RU2180309C2 - Supersonic maneuverable aircraft - Google Patents
Supersonic maneuverable aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2180309C2 RU2180309C2 RU2000107101/28A RU2000107101A RU2180309C2 RU 2180309 C2 RU2180309 C2 RU 2180309C2 RU 2000107101/28 A RU2000107101/28 A RU 2000107101/28A RU 2000107101 A RU2000107101 A RU 2000107101A RU 2180309 C2 RU2180309 C2 RU 2180309C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- aircraft
- fuselage
- root
- tail
- Prior art date
Links
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к многоцелевым маневренным самолетам. The invention relates to aircraft, in particular to multi-purpose maneuverable aircraft.
Известен сверхзвуковой маневренный самолет интегральной аэродинамической компоновки, который содержит несущий фюзеляж, стреловидное крыло с корневыми наплывами, горизонтальное и вертикальное хвостовое оперение, кабину, размещенную в головной части фюзеляжа, двигатель, установленный в мотогондоле, расположенной в хвостовой части фюзеляжа, и воздухозаборник двигателя (RU 2138423 С1, 27.09.99, МПК 6 В 64 С 30/00 ). Known supersonic maneuverable aircraft integrated aerodynamic configuration, which contains a supporting fuselage, a swept wing with root flows, horizontal and vertical tail, a cockpit located in the head of the fuselage, an engine installed in the nacelle located in the rear of the fuselage, and an air intake (RU 2138423 C1, 09.27.99, IPC 6 V 64 C 30/00).
Известная конструкция (аэродинамическая компоновка) самолета имеет стреловидное крыло с прямой (положительной) стреловидностью. Однако для такого крыла характерно перетекание пограничного слоя от его середины к концевым частям и возникновение концевых срывов потока, а также увеличение угла скоса потока за крылом на больших углах атаки. Вследствие этого ухудшаются аэродинамические и маневренные характеристики самолета, поскольку уменьшается аэродинамическое качество самолета, ухудшаются несущие свойства, устойчивость и управляемость самолета на больших углах атаки. Кроме того, для самолета с крылом прямой стреловидности характерна сложная механизация крыла. The known design (aerodynamic layout) of the aircraft has a swept wing with a direct (positive) sweep. However, such a wing is characterized by the overflow of the boundary layer from its middle to the end parts and the occurrence of end stalls of the flow, as well as an increase in the angle of the bevel of the flow behind the wing at large angles of attack. As a result, the aerodynamic and maneuverability of the aircraft is deteriorating, since the aerodynamic quality of the aircraft is reduced, the load-bearing properties, stability and controllability of the aircraft at large angles of attack are deteriorating. In addition, an aircraft with a direct sweep wing is characterized by complex wing mechanization.
Задача настоящего изобретения заключается в разработке аэродинамической компоновки (т.е. в выборе форм и взаимного расположения отдельных элементов - крыла, фюзеляжа, оперения, воздухозаборника двигателя и т.д.) самолета, имеющего улучшенные аэродинамические и маневренные характеристики, а также упрощение механизации крыла. The objective of the present invention is to develop an aerodynamic layout (i.e., in the selection of the shapes and relative positions of the individual elements — the wing, fuselage, plumage, engine air intake, etc.) of an aircraft having improved aerodynamic and maneuverability, as well as simplifying wing mechanization .
