RU2391254C2 - Supersonic aircraft (versions) - Google Patents
Supersonic aircraft (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2391254C2 RU2391254C2 RU2007118541/11A RU2007118541A RU2391254C2 RU 2391254 C2 RU2391254 C2 RU 2391254C2 RU 2007118541/11 A RU2007118541/11 A RU 2007118541/11A RU 2007118541 A RU2007118541 A RU 2007118541A RU 2391254 C2 RU2391254 C2 RU 2391254C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- fuselage
- supersonic
- air intakes
- tail
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится преимущественно к административным (деловым) самолетам большой дальности, предназначенным для совершения деловых поездок руководителями государств, муниципальных органов, крупных предприятий, бизнесменами и т.д., а также для экстренной доставки небольших грузов с целью экономии времени во всех случаях по сравнению с использованием других транспортных средств.The invention relates mainly to administrative (business) long-range aircraft intended for business trips by heads of state, municipal authorities, large enterprises, businessmen, etc., as well as for emergency delivery of small cargoes in order to save time in all cases compared to using other vehicles.
Все существующие административные самолеты имеют дозвуковые скорости полета. При перелете на расстояние 6000…7500 км дальние дозвуковые самолеты типа "Фалькон", "Челенджер", "Гольфстрим" и др. затрачивают почти 10 летных часов. Для снижения физиологических и психологических нагрузок, действующих на пассажиров в столь продолжительном полете, эти летательные аппараты (ЛА) оборудованы комфортабельными салонами, габариты которых обеспечивают возможность передвижения по салону в полный рост.All existing administrative aircraft have subsonic flight speeds. When flying to a distance of 6000 ... 7500 km, long-range subsonic aircraft such as Falcon, Challenger, Gulf Stream and others spend almost 10 flight hours. To reduce the physiological and psychological stresses affecting passengers on such a long flight, these aircraft (LA) are equipped with comfortable cabins, the dimensions of which provide the ability to move around the cabin at full height.
Принимая во внимание, что вся деловая поездка на расстояние 6000…7500 км с учетом необходимого для отдыха времени занимает 2…3 дня, представляется весьма актуальным обеспечение возможности совершения однодневных деловых поездок, когда, отбывая из дома утром, днем можно провести совещание в месте прилета и вечером возвратиться домой. Такой режим поездки облегчит пассажиру физиологическую переносимость полета, не нарушит привычный ритм жизни и не потребует непроизводительных затрат времени на адаптацию к местному времени в пунктах прибытия и возвращения. Решение этой задачи возможно при создании сверхзвуковых деловых самолетов с крейсерской скоростью полета 1900…2100 км/час.Taking into account that the whole business trip to a distance of 6000 ... 7500 km, taking into account the time necessary for rest, takes 2 ... 3 days, it seems very relevant to ensure the possibility of making one-day business trips, when leaving your home in the morning, you can hold a meeting at the place of arrival in the afternoon and return home in the evening. Such a travel mode will facilitate the passenger's physiological tolerance of the flight, will not violate the usual rhythm of life and will not require unproductive time spent on adaptation to local time at the points of arrival and return. The solution to this problem is possible when creating supersonic business aircraft with a cruising flight speed of 1900 ... 2100 km / h.
