RU2302975C2 - Компоновка самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками - Google Patents
Компоновка самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками Download PDFInfo
- Publication number
- RU2302975C2 RU2302975C2 RU2004111600/11A RU2004111600A RU2302975C2 RU 2302975 C2 RU2302975 C2 RU 2302975C2 RU 2004111600/11 A RU2004111600/11 A RU 2004111600/11A RU 2004111600 A RU2004111600 A RU 2004111600A RU 2302975 C2 RU2302975 C2 RU 2302975C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- wing
- layout
- leading edge
- attack
- Prior art date
Links
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract description 9
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims description 4
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 241001264313 Semioptera wallacii Species 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 2
- 230000009931 harmful effect Effects 0.000 description 2
- 230000004941 influx Effects 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 102220047090 rs6152 Human genes 0.000 description 1
- 239000000523 sample Substances 0.000 description 1
- 239000012086 standard solution Substances 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/0009—Aerodynamic aspects
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
- B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C2001/0045—Fuselages characterised by special shapes
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
- Tires In General (AREA)
- Details Of Aerials (AREA)
- Mobile Radio Communication Systems (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Retarders (AREA)
- Radio Relay Systems (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
- Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации. Самолет (10) включает фюзеляж (12), соединенный с крыльями, воздухозаборник (46), носовую часть (52) фюзеляжа с переменным сечением и устройство (72) управления вихреобразованием, расположенное на наплыве передней кромки, имеющее форму, позволяющую сделать симметричным разрыв вихрей на указанном наплыве при средних/больших углах атаки, и взаимодействующее с хвостовыми частями (44 и 38), разнесенными так, что передняя кромка (36) вертикального киля (38) заходит за задние кромки каждого крыла для поддержания устойчивости в поперечном направлении. Отношение между площадью наплыва передней кромки и высотой устройства управления вихреобразованием равно 2,35 м и диапазон допусков изменяется от +100% до -50% от этого значения. Технический результат - повышение аэродинамических свойства при больших углах атаки. 7 з.п. ф-лы, 18 ил.
Description
Изобретение относится к компоновке самолета с высокими аэродинамическими характеристиками. В частности, заявляемый самолет предлагается в качестве тренировочного самолета с высокими характеристиками и дополнительными рабочими возможностями.
Многие самолеты должны легко управляться и должны иметь специфические динамические характеристики в соответствии с теми задачами, которые нужно выполнять.
Типичные примеры указанных самолетов включают легкие самолеты для высшего пилотажа, тренировочные самолеты и самолеты для воздушного боя.
Эти самолеты часто должны летать при большом угле атаки (угол между самолетом и направлением скорости воздушной струи в данный момент времени).
Легко понять, что при таких условиях полета самолет должен быть очень устойчивым и легко управляться пилотом, чтобы поддерживать безопасное положение во время полета.
Эта устойчивость достигается за счет использования специального автоматического оборудования, способного создавать силы и моменты для противодействия нежелательным положениям при полете.
В то время как устойчивость самолета относительно оси тангажа может управляться с помощью оптимизации статического запаса и времени удвоения амплитуды, присутствие неустойчивости в поперечном направлении (по осям бортового крена и рыскания) при больших углах атаки делает управление трудным даже при использовании высокоразвитых систем управления полетом.
Поэтому необходимо максимально увеличить устойчивость самолета в поперечном направлении вплоть до больших углов атаки, чтобы обеспечить управление/маневренность и избежать отклонений от заданных параметров полета и возникновения штопора.
Обычно и, в частности, в последнее время делались попытки простого изменения аэродинамической формы фюзеляжа и других частей самолета. До настоящего времени эти попытки не привели к успешным результатам.
В патенте США №3478989, кл. В64С 3/54, 9/36, 18.11.1969 описана компоновка самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, которые позволяют при средних/больших углах атаки поддерживать продольную устойчивость самолета, включающего фюзеляж, соединенный с крыльями, по меньшей мере один воздухозаборник, носовую часть фюзеляжа с переменным сечением и устройство управления вихреобразованием, расположенное на передней кромке крыла и взаимодействующее с хвостовыми частями, разнесенными так, что передняя кромка вертикального киля заходит за задние кромки каждого крыла для поддержания устойчивости в переднем направлении. При такой компоновке также присутствует неустойчивость в поперечном направлении при больших углах атаки.