Указанная задача (технический результат) достигается тем, что в сверхзвуковом маневренном самолете, который содержит профилированный несущий фюзеляж, состоящий из головной части, оснащенной носовым обтекателем, центральной части и хвостовой части, крыло, плавно сопряженное с фюзеляжем, корневые наплывы крыла, дифференциальное цельноповоротное хвостовое горизонтальное оперение, вертикальное оперение, состоящее по меньшей мере из одного вертикального киля с рулем направления, кабину, размещенную в головной части фюзеляжа, по меньшей мере одну гондолу двигателя, расположенную в хвостовой части фюзеляжа, воздушно-реактивный двигатель, установленный в гондоле, и по меньшей мере один сверхзвуковой воздухозаборник двигателя с воздушным каналом, согласно изобретению крыло выполнено обратной стреловидности и снабжено закрылками. Передняя кромка корневых частей крыла выполнена прямолинейной с положительным углом стреловидности, передняя кромка концевых частей крыла - прямолинейной с отрицательным углом стреловидности, а задняя кромка крыла выполнена прямолинейной с отрицательным углом стреловидности. Корневые наплывы крыла установлены вдоль правого и левого бортов головной части фюзеляжа, каждый из наплывов имеет острую криволинейную переднюю кромку с положительным углом стреловидности. Передняя кромка наплывов сопряжена с передней кромкой соответствующих корневых частей крыла. Значение угла стреловидности передней кромки наплывов плавно увеличивается в направлении от носового обтекателя. При этом в месте сопряжения передней кромки наплывов с передней кромкой корневых частей крыла угол стреловидности равен от 85 до 90o, а длина каждого наплыва вдоль соответствующего борта фюзеляжа, начиная от передней кромки бортового профиля консоли крыла, составляет от 0,55 до 0,75 длины головной части фюзеляжа.This task (technical result) is achieved by the fact that in a supersonic maneuverable aircraft, which contains a profiled supporting fuselage, consisting of a head part equipped with a nose fairing, a central part and a tail part, a wing smoothly conjugated with the fuselage, root wing inflations, differential all-rotated tail horizontal plumage, vertical plumage, consisting of at least one vertical keel with rudder, a cabin located in the head of the fuselage, at least There is one engine nacelle located in the rear of the fuselage, an air-jet engine mounted in the nacelle, and at least one supersonic engine air intake with an air channel, according to the invention, the wing is made with a reverse sweep and is equipped with flaps. The leading edge of the wing root is straight with a positive sweep angle, the leading edge of the wing end is straight with a negative sweep, and the trailing edge is straight with a negative sweep. Root inflations of the wing are installed along the right and left sides of the head of the fuselage, each of the inflows has a sharp curved front edge with a positive sweep angle. The leading edge of the sagging is associated with the leading edge of the corresponding root parts of the wing. The value of the sweep angle of the leading edge of the influx gradually increases in the direction from the nose fairing. Moreover, at the interface between the leading edge of the influx and the leading edge of the wing root parts, the sweep angle is from 85 to 90 ° , and the length of each influx along the corresponding side of the fuselage, starting from the leading edge of the side profile of the wing console, is from 0.55 to 0.75 the length of the head of the fuselage.
Кроме того, воздушно-реактивный двигатель может быть выполнен по типу двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой и с отклоняемым вектором тяги. In addition, the jet engine can be made as a double-circuit turbojet engine with afterburner and with a deflected thrust vector.
Воздухозаборник двигателя может быть расположен под фюзеляжем. The engine air intake can be located under the fuselage.
Рекомендуется самолет снабдить двумя боковыми воздухозаборниками с воздушными каналами, разделенными сужающейся хвостовой частью фюзеляжа, при этом воздухозаборники установлены симметрично относительно плоскости симметрии самолета под корневыми частями крыла. It is recommended that the aircraft be equipped with two side air intakes with air channels separated by a tapering tail of the fuselage, while the air intakes are mounted symmetrically with respect to the plane of symmetry of the aircraft under the root parts of the wing.
Самолет также может быть снабжен двумя воздухозаборниками, установленными под фюзеляжем симметрично относительно плоскости симметрии самолета, при этом каждый воздухозаборник имеет прямоугольное поперечное сечение и выступающую вперед верхнюю кромку. The aircraft can also be equipped with two air intakes, mounted under the fuselage symmetrically with respect to the plane of symmetry of the aircraft, with each air inlet having a rectangular cross section and a forward edge protruding forward.
Целесообразно самолет снабдить двумя гондолами с установленными в них двигателями. It is advisable to provide the aircraft with two gondolas with engines installed in them.