Известен проект сверхзвукового административного самолета С-21, разрабатываемый ОКБ им. П.О.Сухого совместно с американской фирмой "Гольфстрим" (см. "Московский международный аэрокосмический салон", Москва, изд-во "Афрус", ИПТК "Логос", 1995 г.). Как указывается в источнике, С-21 имеет взлетный вес около 52 т и рассчитан на перевозку 8…10 пассажиров на дальность до 7400 км. Самолет имеет аэродинамическую компоновку, содержащую фюзеляж, значительно выступающий перед крылом с двойной стреловидностью по передней кромке, цельноповоротное переднее горизонтальное оперение, однокилевое вертикальное оперение и три мотогондолы двигателей, две из которых расположены под крылом, а третья - в хвостовой части фюзеляжа. Максимальные габариты пассажирского салона самолета С-21 в поперечном сечении составляют по высоте - 1.86 м, по ширине - 1.6 м. Однако высокий уровень звукового удара (более 45 Па) не позволяет осуществлять полеты над сушей на сверхзвуковой скорости. В связи с этим область использования С-21 как сверхзвукового самолета ограничена полетами через океан. Кроме того, эксплуатационные затраты для С-21 более чем в два раза превышают затраты для дозвуковых аналогов вследствие его существенно большей стоимости (40…50 млн долларов вместо 18…25 млн долларов) и примерно втрое большего расхода топлива.The known project of a supersonic administrative aircraft S-21, developed by OKB. P.O.Sukhogo together with the American company "Gulfstream" (see "Moscow International Aerospace Salon", Moscow, Afrus Publishing House, Logos IPTK, 1995). As indicated in the source, the S-21 has a take-off weight of about 52 tons and is designed to carry 8 ... 10 passengers at a range of up to 7400 km. The aircraft has an aerodynamic layout containing a fuselage that protrudes significantly in front of the wing with a double sweep along the leading edge, a fully rotatable front horizontal tail, a single-tail vertical tail and three engine nacelles, two of which are located under the wing, and the third in the rear of the fuselage. The maximum dimensions of the passenger cabin of the S-21 aircraft in cross section are 1.86 m in height and 1.6 m in width. However, a high level of sound impact (more than 45 Pa) does not allow flying over land at supersonic speeds. In this regard, the area of use of the S-21 as a supersonic aircraft is limited to flights across the ocean. In addition, the operating costs for the S-21 are more than twice the costs for subsonic counterparts due to its significantly higher cost (40 ... 50 million dollars instead of 18 ... 25 million dollars) and about three times as much fuel consumption.
Известен сверхзвуковой деловой самолет "Аерион" (см. патент США №5897076, 27 апреля 1999 г.), разрабатываемый фирмой RENO (США), содержащий ламинаризированное крыло относительно малого удлинения с малым углом стреловидности. Однако такое крыло не обеспечивает снижения звукового удара и, кроме того, не обеспечивает необходимых для пассажирского самолета запасов устойчивости на больших углах атаки, возможных при расчетных порывах ветра.Known supersonic business aircraft "Aerion" (see US patent No. 5897076, April 27, 1999), developed by RENO (USA), containing a laminated wing of relatively low elongation with a small sweep angle. However, such a wing does not provide a reduction in sonic boom and, in addition, does not provide the stability margins necessary for a passenger aircraft at large angles of attack, which are possible with calculated gusts of wind.