Поэтому, в рамках требований, перечисленных выше, одна из целей этого изобретения состоит в том, чтобы избежать упомянутых проблем и, в частности, проблемы, относящейся к компоновке самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, способной оптимизировать поведение самолета, особенно во время полетов при большом угле атаки.
Другая цель состоит в том, чтобы представить компоновку самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, способную уменьшить ударные эффекты, типичные для малого относительного удлинения крыла с тонким профилем и переменной выпуклостью профиля крыла.
Еще одна цель состоит в том, чтобы осуществить компоновку самолета с высокими аэродинамическими характеристиками, способную успешно избежать потери устойчивости в поперечном направлении и отрицательные эффекты, создаваемые струей от двигателя вблизи борта фюзеляжа и горизонтальной части хвостового оперения, поскольку это касается лобового сопротивления, устойчивости и продольного управления.
Дополнительная цель состоит в том, чтобы создать компоновку самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, способную предотвращать штопор, оптимизируя, в общем, поведение самолета при больших углах атаки.
Этим и другим целям удовлетворяет компоновка самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками согласно п.1 формулы изобретения, на которую авторы ссылаются.
Заявляемый самолет выгодно использовать, в частности, как тренировочный, с высокими характеристиками и дополнительными рабочими возможностями.
Компоновка охватывает "формулу" с двумя двигателями и характеризуется присутствием ряда особых деталей конструкции.
Двухместная кабина (тандем) с взаимосвязанными средствами управления полетом соединена с носовой частью, имеющей по существу круглое и переменное сечение, характеризующееся низким относительным удлинением, и оптимизированной для полетов с большими углами атаки. Здесь легко может быть установлен радар для боевого варианта самолета.
Форма носовой части и ее размеры оптимизированы, чтобы уменьшить вредное влияние вихреобразования на аэродинамические характеристики при средних/больших углах атаки; указанные характеристики позволяют уменьшить курсовую асимметрию при больших углах атаки, типичную для носовой части с круглым или эллиптическим сечением.
Кроме того, профиль крыла отличается от стандартных профилей крыла, создавая единую систему, способную минимизировать ударные эффекты, типичные для низкого относительного удлинения крыла с тонким профилем и переменной выпуклостью.
Аэродинамическая конструкция включает также устройство управления вихреобразованием на наплыве передней кромки (LEX), размеры которого позволяют сделать симметричным разрыв вихрей на LEX при средних/больших углах атаки, так как симметричный разрыв вихрей позволяет поддерживать устойчивость в поперечном направлении и управление самолетом при средних/больших углах атаки.
Предлагаемый тренировочный самолет имеет, по меньшей мере, один воздухозаборник двигателя, способный обеспечить характеристики и соответствующую газодинамическую границу раздела с двигателем; в конструкции не предусмотрено объединения типичного отражателя на верхней кромке воздухозаборника с LEX.
Наконец, расположение горизонтального оперения с выносом позволяет уменьшить аэродинамическое сопротивление, создаваемое хвостовой частью фюзеляжа, оптимизировать поведение самолета в штопоре и улучшить аэродинамическую конструкцию самолета для маневров при больших углах атаки.
Дополнительные цели и преимущества этого изобретения станут ясными из следующего описания и из приложенных чертежей, приведенных в качестве примера, но не ограничивающих объема изобретение, из которых:
фиг.1 является видом сбоку предлагаемого самолета, в частности тренировочного самолета;
фиг.2 является видом сверху предлагаемого самолета, в частности тренировочного самолета;
фиг.3 является видом снизу предлагаемого самолета, в частности тренировочного самолета;
фиг.4 является видом спереди предлагаемого самолета, в частности тренировочного самолета;
фиг.5 является видом сзади предлагаемого самолета, в частности тренировочного самолета;
фиг.6 является сечением по линии VI-VI на фиг.2;
фиг.7 является частичным и увеличенным видом детали компоновки предлагаемого самолета;
фиг.8 является сечением по линии VIII-VIII на фиг.7;
фиг.9 является сечением по линии IX-IX на фиг.7;
фиг.10 является сечением по линии Х-Х на фиг.7;
фиг.11 является сечением по линии XI-XI на фиг.7;
фиг.12 является сечением по линии XII-XII на фиг.7;
фиг.13 является сечением по линии XIII-XIII на фиг.7;
фиг.14 является сечением по линии XIV-XIV на фиг.7;
фиг.15 является сечением по линии XV-XV на фиг.7;
фиг.16 является сечением по линии XVI-XVI на фиг.7;
фиг.17 является сечением по линии XVII-XVII на фиг.7;
фиг.18 является увеличенным изометрическим видом детали компоновки предлагаемого самолета.