Самолет может быть выполнен по схеме моноплана со средним расположением крыла или по схеме моноплана с верхним расположением крыла. The aircraft can be made according to the monoplane scheme with an average wing arrangement or according to the monoplane scheme with an upper wing arrangement.
Рекомендуется переднюю кромку наплывов расположить в одной плоскости с плоскостью хорд корневых частей крыла. It is recommended that the leading edge of the influx be placed in the same plane as the plane of the chords of the root parts of the wing.
При этом передняя кромка корневых наплывов крыла в плане может иметь форму параболы, фокус которой находится на плоскости симметрии самолета. In this case, the leading edge of the root wing inflows in the plan may have the shape of a parabola, whose focus is on the plane of symmetry of the aircraft.
Целесообразно, чтобы вертикальное оперение состояло из разнесенных относительно плоскости симметрии самолета двух килей. It is advisable that the vertical tail consisted of two keels spaced apart relative to the plane of symmetry of the aircraft.
При этом кили вертикального оперения следует установить с углом развала от 5 до 15o.In this case, the keels of the vertical plumage should be installed with a camber angle of 5 to 15 o .
Каждый киль может быть установлен перед соответствующей консолью хвостового горизонтального оперения. Each keel can be installed in front of the corresponding console tail horizontal tail.
Целесообразно, чтобы передняя кромка корневых частей крыла в месте их сопряжения с передней кромкой корневых наплывов находилась от носка обтекатекателя на расстоянии от 0,55 до 0,6 длины фюзеляжа. It is advisable that the leading edge of the root parts of the wing in place of their mating with the leading edge of the root inflows is located from the fairing nose at a distance of 0.55 to 0.6 of the fuselage length.
При этом угол стреловидности передней кромки корневых частей крыла может составлять от 45 до 55o, угол стреловидности передней кромки концевых частей крыла находится в пределах от минус 15 до минус 23o, а угол стреловидности задней кромки крыла - от минус 32 до минус 38o.In this case, the sweep angle of the leading edge of the wing root parts can be from 45 to 55 o , the sweep angle of the leading edge of the wing end parts is in the range from minus 15 to minus 23 o , and the sweep angle of the trailing edge of the wing can be from minus 32 to minus 38 o .
Отношение размаха корневой части крыла к размаху крыла может составлять от 0,36 до 0,38, а отношение размаха наплывов в месте их сопряжения с передними кромками корневых частей крыла к размаху крыла находится в пределах от 0,22 до 0,25. The ratio of the span of the root of the wing to the span of the wing can range from 0.36 to 0.38, and the ratio of the span of the influx in the place of their interface with the leading edges of the root parts of the wing to the span of the wing is in the range from 0.22 to 0.25.
Отношение площади наплывов к площади крыла в плане может составлять от 0,15 до 0,22. The ratio of the area of influx to the area of the wing in the plan can be from 0.15 to 0.22.
Рекомендуется самолет снабдить цельноповоротным передним горизонтальным оперением. It is recommended that the aircraft be equipped with a fully rotating front horizontal tail.
Наряду с этим рекомендуется консоли переднего горизонтального оперения установить на соответствующих корневых наплывах крыла. In addition, it is recommended to install the front horizontal tail console on the corresponding root influx of the wing.
Целесообразно каждую консоль переднего горизонтального оперения выполнить трапециевидной формы в плане. It is advisable to carry out each console of the front horizontal plumage in a trapezoidal shape in plan.
Каждую консоль переднего горизонтального оперения рекомендуется установить непосредственно у носка соответствующей консоли крыла. It is recommended to install each console of the front horizontal tail unit directly at the toe of the corresponding wing console.
При этом передняя кромка каждой консоли переднего горизонтального оперения может иметь положительный угол стреловидности от 45 до 50o, а задняя кромка - отрицательный угол стреловидности от минус 15 до минус 20o.In this case, the front edge of each console of the front horizontal tail can have a positive sweep angle from 45 to 50 o , and the trailing edge - a negative sweep angle from minus 15 to minus 20 o .