Известен также сверхзвуковой самолет с крылом большой стреловидности (см. патент США №4828204, 1989 г.), содержащий фюзеляж, передняя секция которого расположена перед крылом, центральная секция конструктивно объединена с крылом, задняя секция фюзеляжа выступает за заднюю кромку крыла. Передняя секция фюзеляжа и часть его центральной секции имеют наклоненные вовнутрь боковые стенки, образующие в продольном направлении поверхность с одинарной кривизной. Центральная секция имеет нижнюю поверхность, сочлененную с нижней поверхностью крыла таким образом, что фюзеляж нигде не выступает ниже крыла. Две гондолы двигателей, установленные на нижней поверхности крыла по обе стороны фюзеляжа, имеют воздухозаборники, расположенные позади передней кромки крыла. Самолет содержит два вертикальных киля, каждый из которых установлен вблизи соответствующего конца крыла, выше и ниже его плоскости хорд. На каждом конце крыла имеется дополнительная поверхность, которая может поворачиваться относительно поперечной оси, обеспечивая управление самолета по крену и тангажу. Очевидно, аэродинамическая компоновка оптимизирована под сверхзвуковой крейсерский режим полета, в связи с чем крыло самолета имеет малое удлинение и площадь. Для размещения салона и относительно большого количества топлива фюзеляж самолета имеет большую длину. В результате его смачиваемая поверхность, а следовательно, его аэродинамическое сопротивление и вес конструкции возрастают. Трапециевидная форма поперечного сечения фюзеляжа нерациональна с точки зрения работы конструкции на избыточное давление внутри фюзеляжа, что также увеличивает вес его конструкции. Данная форма поперечного сечения также не оптимальна для обеспечения высокого комфорта пассажирам, т.к. максимальная ширина кабины должна находиться на уровне локтей, а не на уровне пола. Разнесенные по размаху крыла мотогондолы двигателей частично разгружают крыло, однако требуют усиления конструкции крыла для восприятия сосредоточенных нагрузок. Разнесенные мотогондолы увеличивают примерно на 20% волновое сопротивление и примерно на 40% сопротивление трения мотогондол, что связано с формой самих гондол (площадь миделевого сечения мотогондолы примерно в 1.5 раза превышает площадь входа в воздухозаборник) и 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.Also known is a supersonic plane with a large sweep wing (see US patent No. 4828204, 1989), containing a fuselage, the front section of which is located in front of the wing, the central section is structurally integrated with the wing, the rear fuselage section extends beyond the rear edge of the wing. The front fuselage section and part of its central section have side walls inclined inward, forming in the longitudinal direction a surface with a single curvature. The central section has a lower surface articulated with the lower surface of the wing so that the fuselage does not protrude anywhere below the wing. Two engine 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. The aircraft contains two vertical keels, each of which is installed near the corresponding end of the wing, above and below its plane of chords. At each end of the wing there is an additional surface that can rotate relative to the transverse axis, providing aircraft roll and pitch control. Obviously, the aerodynamic layout is optimized for supersonic cruising flight conditions, and therefore the wing of the aircraft has a small elongation and area. To accommodate the cabin and a relatively large amount of fuel, the fuselage of the aircraft has a large length. As a result, its wettable surface, and therefore its aerodynamic drag and structure weight, increase. The trapezoidal cross-sectional shape of the fuselage is irrational from the point of view of the design working on excessive pressure inside the fuselage, which also increases the weight of its structure. This cross-sectional shape is also not optimal for providing high comfort to passengers, as maximum cab width should be at the elbows, not at floor level. The engine nacelles of the spaced apart wingspan partially unload the wing, however, they require reinforcing the wing structure to absorb concentrated loads. Spaced engine nacelles increase by approximately 20% the wave drag and approximately 40% friction drag of the engine nacelles, which is related to the shape of the nacelles themselves (the mid-section of the nacelle of the engine nacelle is approximately 1.5 times the entrance area to the air intake) and the increase in their wetted surface compared to 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.