На чертежах предлагаемый самолет, в частности тренировочный самолет, имеющий компоновку с улучшенными аэродинамическими характеристиками, в целом обозначен позицией 10.
Самолет 10 включает фюзеляж 12, имеющий верхнюю стенку 14 и нижнюю стенку 16, и два крыла, соответственно, правое крыло 18 и левое крыло 20, прикрепленные к фюзеляжу 12.
Правое крыло 18 имеет концевую кромку 22, а левое крыло 20 - концевую кромку 24.
Самолет 10 имеет также руль 34 направления, прикрепленный к килю 38, и горизонтальный стабилизатор 44, имеющий правый горизонтальный стабилизатор 26, левый горизонтальный стабилизатор 28 и соответствующие концевые кромки 30, 32.
В предпочтительных или осуществимых, но не ограничивающих объем правовой защиты вариантах тип компоновки, как уже упоминалось выше, - формула с двумя двигателями и два воздухозаборника 46 для двигателей 48 с соответствующими соплами 60 двигателей.
Наконец, в области 52 носовой части фюзеляжа, в которой для боевой версии самолета 10 может быть встроен радар, установлен предназначенный для двух сидящих друг за другом пилотов кокпит 54 со связанными между собой средствами управления полетом, защищенный козырьком 62. Может быть предусмотрен зонд 58 для выполнения дозаправки самолета 10 топливом в полете.
На фиг.2 и 3 можно видеть, что каждое крыло 18, 20 самолета 10 имеет наружные элероны 56 и двухщелевые закрылки 64 для взлета и посадки, встроенные в заднюю кромку 70 каждого крыла 18, 20, и другие устройства для оптимизации выпуклости профиля крыла (свеса передней кромки) 66, встроенные в переднюю кромку 68 крыла. Их профиль имеет форму, следующую специальной геометрии, на основе общей аэродинамической конструкции, упомянутой в этом описании.
В частности, самолет 10 имеет следующие технические характеристики, направленные на получение высокого аэродинамического качества и устойчивости полета.
Прежде всего, аэродинамическая конструкция характеризуется наличием LVC ("LEX Vortex Controller") - устройства для управления вихрями на LEX ("Leading Edge Extension" - наплыве передней кромки) при средних/больших углах атаки (позиция 72 на фиг.1).
LEX с готической платформой, равной 6.4% от общей условной площади крыла (как в данном изобретении), позволяет создавать подъем вихрей при больших углах атаки, и, кроме того, конструкция LEX дополнительно улучшается при встраивании LVC ("LEX Vortex Controller" - устройства для управления вихрями на LEX) на его концевой кромке, чтобы обеспечить симметричный разрыв вихрей при больших углах атаки для положений бокового скольжения и предотвратить потерю устойчивости в поперечном направлении.
Размер устройства 72 управления вихрями на LEX зависит от размера LEX (наплыва передней кромки крыла) и, в любом случае, чем больше LEX, тем выше должен быть LVC; допуск может быть определен отношением между площадью LEX и высотой соответствующего LVC. Расчетное значение этого отношения равно 2,35 метра, и подходящий диапазон допусков изменяется от +100% до -50% от расчетного значения.
Форма носовой части 52 фюзеляжа самолета 10 и ее размеры еще более оптимизированы, чтобы уменьшить вредное воздействие вихрей на аэродинамические характеристики самолета 10 при средних/больших углах атаки; указанные характеристики позволяют также уменьшить курсовую асимметрию при больших углах атаки, типичную для носовой части со стандартными круглыми или эллиптическими сечениями.
Носовая часть 52 самолета 10 по данному изобретению имеет ряд сечений носовой части с различной геометрией, начиная от вершины 74 до края носовой части, сливающегося с вершиной LEX.
На фиг.8-17 представлен примерный и предпочтительный, но не ограничивающий объема правовой защиты, характер геометрической формы и последовательности сечений с разной геометрией между вершиной 74 и сечением 76, расположенным приблизительно в начале двухместной кабины 54, откуда можно видеть, что из приблизительно круглого сечения с низким отношением высоты профиля к его ширине (фиг.8-11) получается сечение, по форме напоминающее сечение позвоночника (фиг.12-17).
