusive. Tail unit of center-wing section is tiltable. EFFECT: higher efficiency of flying vehicle control. 2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов /ЛА/. The invention relates to aircraft and can be used to create aircraft / LA /.

Наиболее близким аналогом, выбранным в качестве прототипа, является летательный аппарат /патент Великобритании N 885663, кл. 110 /3/, 1961/, содержащий движительную установку, выполненную в виде диаметрального вентилятора /ДВ/, встроенного в крыло ЛА. The closest analogue selected as a prototype is an aircraft / patent of Great Britain N 885663, class. 110/3 /, 1961 /, comprising a propulsion system made in the form of a diametrical fan / ДВ / integrated in the aircraft wing.

Недостатком данного технического решения является недостаточная эффективность применения ДВ для создания тяги и подъемной силы, связанная с неэффективным расположением ДВ у задней кромки. The disadvantage of this technical solution is the lack of effectiveness of the use of DW to create traction and lift, associated with an inefficient location of the DW at the trailing edge.

Техническим результатом от использования данного изобретения является увеличение подъемной силы и создание тяги. The technical result from the use of this invention is to increase the lifting force and the creation of traction.

Сущность изобретения заключается в том, что в ЛА, содержащем движительную установку, выполненную в виде ДВ, встроенного в крыло ЛА, ось ротора ДВ расположена на расстоянии /0,1 0,5/b от передней кромки крыла, где b хорда крыла, при этом входной и выходной патрубки ДВ размещены соответственно на нижней и верхней поверхностях крыла, а внешняя обечайка выходного патрубка выполнена отклоняемой. Повышение эффективности управления ЛА на малых скоростях полета и сохранение ее до больших углов атаки может быть обеспечено тем, что центроплан крыла имеет хорду, большую, чем хорда консолей крыла, при этом хвостовая часть центроплана выполнена отклоняемой. The essence of the invention lies in the fact that in an aircraft containing a propulsion system made in the form of a motor built in the wing of the aircraft, the axis of the rotor of the motor is located at a distance of / 0.1 0.5 / b from the leading edge of the wing, where b is the chord of the wing, this inlet and outlet nozzles of the DW are located respectively on the lower and upper surfaces of the wing, and the outer shell of the outlet nozzle is made deflectable. Improving the control efficiency of aircraft at low flight speeds and maintaining it up to large angles of attack can be ensured by the fact that the wing center section has a chord greater than the chord of the wing consoles, while the tail section of the center section is deflected.

В результате поиска по источникам патентной и научно-технической информации, решений, содержащих аналогичные признаки, не было обнаружено. Таким образом, можно сделать заключение о том, что предложенное устройство не известно и, следовательно, соответствует критерию новизны. As a result of a search by sources of patent and scientific and technical information, no solutions containing similar features were found. Thus, we can conclude that the proposed device is not known and, therefore, meets the criterion of novelty.

На фиг. 1 изображен ЛА с встроенным в крыло ДВ; на фиг. 2 вид А на фиг. 1; на фиг. 3 сечение Б-Б на фиг.2. In FIG. 1 shows an aircraft with a built-in wing; in FIG. 2, view A in FIG. one; in FIG. 3 section BB in figure 2.

ЛА с встроенным в крыло ДВ, изображенный на фиг. 1, состоит из фюзеляжа 1, двигательной установки 2, оперения 3, крыла 4, ДВ 5. Крыло ЛА, сечение которого представлено на фиг. 3, имеет выходной 6 и входной 7 патрубки ДВ, ротор ДВ с лопатками 8, отклоняемую обечайку 9 выходного патрубка ДВ. Стенки входного и выходного патрубков ДВ образуют носовую часть 10 и хвостовую часть 11 крыла. An aircraft with a built-in wing, shown in FIG. 1, consists of a fuselage 1, a propulsion system 2, a plumage 3, a wing 4, a wing 5. The wing of the aircraft, the cross section of which is shown in FIG. 3, has an output 6 and input 7 nozzles DV, rotor DV with blades 8, a deflectable shell 9 of the output nozzle DV. The walls of the inlet and outlet nozzles of the DW form the bow 10 and the tail 11 of the wing.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

Воздух всасывается через входной патрубок 7, проходит через лопатки ротора 8, получая энергию, попадает в выходной парубок 6 и направляется тангенциально на верхнюю поверхность хвостовой части крыла 11. При этом внешняя обечайка 9 отклонена в зависимости от режима полета. Air is sucked through the inlet pipe 7, passes through the blades of the rotor 8, receiving energy, enters the outlet pipe 6 and is sent tangentially to the upper surface of the tail portion of the wing 11. In this case, the outer shell 9 is rejected depending on the flight mode.