Известен сверхзвуковой самолет (см. патенты US № 6729577 В2, May 4, 2004, US № 6824092 B1, Nov. 30, 2004 и US № 6921045 В2, Jul. 26, 2005), содержащий удлиненный фюзеляж, крыло большой стреловидности с углом поперечного V и с органами управления на задней кромке, хвостовое оперение с обратным V, опирающееся на заднюю часть крыла и киль, а также гондолы двигателей, расположенные под задней частью крыла. Судя по публикациям, этот вариант самолета оптимизирован для достижения минимально возможного уровня звукового удара. Однако удлиненный фюзеляж, максимальный диаметр которого вынесен вперед относительно передней кромки наплыва крыла, требует усиления конструкции для обеспечения необходимой жесткости и создает дополнительное сопротивление трения. В результате по оценкам значение аэродинамического качества на крейсерском режиме не превышает величины 6…6.5. Расположение воздухозаборников под крылом полезно для повышения коэффициента восстановления полного давления, однако по результатам проведенного авторами эксперимента в аэродинамической трубе сильные возмущения потока от воздухозаборников фактически сводят на нет все мероприятия по снижению звукового удара от планера самолета.Known supersonic aircraft (see US patents No. 6729577 B2, May 4, 2004, US No. 6824092 B1, Nov. 30, 2004 and US No. 6921045 B2, Jul. 26, 2005), containing an elongated fuselage, a large sweep wing with a transverse angle V and with controls at the trailing edge, tail unit with reverse V resting on the rear of the wing and keel, as well as engine nacelles located under the rear of the wing. Judging by the publications, this version of the aircraft is optimized to achieve the lowest possible level of sonic boom. However, the elongated fuselage, the maximum diameter of which is extended forward relative to the leading edge of the wing influx, requires reinforcing the structure to provide the necessary rigidity and creates additional friction resistance. As a result, according to estimates, the value of aerodynamic quality in cruising mode does not exceed the value of 6 ... 6.5. The location of the air intakes under the wing is useful to increase the recovery coefficient of the total pressure, however, according to the results of the authors' experiment in a wind tunnel, strong disturbances in the flow from the air intakes virtually negate all measures to reduce the sound impact from the airframe.
Известен сверхзвуковой самолет (см. патент RU №2212360 С1, 21.03.2002), содержащий фюзеляж, крыло, расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку с установленным на ней вертикальным оперением, переднее горизонтальное оперение и шасси, причем крыло смещено назад относительно фюзеляжа и выполнено трапециевидным, в месте соединения фюзеляжа с крылом на верхней части фюзеляжа выполнен косой срез, переходящий в горизонтальную площадку, на которой расположены воздухозаборники силовой установки, а корневая и консольная часть крыла имеют либо нулевую и положительную V-образность соответственно, либо корневая часть крыла имеет V-образность большую, чем консоли крыла. Однако, как и у предыдущего варианта, удлиненная носовая часть фюзеляжа требует усиления конструкции для обеспечения необходимой жесткости и создает дополнительное сопротивление трения, а также усложняет проблему реализации потребной с аэродинамической точки зрения центровки. Применение верхних воздухозаборников в компоновке с ПГО, по всей видимости, невозможноKnown supersonic aircraft (see patent RU No. 2212360 C1, 03/21/2002) containing a fuselage, a wing located in the rear of the fuselage with a power unit mounted on it with vertical tail, front horizontal tail and landing gear, and the wing is shifted back relative to the fuselage and made trapezoidal, at the junction of the fuselage with the wing on the upper part of the fuselage, an oblique cut is made, turning into a horizontal platform on which the air intakes of the power plant are located, and the root and cantilevered parts of the wing have about zero, and V-positive imagery, respectively, or the root of the wing has a V-imagery greater than the wing console. However, as in the previous version, the elongated nose of the fuselage requires reinforcing the structure to provide the necessary rigidity and creates additional friction resistance, and also complicates the problem of realizing the centering required from an aerodynamic point of view. The use of upper air intakes in the layout with PGO is apparently impossible
из-за высокой вероятности попадания вихрей. Аналогичная проблема для указанной компоновки возможна и в отношении вихрей, сходящих с места сочленения крыла и фюзеляжа а также, на некоторых режимах, с боковой кромки косого среза. Кроме того, применение крыла положительной V-образности с углами 20…30° приводит к заметному увеличению поперечной устойчивости и невозможности балансировки по крену при появлении угла скольжения.due to the high probability of vortices falling. A similar problem for this arrangement is also possible with respect to vortices descending from the junction of the wing and fuselage and, in some modes, from the side edge of the oblique section. In addition, the use of a wing of positive V-shape with angles of 20 ... 30 ° leads to a noticeable increase in lateral stability and the inability to balance over the roll when a glide angle appears.