Из чертежей виден сдвиг носовой части 52 от продольной оси К, от вершины 74 до расчетного сечения, представленного на фиг.17. В частности, согласно предпочтительному варианту изобретения, соотношение между длиной носовой части 52, начиная от вершины 74, до сечения по линии XVII-XVII (координата L) и средним между длинами А и В по двум осям сечения (сечения, представленного на фиг.17) имеет значение 1,873, с допуском, равным ±10%.
Структурная особенность и ее влияние на условия полета вытекают из комбинации упомянутого выше параметра (плюс или минус допуск, если таковой имеется) и последовательности сечений носовой части 52, от вершины 74 самолета 10 до расчетного сечения по линии XVII-XVII.
На фиг.18 также подробно показан обозначенный позицией 46 воздухозаборник двигателя, который вносит вклад в обеспечение характеристик самолета 10 прежде всего в том, что касается газодинамической границы раздела с соответствующим реактивным двигателем.
Воздухозаборник 46 имеет переменный радиус передней кромки, оптимизированный в нижней части, чтобы уменьшить искажение лобового потока двигателя при больших углах атаки, и в боковой части, чтобы уменьшить околозвуковое сопротивление, обусловленное вытеканием газа.
В частности, средний радиус 76А передней кромки внутренней губы равен 7 мм, в то время как средний радиус 78 передней кромки нижней губы равен 17,5 мм, и средний радиус для наружной губы 80 равен 14 мм, так что площадь захвата воздухозаборника составляет около 0,322 м2, площадь критического сечения воздухозаборника составляет около 0,257 м2, и площадь фронтальной поверхности двигателя составляет около 0,273 м2 (эти значения относятся к одному воздухозаборнику).
Воздухозаборник 46 не имеет отклоняющей перегородки сверху каждой стороны воздухозаборника и объединен с LEX благодаря специальному соотношению между длиной LEX и формой; LEX эффективно действует как щиток при больших углах атаки.
В воздухозаборнике может быть также предусмотрено наличие двух дополнительных впускных заслонок (не показаны на чертежах), расположенных на верхнем узле присоединения крыльев к фюзеляжу, между крыльями 18, 20 и фюзеляжем 12, которые благодаря предварительно нагруженным пружинам, встроенным в шарниры впускных заслонок, открываются, когда давление в воздушном канале меньше, чем давление на верхнем узле присоединения крыла к фюзеляжу.
Эти впускные заслонки предназначены для того, чтобы уменьшить, когда они открыты, местные углы атаки на губах воздухозаборника 46 при больших углах атаки, уменьшая массовый расход воздуха, проходящего через воздухозаборник 46.
Одним из свойств, которые обеспечивают высокие характеристики, устойчивость и аэродинамическую схему самолета 10, является также разнесение частей 44 и 38 хвостового оперения. Они позволяют уменьшить аэродинамическое сопротивление, создаваемое хвостовой частью фюзеляжа, чтобы оптимизировать поведение самолета 10 в штопоре и улучшить в целом его аэродинамическую конструкцию при полетах с большими углами атаки.
Вертикальный киль с трапецеидальной платформой включает руль 34 и соединен с крылом. Это значит, что передняя кромка руля, показанная как позиция 36 на фиг.1, заходит за задние кромки 70 каждого крыла 18, 20, чтобы позволить вывод из штопора и оптимизировать поведение самолета 10 при больших углах атаки.
Горизонтальный хвост с трапецеидальной платформой приводится в движение двумя независимыми приводами, которые допускают его симметричное и асимметричное отклонение. Горизонтальный хвост имеет шарнирную ось, обозначенную позицией 86 на фиг.2, которая повернута направо и налево примерно на 7,5° от поперечной оси 88 для того, чтобы оптимизировать шарнирные моменты и моменты инерции.
Разнесенное хвостовое оперение может также характеризоваться допуском отношения между отрезком С, показанным на фиг.1 и определенным как расстояние между вершиной корневой хорды вертикального киля и вершиной корневой хорды 44 горизонтальной части хвостового оперения, и плечом хвостового оперения, равным 4181 мм. Отсюда следует, что расчетное отношение, приведенное выше, равно 1932/4181=0,462, с допуском, равным 10%.