Кроме того, рекомендуется, чтобы отношение размаха переднего горизонтального оперения к размаху крыла находилось в пределах от 0,42 до 0,44. In addition, it is recommended that the ratio of the span of the front horizontal tail to the span of the wing be in the range from 0.42 to 0.44.
Также целесообразно, чтобы отношение площади переднего горизонтального оперения к площади крыла в плане находилось в пределах от 0,06 до 0,1. It is also advisable that the ratio of the area of the front horizontal plumage to the area of the wing in the plan was in the range from 0.06 to 0.1.
На чертеже изображена проекция в плане сверхзвукового маневренного самолета с крылом обратной стреловидности. The drawing shows a projection in plan of a supersonic maneuverable aircraft with a reverse sweep wing.
Сверхзвуковой маневренный самолет содержит профилированный несущий фюзеляж 1, состоящий из головной части, оснащенной носовым коническим обтекателем 2, центральной части и хвостовой части, крыло 3, плавно сопряженное с фюзеляжем, корневые наплывы 4 крыла, дифференциальное цельноповоротное хвостовое горизонтальное оперение 5, вертикальное оперение 6, состоящее по меньшей мере из одного вертикального киля с рулем направления, кабину 7, размещенную в головной части фюзеляжа, по меньшей мере одну гондолу двигателя, расположенную в хвостовой части фюзеляжа, воздушно-реактивный двигатель, установленный в гондоле, и по меньшей мере один сверхзвуковой воздухозаборник двигателя с воздушным каналом. Крыло самолета выполнено обратной стреловидности и снабжено закрылками. Передняя кромка корневых частей 8 крыла 3 выполнена прямолинейной с положительным углом стреловидности, передняя кромка концевых частей 9 крыла - прямолинейной с отрицательным углом стреловидности. Задняя кромка крыла выполнена прямолинейной с отрицательным углом стреловидности. Корневые наплывы 4 крыла установлены вдоль правого и левого бортов головной части фюзеляжа. Каждый из наплывов имеет острую криволинейную переднюю кромку с положительным углом стреловидности. Передняя кромка наплывов сопряжена с передней кромкой соответствующих корневых частей крыла. Значение угла стреловидности передней кромки наплывов 4 плавно увеличивается в направлении от носового обтекателя 2. При этом в месте сопряжения передней кромки наплывов с передней кромкой корневых частей 8 крыла угол стреловидности равен от 85 до 90o, а длина каждого наплыва вдоль соответствующего борта фюзеляжа, начиная от передней кромки бортового профиля 10 консоли крыла, составляет от 0,55 до 0,75 длины головной части фюзеляжа.A supersonic maneuverable aircraft contains a profiled supporting fuselage 1, consisting of a head part equipped with a nose conical fairing 2, a central part and a tail part, a wing 3 smoothly interfaced with the fuselage, root wing inflows 4, differential all-rotational tail horizontal tail 5, vertical tail 6, consisting of at least one vertical keel with a rudder, a cabin 7 located in the head of the fuselage, at least one engine nacelle located in the tail h Part of the fuselage, a jet engine mounted in a nacelle, and at least one supersonic air intake of the engine. The wing of the aircraft is reverse sweep and equipped with flaps. The leading edge of the root parts 8 of the wing 3 is made straight with a positive sweep angle, the leading edge of the end parts 9 of the wing is straight with a negative sweep angle. The trailing edge of the wing is made rectilinear with a negative sweep angle. Root influx 4 wings are installed along the right and left sides of the head of the fuselage. Each of the nodules has a sharp curved leading edge with a positive sweep angle. The leading edge of the sagging is associated with the leading edge of the corresponding root parts of the wing. The value of the sweep angle of the leading edge of the influx 4 gradually increases in the direction from the nose fairing 2. At the same time, at the interface between the leading edge of the influx and the leading edge of the root parts 8 of the wing, the sweep angle is from 85 to 90 ° , and the length of each influx along the corresponding side of the fuselage from the front edge of the side profile 10 of the wing console, is from 0.55 to 0.75 of the length of the head of the fuselage.