Кроме того, все приведенные выше варианты сверхзвуковых самолетов не содержат технических решений, обеспечивающих выполнение норм по шуму в районе аэропорта, создаваемого в основном сверхзвуковой струей двигателей.In addition, all the above options for supersonic aircraft do not contain technical solutions that ensure compliance with noise standards in the airport area, created mainly by a supersonic jet of engines.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является сверхзвуковой самолет (см. патент RU 2100253 С1, 06.12.95 г.), содержащий фюзеляж, стреловидное крыло с механизацией, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, шасси, вертикальное оперение, аэродинамические органы управления, систему управления, отличающийся тем, что фюзеляж плавно сопрягается с крылом и с верхней частью мотогондолы и не выступает за сопла двигателей, двигатели размещены в единой мотогондоле, при этом воздухозаборники расположены под крылом и их передние кромки находятся на расстоянии 0,6…0,8 длины фюзеляжа, отсчитывая от его носка, каждая половина крыла выполнена из трех секций, причем величины относительных размахов корневой и промежуточной секций крыла в долях полуразмаха крыла в точках излома составляют значения 0,2…0,35 и 0,6…0,75 соответственно, углы стреловидности по передней кромке составляют 70°-82° для корневой секции, 55°-65° для промежуточной секции и 35°-55° для концевой секции, стреловидности задних кромок концевой и промежуточной секций составляют значения ±10°, а величина корневой хорды крыла составляет значение 0,8…1,0 длины фюзеляжа. Однако прототип имеет уровень звукового удара в крейсерском полете более 18…20 Па и, также как и другие указанные выше варианты, не содержит технических решений, обеспечивающих выполнение норм по шуму в районе аэропорта.Closest to the proposed invention is a supersonic aircraft (see patent RU 2100253 C1, December 6, 1995), comprising a fuselage, a swept wing with mechanization, a power plant consisting of two or more engines, a landing gear, vertical tail, aerodynamic controls, control system, characterized in that the fuselage smoothly mates with the wing and with the top of the engine nacelle and does not protrude from the engine nozzles, the engines are located in a single engine nacelle, while the air intakes are located under the wing and their front edges n are at a distance of 0.6 ... 0.8 of the length of the fuselage, counting from its nose, each half of the wing is made of three sections, and the relative spans of the root and intermediate wing sections in fractions of the half-span of the wing at break points are 0.2 ... 0, 35 and 0.6 ... 0.75, respectively, the sweep angles along the leading edge are 70 ° -82 ° for the root section, 55 ° -65 ° for the intermediate section and 35 ° -55 ° for the end section, the sweep of the trailing edges of the end and intermediate sections are ± 10 °, and the size of the root chord of the wing is a value of 0.8 ... 1.0 of the length of the fuselage. However, the prototype has a sound level in cruise flight of more than 18 ... 20 Pa and, like the other options mentioned above, does not contain technical solutions that ensure compliance with noise standards in the airport area.
Задачей данного изобретения является разработка технических решений для сверхзвукового делового самолета (СДС) с аэродинамической компоновкой, обеспечивающей снижение веса конструкции самолета, достижение высоких характеристик в крейсерском полете при выполнении норм по шуму в районе аэропортов, обеспечении уровня звукового удара, допустимого для полета над сушей без ограничений (менее 15 Па).The objective of this invention is the development of technical solutions for a supersonic business aircraft (VDS) with an aerodynamic layout that ensures weight reduction of the aircraft structure, achieving high performance in cruise flight when meeting noise standards at airports, ensuring sound levels acceptable for flying over land without restrictions (less than 15 Pa).
Технический результат состоит в снижении уровней звукового удара и шума при сохранении относительно малой площади смачиваемой поверхности самолета, низкого уровня волнового сопротивления самолета и относительного веса конструкции планера.The technical result consists in reducing the levels of sonic boom and noise while maintaining a relatively small area of the wetted surface of the aircraft, a low level of wave resistance of the aircraft and the relative weight of the airframe.