К тому же, учитывая характеристики крыла малого относительного удлинения, имеющего тонкий аэродинамический профиль и переменную выпуклость, профиль крыла модифицирован и оптимизирован по сравнению с традиционным тренировочным самолетом для того, чтобы уменьшить "ударный" эффект.
В данном изобретении, напротив, используется крыло 18, 20 с трапецеидальной платформой и средним относительным удлинением (AR=4), характеризующееся присутствием зубца пилы (показанного как S на фиг.2) на 67,5% общего размаха крыла. Изменение по сравнению со стандартными крыльями прежде всего относится к радиусу передней кромки, обозначенному R на фиг.6, которая была круглой (в прежних конструкциях), а теперь стала треугольной, чтобы оптимизировать положение точки застоя в присутствии передней кромки 68 и "свеса передней кромки" 66, который отклоняется при средних углах атаки.
Как наглядно видно из фиг.6, которая показывает увеличенное сечение по линии VI-VI на фиг.2, каждое крыло 18, 20 имеет профиль переменной выпуклости как вдоль передней кромки 66 ("свес передней кромки"), так и вдоль задней кромки 70 вблизи элеронов 56. Элероны используются только в околозвуковом режиме, чтобы получить уменьшение выпуклости крыла с целью уменьшения эффектов сжимаемости.
В количественном отношении расчетная точка растяжения хорды передней кромки 68 в процентах составляет 0,36% с допуском между +0.5% и -0.2% от номинального значения, в то время как расчетная точка общего размаха крыла, к которому относится растяжение хорды, по сравнению со стандартными решениями составляет 8,2% с допуском +10% и -5% от номинального значения.
Другие особенности самолета 10 включают фюзеляж 12, у которого в хвостовой части 16 предусмотрено объединение сопел двигателя и присутствие хвоста фюзеляжа, обозначенного позицией 90 на фиг.3.
Кроме того, область вблизи сопел двигателей оптимизирована, чтобы уменьшить отрицательные эффекты в отношении сопротивления и продольной устойчивости/управления, создаваемые струей двигателя возле стенки 12 фюзеляжа и горизонтального хвостового оперения 44.
Самолет 10 имеет трехколесное шасси, включающее носовое шасси и основное шасси. Носовое шасси выполнено в виде стойки с четырьмя дверцами, закрывающими нишу, и с втягиванием ее с задней стороны.
Втягивание основного шасси осуществляется с передней стороны, чтобы позволить установку грузов под фюзеляжем.
В самолете 10 по данному изобретению установлена автоматическая цифровая с четырехкратной избыточностью система управления полетом ("управление по проводам"), которая позволяет оптимизировать работу и летные качества, система позволяет улучшить безопасность полета, автоматически ограничивая режимы полета, которые могли бы быть неудобны пилоту или могли привести к потере управления ("неосторожное управление").
Из приведенного выше описания отчетливо видны особенности компоновки предлагаемого самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками, а также его преимущества.
Ясно также, что в конструкции самолета, о котором идет речь, могут быть применены несколько других модификаций, не выходящих за пределы новых признаков, включенных в общую концепцию изобретения. Ясно также, что при использовании изобретения материалы, формы и размеры вышеупомянутых деталей могут изменяться в соответствии с предъявляемыми требованиями, и одни детали могут быть заменены другими деталями, имеющими такие же технические характеристики.
Claims (8)
1. Компоновка самолета (10) с улучшенными аэродинамическими характеристиками, которые позволяют при средних/больших углах атаки поддерживать продольную устойчивость самолета (10), включающего фюзеляж (12), соединенный с крыльями (18, 20), по меньшей мере один воздухозаборник (46), носовую часть (52) фюзеляжа с переменным сечением и устройство (72) управления вихреобразованием, расположенное на наплыве передней кромки (LEX), имеющее форму, позволяющую сделать симметричным разрыв вихрей на LEX при средних/больших углах атаки, и взаимодействующее с хвостовыми частями (44 и 38), разнесенными так, что передняя кромка (36) вертикального киля (38) заходит за задние кромки (70) каждого крыла (18, 20) для поддержания устойчивости в поперечном направлении, причем отношение между площадью LEX и высотой соответствующего устройства управления вихреобразованием равно 2,35 м и диапазон допусков изменяется от +100 до -50% от этого значения.