Для повышения экономичности и маневренности самолета воздушно-реактивный двигатель выполнен по типу двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой (ДТРДФ) и с отклоняемым вектором тяги. To increase the economy and maneuverability of the aircraft, the jet engine is designed as a double-circuit turbojet engine with afterburner (DTRDF) and with a thrust vector.
В зависимости от назначения и летно-технических данных самолет может быть снабжен воздухозаборником, расположенным под фюзеляжем, или двумя боковыми воздухозаборниками с воздушными каналами, разделенными сужающейся хвостовой частью фюзеляжа, при этом воздухозаборники установлены симметрично относительно плоскости симметрии самолета под корневыми частями крыла. Самолет также может быть снабжен двумя воздухозаборниками, установленными под фюзеляжем симметрично относительно плоскости симметрии самолета. Каждый воздухозаборник имеет прямоугольное поперечное сечение и выступающую вперед верхнюю кромку. Depending on the purpose and flight technical data, the aircraft can be equipped with an air intake located under the fuselage, or two side air intakes with air channels separated by a tapering tail of the fuselage, while the air intakes are installed symmetrically with respect to the plane of symmetry of the aircraft under the root parts of the wing. The aircraft can also be equipped with two air intakes installed under the fuselage symmetrically with respect to the plane of symmetry of the aircraft. Each air intake has a rectangular cross section and a forward edge protruding forward.
Для повышения тяговооруженности, маневренности и надежности самолет снабжен двумя гондолами 11 с установленными в них двигателями (ДТРДФ). To increase the thrust-to-weight ratio, maneuverability and reliability, the aircraft is equipped with two gondolas 11 with engines installed in them (DTRDF).
Самолет может быть выполнен по схеме моноплана с верхним расположением крыла. The aircraft can be made according to the monoplane with the upper wing.
В предпочтительном варианте самолет целесообразнее выполнить по схеме моноплана со средним расположением крыла. При этом передняя кромка наплывов 4 расположена в одной плоскости с плоскостью хорд корневых частей 8 крыла. Предусмотрено, что передняя кромка корневых наплывов в плане может иметь форму параболы, фокус которой находится на плоскости симметрии самолета. In a preferred embodiment, the aircraft is more expedient to perform according to the monoplane scheme with an average wing position. While the leading edge of the influx 4 is located in the same plane with the plane of the chords of the root parts 8 of the wing. It is envisaged that the leading edge of the root sag in the plan may have the shape of a parabola, whose focus is on the plane of symmetry of the aircraft.
Передняя кромка корневых частей 8 крыла в месте их сопряжения с передней кромкой корневых наплывов 4 находится от носка обтекатекателя 2 на расстоянии от 0,55 до 0,6 длины фюзеляжа. Угол стреловидности передней кромки корневых частей крыла составляет от 45 до 55o. Угол стреловидности передней кромки концевых частей 9 крыла находится в пределах от минус 15 до минус 23o, а угол стреловидности задней кромки крыла - от минус 32 до минус 38o. Отношение размаха корневой части крыла к размаху крыла составляет от 0,36 до 0,38, а отношение размаха наплывов в месте их сопряжения с передними кромками корневых частей крыла к размаху крыла находится в пределах от 0,22 до 0,25. При этом отношение площади наплывов к площади крыла в плане составляет от 0,15 до 0,22.The front edge of the root parts 8 of the wing in place of their interface with the front edge of the root sag 4 is located from the nose of the fairing 2 at a distance of 0.55 to 0.6 of the length of the fuselage. The sweep angle of the leading edge of the root parts of the wing is from 45 to 55 o . The sweep angle of the leading edge of the wing end parts 9 ranges from minus 15 to minus 23 o , and the sweep angle of the trailing edge of the wing is from minus 32 to minus 38 o . The ratio of the span of the root of the wing to the span of the wing is from 0.36 to 0.38, and the ratio of the span of the influx in the place of their interface with the leading edges of the root parts of the wing to the span of the wing is in the range from 0.22 to 0.25. The ratio of the area of influx to the area of the wing in the plan is from 0.15 to 0.22.