Именно указанное выполнение предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом позволяет существенно увеличить тягу, а также получить дополнительную подъемную силу. Так, тяговые свойства ДВ могут быть оценены по параметрам струи на срезе сопла /выходного патрубка ДВ/:
P_c p•S•U_c(U_c U)
/Брусиловский И.В. Аэродинамический расчет осевых вентиляторов. М. Машиностроение, 1986, с. 234/.It is the specified implementation of the invention in comparison with the prototype can significantly increase traction, as well as obtain additional lifting force. So, the traction properties of the DW can be estimated by the parameters of the jet at the nozzle / outlet nozzle DV /:
P _c p • S • U _c (U _c U)
/ Brusilovsky I.V. Aerodynamic calculation of axial fans. M. Engineering, 1986, p. 234 /.

Анализ вышеуказанной формулы позволяет сделать вывод, что увеличения тяги P_c можно достичь посредством увеличения величины V_c скорости струи и S площади струи, равной: S h•L, где h высота струи за профилем, L часть размаха крыла, находящегося в зоне обдува.An analysis of the above formula allows us to conclude that an increase in thrust P _c can be achieved by increasing the value V _c of the jet velocity and S of the jet area equal to: S h • L, where h is the height of the jet behind the profile, L is the part of the wing span located in the airflow zone.

В предлагаемом ЛА реализовано увеличение h путем размещения оси ротора ДВ в зоне максимальной строительной высоты профиля крыла. Данные выводы подтверждены результатами экспериментального и численного моделирования. Приведенный диапазон размещения оси ротора ДВ учитывает следующие соображения: возможность применения различных типов профилей в зависимости от конкретного ЛА и из конструктивных соображений с учетом геометрических параметров ДВ. Если в прототипе коэффициент подъемной силы имеет вид:

,
то для предлагаемого ЛА появится дополнительный член

, зависящий от числа оборотов ротора ДВ /импульса струи/, где Cy_o коэффициент подъемной силы при α=0.

коэффициент подъемной силы в зависимости от угла атаки,

коэффициент подъемной силы в зависимости от угла отклонения закрылков,

коэффициент подъемной силы в зависимости от угла отклонения рулей высоты.In the proposed aircraft, an increase in h is realized by placing the axis of the rotor of the engine in the zone of maximum construction height of the wing profile. These findings are confirmed by the results of experimental and numerical simulations. The given range of placement of the axis of the rotor of the AE takes into account the following considerations: the possibility of using different types of profiles depending on a specific aircraft and from design considerations taking into account the geometric parameters of the AE. If the prototype lifting coefficient is:

,
then an additional member will appear for the proposed aircraft

depending on the number of revolutions of the DW rotor / jet impulse /, where Cy _{o is} the lift coefficient at α = 0.

lift coefficient depending on the angle of attack,

lift coefficient depending on the flap deflection angle,

lift coefficient depending on the angle of deviation of the elevators.

Claims

1. Aircraft comprising a propulsion system made in the form of a diametrical fan integrated in the wing of the aircraft, characterized in that the axis of the rotor of the diametrical fan is located at a distance of (0.1 0.5) b from the leading edge of the wing, where b is the chord of the wing while the inlet and outlet nozzles of the diametrical fan are respectively located on the lower and upper surfaces of the wing, and the outer shell of the outlet nozzle of the diametrical fan is deflected.

2. The apparatus according to claim 1, characterized in that the wing center section has a chord larger than the wing console chord, while the tail section of the center section is deflected.