2. Компоновка самолета (10) по п.1, отличающаяся тем, что указанная носовая часть (52) фюзеляжа, имеющая малое относительное удлинение, имеет профиль с геометрией, изменяющейся начиная от вершины (74) и до кромки, соединяющей носовую часть (52) с вершиной LEX, причем начиная от вершины (74) указанный профиль имеет приблизительно круглое сечение и затем, у вершины LEX, сечение, напоминающее сечение позвоночника.
3. Компоновка самолета (10) по п.1, отличающаяся тем, что разнесенные хвостовые части (44 и 38) получены соединением вертикального киля, имеющего трапецеидальную платформу, и крыльев (18, 20), и имеют передние кромки (36), заходящие за задние кромки (70) каждого крыла (18, 20) для того, чтобы оптимизировать поведение самолета (10) при больших углах атаки.
4. Компоновка самолета (10) по п.3, отличающаяся тем, что такое разнесение хвостового оперения получено посредством горизонтального стабилизатора (44) с трапецеидальной платформой, выполненного с возможностью симметричного и асимметричного отклонения и имеющего шарнирную ось (86), которая отклонена от поперечной оси (88) самолета (10) для того, чтобы оптимизировать шарнирные моменты и моменты инерции.
5. Компоновка самолета (10) по п.1, отличающаяся тем, что воздухозаборник (46) выполнен без отклоняющей перегородки на верхней губе.
6. Компоновка самолета (10) по п.1, отличающаяся тем, что воздухозаборник (46) имеет средний радиус (76А) передней кромки внутренней губы, равный 7 мм, а средний радиус (78) передней кромки нижней губы равен 17,5 мм и средний радиус (80) наружной губы равен 14 мм, вследствие чего площадь захвата воздухозаборника (46) составляет около 0,322 м2, площадь критического сечения воздухозаборника (46) составляет около 0,257 м2 и площадь фронтальной поверхности двигателя составляет около 0,273 м2.
7. Компоновка самолета (10) по п.1, отличающаяся тем, что каждое крыло (18, 20) самолета (10) имеет трапецеидальную платформу и по меньшей мере одну область (8) в виде зубца пилы в по меньшей мере одной части размаха крыла, а также имеет переднюю кромку (68) радиуса (R), выполненную с треугольным профилем.
8. Компоновка самолета (10) по п.1, отличающаяся тем, что каждое крыло (18, 20) самолета имеет профиль с переменной выпуклостью на передней кромке (66) и задней кромке (70) для оптимизации профиля выпуклости, улучшающего эффекты сжимаемости.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
IT2001MI002170A ITMI20012170A1 (it) | 2001-10-18 | 2001-10-18 | Configurazione velivolo a prestazioni aerodinamiche migliorate |
ITMI01A002170 | 2001-10-18 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004111600A RU2004111600A (ru) | 2005-04-27 |
RU2302975C2 true RU2302975C2 (ru) | 2007-07-20 |
Family
ID=11448524
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004111600/11A RU2302975C2 (ru) | 2001-10-18 | 2002-03-27 | Компоновка самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками |
Country Status (15)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7520470B2 (ru) |
EP (1) | EP1436193B1 (ru) |
KR (1) | KR100846023B1 (ru) |
CN (1) | CN1571745B (ru) |
AT (1) | ATE316491T1 (ru) |
BR (1) | BR0213312B1 (ru) |
DE (1) | DE60208898T2 (ru) |
ES (1) | ES2256481T3 (ru) |
HK (1) | HK1070627A1 (ru) |
IT (1) | ITMI20012170A1 (ru) |
PT (1) | PT1436193E (ru) |
RU (1) | RU2302975C2 (ru) |
UA (1) | UA77018C2 (ru) |
WO (1) | WO2003035467A1 (ru) |
ZA (1) | ZA200402805B (ru) |
Families Citing this family (25)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB0707512D0 (en) * | 2007-04-18 | 2007-05-30 | Go Science Ltd | Annular airborne vehicle |
RU2007134266A (ru) * | 2007-09-14 | 2009-03-20 | Геннадий Трофимович Крещишин (RU) | Хвостовая часть самолета крещишина и способ модернизации с уменьшением полного сопротивления самолета крещишина |