Для повышения устойчивости и управляемости в самолете использовано вертикальное оперение (ВО) 6, состоящее из разнесенных относительно плоскости симметрии самолета двух килей, установленных с углом развала от 5 до 15o. В зависимости от аэродинамической компоновки самолета каждый киль ВО может быть установлен перед соответствующей консолью хвостового горизонтального оперения (ГО) 5.To increase stability and controllability in the aircraft, the vertical tail (VO) 6 was used, consisting of two keels spaced apart from the plane of symmetry of the aircraft, installed with a camber angle of 5 to 15 o . Depending on the aerodynamic layout of the aircraft, each keel of the aircraft can be installed in front of the corresponding console tail horizontal tail (GO) 5.
Для улучшения взлетно-посадочных и маневренных характеристик самолет может быть снабжен цельноповоротным передним горизонтальным оперением (ПГО) 12. Предусмотрены установка консолей ПГО на соответствующих корневых наплывах крыла 4 и выполнение каждой консоли трапециевидной формы в плане. Целесообразно каждую консоль ПГО установить непосредственно у носка соответствующей консоли крыла. При этом рекомендуется, чтобы угол стреловидности передней кромки каждой консоли ПГО находился в пределах от 45 до 50o, а задней кромки - в пределах от минус 15 до минус 20o. Наряду с этим рекомендуется, чтобы отношение размаха переднего горизонтального оперения к размаху крыла находилось в пределах от 0,42 до 0,44, а отношение площади переднего горизонтального оперения к площади крыла в плане находилось в пределах от 0,06 до 0,1.To improve take-off and landing and maneuvering characteristics, the aircraft can be equipped with a fully rotatable front horizontal tail (PF) 12. It is possible to install PF consoles on the corresponding root influx of wing 4 and make each console a trapezoidal shape in plan. It is advisable to install each PGO console directly at the toe of the corresponding wing console. It is recommended that the sweep angle of the leading edge of each PGO console be in the range from 45 to 50 o , and the trailing edge in the range from minus 15 to minus 20 o . In addition, it is recommended that the ratio of the span of the front horizontal plumage to the span of the wing be in the range from 0.42 to 0.44, and the ratio of the area of the front horizontal plumage to the area of the wing in the plan is in the range from 0.06 to 0.1.
Следует отметить также, что установка корневых наплывов 4 данной конфигурации, крыла обратной стреловидности, а также переднего горизонтального оперения 12 позволяет упростить механизацию, а следовательно, и конструкцию крыла. В частности, крыло может быть оборудовано только закрылками 13. В предложенной конструкции отсутствуют предкрылки, аэродинамические гребни, уступы на передней кромке крыла, интерцепторы, коническая крутка крыла, т.е. элементы, характерные для самолетов с крылом прямой стреловидности. It should also be noted that the installation of root inflows 4 of this configuration, the wing of the reverse sweep, as well as the front horizontal tail 12 allows to simplify the mechanization and, consequently, the design of the wing. In particular, the wing can only be equipped with flaps 13. There are no slats, aerodynamic ridges, ledges on the leading edge of the wing, spoilers, or tapered twist of the wing, i.e. elements characteristic of airplanes with a direct sweep wing.
Самолет функционирует следующим образом. The aircraft operates as follows.