Технический результат достигается тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло с механизацией, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, сверхзвуковых воздухозаборников и сопел, шасси, вертикальное оперение, аэродинамические органы управления, систему управления, носик фюзеляжа выполнен с радиусом 0.1…5 мм в вертикальной плоскости и радиусом 300…1500 мм в горизонтальной плоскости, причем его нижняя поверхность наклонена по отношению к горизонтальной плоскости на угол 25…35°, а верхняя - на 10…15°, и плавно сопрягается с остальной передней частью фюзеляжа, имеющей близкие к круговой форме поперечные сечения, причем нарастание радиуса передней части фюзеляжа, соответствующее оптимальному распределению для достижения минимума звукового удара, выполнено примерно до середины длины пассажирского салона.The technical result is achieved in that in a supersonic aircraft containing the fuselage, a swept wing with mechanization, a power plant consisting of two or more engines, supersonic air intakes and nozzles, landing gear, vertical tail, aerodynamic controls, control system, the nose of the fuselage is made with a radius 0.1 ... 5 mm in the vertical plane and a radius of 300 ... 1500 mm in the horizontal plane, with its lower surface tilted with respect to the horizontal plane at an angle of 25 ... 35 °, and the upper one at 10 ... 15 °, and it is mated to the rest of the front part of the fuselage, having cross-sections close to circular in shape, and the radius increase of the front part of the fuselage corresponding to the optimal distribution to achieve a minimum sound shock is made approximately to the middle of the passenger compartment.
Технический результат достигается также тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло с механизацией, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, сверхзвуковых воздухозаборников и сопел, шасси, вертикальное оперение, аэродинамические органы управления, систему управления, корневая секция крыла выполнена с криволинейной на плановой проекции передней кромкой и с углом поперечного V, равным 3…9°, причем в месте сопряжения с фюзеляжем имеет угол стреловидности 80…86°, профиль передней кромки корневой секции крыла выполнен с радиусом закругления 5…40 мм, а консольная часть крыла выполнена с углом поперечного V, равным 2…8°.The technical result is also achieved by the fact that in a supersonic aircraft containing the fuselage, a swept wing with mechanization, a power plant consisting of two or more engines, supersonic air intakes and nozzles, landing gear, vertical tail, aerodynamic controls, control system, the wing root section is made with a leading edge curvilinear on a planned projection and with a transverse V angle of 3 ... 9 °, moreover, at the interface with the fuselage it has a sweep angle of 80 ... 86 °, the root leading edge profile wing sections are made with a radius of curvature of 5 ... 40 mm, and the cantilever part of the wing is made with a transverse angle V equal to 2 ... 8 °.
Задняя кромка корневой секции крыла выполнена с изломом, причем положение излома по размаху превышает размах сопла и выступает за вертикальное оперение на величину 0.1…0.3 полуразмаха сопла, угол стреловидности кромки, соединяющей заднюю точку концевого сечения корневой части крыла и точку излома составляет значение -70…-80°, причем на конце выступающей за вертикальное оперение по размаху части крыла выполнен руль высоты.The trailing edge of the wing root section is made with a kink, and the kink position exceeds the nozzle span and stands for the vertical tail by 0.1 ... 0.3 the nozzle half-span, the sweep angle of the edge connecting the rear end point of the wing root section and the kink point is -70 ... -80 °, and at the end of the wing projecting for the vertical tail, the elevator is made.
Руль высоты объединен с горизонтальным оперением, причем размах горизонтального оперения не превышает размаха корневой части крыла более чем на 15%.The elevator is combined with horizontal plumage, and the scale of the horizontal plumage does not exceed the span of the wing root by more than 15%.