US9233755B1 (en) * | 2007-10-16 | 2016-01-12 | Aerion Corporation | Highly efficient supersonic laminar flow wing structure |
US8991768B1 (en) * | 2007-10-16 | 2015-03-31 | Aerion Corporation | Highly efficient transonic laminar flow wing |
FR2937617B1 (fr) * | 2008-10-29 | 2011-05-13 | Airbus France | Procede pour ameliorer les performances d'un aeronef |
FR2937952B1 (fr) * | 2008-10-30 | 2010-12-17 | Snecma | Avion a moteurs partiellement encastres dans le fuselage |
US8974177B2 (en) | 2010-09-28 | 2015-03-10 | United Technologies Corporation | Nacelle with porous surfaces |
ITTO20110122A1 (it) | 2011-02-14 | 2012-08-15 | Alenia Aermacchi Spa | Configurazione velivolo a prestazioni aerodinamiche migliorate. |
EP2874873B1 (en) * | 2012-07-20 | 2016-12-14 | Icon Aircraft, Inc. | Spin resistant aircraft configuration |
ITTO20120665A1 (it) | 2012-07-27 | 2014-01-28 | Alenia Aermacchi Spa | Dispositivo elettronico di interfaccia tra reti di comunicazioni tra velivoli. |
FR2997681B1 (fr) * | 2012-11-08 | 2015-05-15 | Snecma | Avion propulse par un turboreacteur a soufflantes contrarotatives |
US9153139B2 (en) * | 2012-12-21 | 2015-10-06 | Embraer S.A. | Steep approach performance improvements and optimization |
FR3009541A1 (fr) * | 2013-08-09 | 2015-02-13 | Joseph Pierre Ursulet | Ensemble d'avions classiques personnalises et d'avions sans ailes equipes d'ailerons recuperateurs d'air et d'un bouclier de protection du fuselage |
US9758253B2 (en) | 2015-06-25 | 2017-09-12 | Northrop Grumman Systems Corporation | Swept gradient boundary layer diverter |
RU2728409C2 (ru) * | 2016-04-29 | 2020-07-29 | Шлюмбергер Текнолоджи Б.В. | Пульт управления бурового мастера |
US10592636B2 (en) * | 2017-03-17 | 2020-03-17 | General Electric Company | Methods and systems for flight data based parameter tuning and deployment |
CN109720535A (zh) * | 2017-10-30 | 2019-05-07 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 一种翼身融合飞机 |
US20190185127A1 (en) * | 2017-12-18 | 2019-06-20 | Freedom Aircraft Ventures Llc | Aircraft design and technology |
US11167836B2 (en) | 2018-06-21 | 2021-11-09 | Sierra Nevada Corporation | Devices and methods to attach composite core to a surrounding structure |
CN110065622A (zh) * | 2019-04-12 | 2019-07-30 | 西安飞机工业(集团)有限责任公司 | 一种飞机操纵面吻合性公差控制方法 |
CN110920871A (zh) * | 2019-11-18 | 2020-03-27 | 北京航空航天大学 | 一种通过机身涡流发生器抑制飞机摇滚运动的方法 |
FR3111618B1 (fr) | 2020-06-17 | 2022-08-12 | Muadiamvita David Alain Kabeya | Avion pour la formation au pilotage |
GB2599686A (en) | 2020-10-09 | 2022-04-13 | Rolls Royce Plc | An improved turbofan gas turbine engine |
CN112572788A (zh) * | 2020-12-04 | 2021-03-30 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | 一种兼顾跨、超声速气动性能的飞机 |
CN115238378B (zh) * | 2022-07-12 | 2023-07-07 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种大迎角气动力设计方法 |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3285542A (en) * | 1965-01-15 | 1966-11-15 | Boeing Co | Pitch-stabilized, varying-sweep wing |
SE318194B (ru) * | 1968-06-24 | 1969-12-01 | Saab Ab | |
DE1926553B2 (de) * | 1969-05-23 | 1973-03-29 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Verschliessbarer, an der rumpfaussenseite angeordneter lufteinlaufkanal fuer ein strahltriebwerk |
USD256791S (en) * | 1978-11-09 | 1980-09-09 | Fairchild Industries, Inc. | Aircraft |
US4739957A (en) | 1986-05-08 | 1988-04-26 | Advanced Aerodynamic Concepts, Inc. | Strake fence flap |
US5901925A (en) * | 1996-08-28 | 1999-05-11 | Administrator, National Aeronautics And Space Administration | Serrated-planform lifting-surfaces |