При полете самолета образуется стабильный спиральный поток вихрей (пелена вихрей), сходящих с острых кромок наплывов 4. Эта пелена вихрей уменьшает область отрыва потока от поверхности крыла в корневой части (околофюзеляжной зоне) и препятствует поперечному течению потока по крылу при увеличении угла атаки. Благодаря этому возникает дополнительная подъемная сила, уменьшается сопротивление и обеспечиваются более высокая устойчивость и управляемость, т.е. существенно улучшается маневренность самолета при больших углах атаки. Кроме того, при сверхзвуковом полете уменьшается околозвуковое нарастание профильного сопротивления и увеличивается подъемная сила передней части фюзеляжа, что и обеспечивает более высокое аэродинамическое качество самолета. During the flight of the aircraft, a stable spiral flow of vortices (vortex sheet) descending from the sharp edges of the influx 4 is formed. This vortex sheet reduces the area of flow separation from the wing surface in the root part (near-fuselage zone) and prevents the transverse flow through the wing with an increase in the angle of attack. Due to this, additional lifting force arises, drag decreases and higher stability and controllability are provided, i.e. significantly improves the maneuverability of the aircraft at large angles of attack. In addition, during supersonic flight, the transonic increase in profile resistance decreases and the lift force of the front of the fuselage increases, which ensures a higher aerodynamic quality of the aircraft.
Аэродинамическое управление самолетом осуществляется с помощью закрылков 13, дифференциального цельноповоротного хвостового горизонтального оперения (ГО) 5, цельноповоротного переднего горизонтального оперения (ПГО) 12, рулей направления, установленных на двухкилевом вертикальном оперении (ВО) 6, и отклонением вектора тяги, например, с помощью перестановки створок или отклонения выходного сопла ДТРДФ. Aerodynamic control of the aircraft is carried out using the flaps 13, differential all-turning tail horizontal tail unit (GO) 5, all-turning front horizontal tail unit (PGO) 12, rudders mounted on a two-gauge vertical tail unit (BO) 6, and the deviation of the thrust vector, for example, using permutation of the valves or deviations of the output nozzle DTRDF.
Для управления по крену консоли хвостового ГО отклоняются дифференциально, а для управления по тангажу - одновременно. Два вертикальных ВО обеспечивают необходимую путевую устойчивость при возникающих вихревых потоках, создаваемых наплывами. For the roll control, the tail GO cantilevers are deviated differentially, and for the pitch control, simultaneously. Two vertical VO provide the necessary directional stability in case of vortex flows created by the influx.
При малых скоростях полета, а также на взлете и посадке ПГО увеличивает подъемную силу, выполняя функцию предкрылков. На больших скоростях полета ПГО создает дополнительную подъемную силу и улучшает характер обтекания крыла. At low flight speeds, as well as on take-off and landing, the PGO increases the lifting force, acting as slats. At high flight speeds, the PGO creates additional lift and improves the nature of the flow around the wing.
Использование в конструкции корневых наплывов предложенной геометрии в сочетании с крылом обратной стреловидности определенных параметров позволяет улучшить аэродинамические и маневренные характеристики самолета. The use of the proposed geometry in the design of the root flows, in combination with the reverse sweep wing of certain parameters, makes it possible to improve the aerodynamic and maneuverability of the aircraft.
Наряду с этим предложенная конструкция (аэродинамическая схема) самолета позволяет упростить механизацию крыла. Along with this, the proposed design (aerodynamic scheme) of the aircraft allows to simplify the mechanization of the wing.