DE19719922C1 (de) * | 1997-05-13 | 1998-11-12 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Einrichtung zur Beeinflussung einer Wurzelströmung |
-
2001
- 2001-10-18 IT IT2001MI002170A patent/ITMI20012170A1/it unknown
-
2002
- 2002-03-27 US US10/491,327 patent/US7520470B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-03-27 UA UA2004042680A patent/UA77018C2/uk unknown
- 2002-03-27 WO PCT/EP2002/003683 patent/WO2003035467A1/en not_active Application Discontinuation
- 2002-03-27 DE DE60208898T patent/DE60208898T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-03-27 AT AT02735215T patent/ATE316491T1/de active
- 2002-03-27 KR KR1020047005748A patent/KR100846023B1/ko active IP Right Grant
- 2002-03-27 EP EP02735215A patent/EP1436193B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-03-27 RU RU2004111600/11A patent/RU2302975C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2002-03-27 BR BRPI0213312-1A patent/BR0213312B1/pt not_active IP Right Cessation
- 2002-03-27 PT PT02735215T patent/PT1436193E/pt unknown
- 2002-03-27 CN CN028204972A patent/CN1571745B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2002-03-27 ES ES02735215T patent/ES2256481T3/es not_active Expired - Lifetime
-
2004
- 2004-04-13 ZA ZA200402805A patent/ZA200402805B/xx unknown
-
2005
- 2005-01-14 HK HK05100417A patent/HK1070627A1/xx not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Житомирский Г.И. Конструкция самолетов. - М.: Машиностроение, 1991, с.170-174, рис.5.17. PROGRESS IN AEROSPACE SCIENCES, 36, PAGES 193-279. ELSEVER SCIENCE, APRIL, 2000. * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1436193B1 (en) | 2006-01-25 |
DE60208898T2 (de) | 2006-09-14 |
CN1571745A (zh) | 2005-01-26 |
HK1070627A1 (en) | 2005-06-24 |
US20050029402A1 (en) | 2005-02-10 |
KR20040045867A (ko) | 2004-06-02 |
BR0213312A (pt) | 2004-10-13 |
EP1436193A1 (en) | 2004-07-14 |
BR0213312B1 (pt) | 2011-02-22 |
ATE316491T1 (de) | 2006-02-15 |
ES2256481T3 (es) | 2006-07-16 |
CN1571745B (zh) | 2010-09-08 |
ITMI20012170A1 (it) | 2003-04-18 |
US7520470B2 (en) | 2009-04-21 |
RU2004111600A (ru) | 2005-04-27 |
DE60208898D1 (de) | 2006-04-13 |
PT1436193E (pt) | 2006-06-30 |
WO2003035467A1 (en) | 2003-05-01 |
UA77018C2 (en) | 2006-10-16 |
ZA200402805B (en) | 2005-06-29 |
KR100846023B1 (ko) | 2008-07-11 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2302975C2 (ru) | Компоновка самолета с улучшенными аэродинамическими характеристиками | |
US10661884B2 (en) | Oblique blended wing body aircraft | |
CN103359277B (zh) | 性能增强的小翼系统和方法 | |
US8752788B2 (en) | Wing and a multiple propeller aircraft | |
CN105035306B (zh) | 喷气式襟翼增升连接翼系统及其飞行器 | |
US8186617B2 (en) | Aircraft having a lambda-box wing configuration | |
US10625847B2 (en) | Split winglet | |
US20110309202A1 (en) | Wingtec Holding Limited | |
EP2490934B1 (en) | Aircraft horizontal stabiliser fitted with leading-edge strake | |
CN106335624A (zh) | 一种采用双尖锥鱼尾型前缘气动布局的飞行器 | |
Boermans | Research on sailplane aerodynamics at Delft University of Technology | |
US20110186679A1 (en) | Aircraft with at least two propeller drives arranged at a distance from one another in the span width direction of the wings | |
US4238094A (en) | Aircraft wing fence | |
US11299255B2 (en) | Aircraft slat including angled outboard edge | |
RU50977U1 (ru) | Крыло обратной стреловидности с поворотной частью консолей | |
RU2184680C1 (ru) | Крыло самолета | |
EP4331973A1 (en) | Fairing for folding wing tip | |
RU2705416C2 (ru) | Малозаметный самолет короткого взлета и посадки | |
AU2020320953A1 (en) | Wing-in-ground-effect vehicle | |
EP0033023A1 (en) | Fluid fence on a fluid foil |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200328 |