Claims (24)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000107101/28A RU2180309C2 (en) | 2000-03-24 | 2000-03-24 | Supersonic maneuverable aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000107101/28A RU2180309C2 (en) | 2000-03-24 | 2000-03-24 | Supersonic maneuverable aircraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2000107101A RU2000107101A (en) | 2002-01-27 |
| RU2180309C2 true RU2180309C2 (en) | 2002-03-10 |
Family
ID=20232238
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2000107101/28A RU2180309C2 (en) | 2000-03-24 | 2000-03-24 | Supersonic maneuverable aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2180309C2 (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2010074595A1 (en) * | 2009-06-01 | 2010-07-01 | Afanasyev Sergey Nikolaevich | Aircraft |
| CN105015795A (en) * | 2014-04-28 | 2015-11-04 | 张焰 | Airplane design method and scheme |
| RU2667657C2 (en) * | 2013-04-02 | 2018-09-21 | Зе Боинг Компани | Airfoil, aircraft and method for manufacture thereof |
| RU2682700C2 (en) * | 2017-07-28 | 2019-03-20 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Алтайский государственный университет" | Highly maneuverable aircraft |
| RU2683910C1 (en) * | 2018-03-23 | 2019-04-02 | Вячеслав Васильевич Головин | Aircraft wing with forward and reverse sweep |
| RU2711618C1 (en) * | 2019-04-01 | 2020-01-17 | Общество с ограниченной ответственностью «ОПТИМЕНГА-777» | Aircraft wing |
| RU2724015C1 (en) * | 2019-08-05 | 2020-06-18 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Aircraft wing |
-
2000
- 2000-03-24 RU RU2000107101/28A patent/RU2180309C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2010074595A1 (en) * | 2009-06-01 | 2010-07-01 | Afanasyev Sergey Nikolaevich | Aircraft |
| RU2482021C1 (en) * | 2009-06-01 | 2013-05-20 | Сергей Николаевич Афанасьев | Aircraft |
| US8544790B2 (en) | 2009-06-01 | 2013-10-01 | Sergey Nikolaevich Afanasyev | Aircraft |
| RU2667657C2 (en) * | 2013-04-02 | 2018-09-21 | Зе Боинг Компани | Airfoil, aircraft and method for manufacture thereof |
| CN105015795A (en) * | 2014-04-28 | 2015-11-04 | 张焰 | Airplane design method and scheme |
| RU2682700C2 (en) * | 2017-07-28 | 2019-03-20 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Алтайский государственный университет" | Highly maneuverable aircraft |
| RU2683910C1 (en) * | 2018-03-23 | 2019-04-02 | Вячеслав Васильевич Головин | Aircraft wing with forward and reverse sweep |
| RU2711618C1 (en) * | 2019-04-01 | 2020-01-17 | Общество с ограниченной ответственностью «ОПТИМЕНГА-777» | Aircraft wing |
| RU2724015C1 (en) * | 2019-08-05 | 2020-06-18 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Aircraft wing |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2440916C1 (en) | Aircraft in integral aerodynamic configuration | |
| US4828204A (en) | Supersonic airplane | |
| US4019696A (en) | Method of and apparatus for enhancing Coanda flow attachment over a wing and flap surface | |
| US4384693A (en) | Aircraft wing provided with a high-lift system in its leading edge | |
| USRE44313E1 (en) | Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil | |
| US4767083A (en) | High performance forward swept wing aircraft | |
| US4447028A (en) | Upper surface blown powered lift system for aircraft | |
| US4598885A (en) | Airplane airframe | |
| US5071088A (en) | High lift aircraft | |
| US4358074A (en) | Propulsion system for V/STOL aircraft | |
| CN105035306A (en) | Jet-propelled flap lift augmentation joined wing system and aircraft thereof | |
| US2910254A (en) | Boundary layer control apparatus relating to aircraft | |
| US3478989A (en) | Supersonic aircraft | |
| US20240051655A1 (en) | System and method for lift augmentation of aircraft wings | |
| US4132375A (en) | Vortex-lift roll-control device | |
| US3942746A (en) | Aircraft having improved performance with beaver-tail afterbody configuration | |
| US2511502A (en) | Tailless airplane | |
| CN115571323A (en) | Flat fusion body overall arrangement aircraft of subsonic speed | |
| US6935592B2 (en) | Aircraft lift device for low sonic boom | |
| US4093156A (en) | Supersonic transport | |
| RU2180309C2 (en) | Supersonic maneuverable aircraft | |
| RU2432299C2 (en) | Supersonic convertible aircraft | |
| RU2591102C1 (en) | Supersonic aircraft with closed structure wings | |
| US3497163A (en) | Supersonic aircraft | |
| US4447027A (en) | Upper surface blown powered lift system for aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20040325 |