Технический результат достигается также тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло с механизацией, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, сверхзвуковых воздухозаборников и сопел, шасси, вертикальное оперение, аэродинамические органы управления, систему управления, сверхзвуковые воздухозаборники двигателей размещены над верхней поверхностью корневой части крыла по бокам фюзеляжа, причем расстояние от края воздухозаборника до кромки корневой части крыла составляет значение не менее 1/3 размаха корневой части крыла, а перед воздухозаборниками крыло и фюзеляж выполнены с поджатием, которые на расстоянии 0.15…0.5 характерного поперечного размера воздухозаборника выходят на плоскости с углом наклона 0…±3° по отношению к продольной оси самолета.The technical result is also achieved by the fact that in a supersonic aircraft containing the fuselage, a swept wing with mechanization, a power plant consisting of two or more engines, supersonic air intakes and nozzles, landing gear, vertical tail, aerodynamic controls, control system, supersonic engine air intakes above the upper surface of the root part of the wing on the sides of the fuselage, and the distance from the edge of the air intake to the edge of the root part of the wing is at least 1/3 p the wing of the root part of the wing, and in front of the air intakes, the wing and fuselage are made with preload, which at a distance of 0.15 ... 0.5 of the characteristic transverse size of the air inlet extend on a plane with an inclination angle of 0 ... ± 3 ° with respect to the longitudinal axis of the aircraft.
На плоскостях перед воздухозаборниками и в них самих выполнены перфорированные участки, с внутренней стороны к которым прилегает воздуховод слива пограничного слоя на верхнюю поверхность фюзеляжа и крыла.Perforated sections are made on the planes in front of the air intakes and inside them, on the inside of which there is an adjacent air duct for draining the boundary layer to the upper surface of the fuselage and wing.
Сверхзвуковые воздухозаборники содержат механизм управляемого перепуска воздуха из канала слива пограничного слоя в канал воздуховода к двигателю.Supersonic air intakes contain a mechanism for controlled air bypass from the drain channel of the boundary layer into the duct of the duct to the engine.
Сверхзвуковые воздухозаборники выполнены в виде кругового сегмента с углом раскрытия 100…130°, причем щеки воздухозаборника выполнены параллельно плоскостям на крыле и фюзеляже перед воздухозаборниками.Supersonic air intakes are made in the form of a circular segment with an opening angle of 100 ... 130 °, and the air intake cheeks are made parallel to the planes on the wing and the fuselage in front of the air intakes.
Технический результат достигается также тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло с механизацией, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, сверхзвуковых воздухозаборников и сопел, шасси, вертикальное оперение, аэродинамические органы управления, систему управления, нижняя хвостовая часть фюзеляжа, интегрированного с мотогондолами двигателей, плавно переходит в плоскую в поперечном направлении поверхность, причем ее ширина равна или превышает ширину сопел двигателей, и заканчивается рулем высоты.The technical result is also achieved by the fact that in a supersonic aircraft containing the fuselage, a swept wing with mechanization, a power plant consisting of two or more engines, supersonic air intakes and nozzles, landing gear, vertical tail, aerodynamic controls, control system, lower tail of the fuselage integrated with engine nacelles smoothly passes into a plane surface in the transverse direction, and its width is equal to or greater than the width of the nozzles of the engines, and the steering wheel ends m height.
Технический результат достигается также тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло с механизацией, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, сверхзвуковых воздухозаборников и сопел, шасси, вертикальное оперение, аэродинамические органы управления, систему управления, критическое сечение сверхзвукового сопла расположено над верхней поверхностью фюзеляжа, причем расстояние от критического сечения до конца фюзеляжа составляет значение не менее 3…6·Dэкв, где Dэкв - диаметр круга, равного по площади критическому сечению, а по бокам сопла расположено двухкилевое вертикальное оперение с углом развала 2…30°.The technical result is also achieved by the fact that in a supersonic aircraft containing the fuselage, a swept wing with mechanization, a power plant consisting of two or more engines, supersonic air intakes and nozzles, landing gear, vertical tail, aerodynamic controls, control system, critical section of a supersonic nozzle located above the upper surface of the fuselage, and the distance from the end of the critical section to the fuselage of the value of at least 3 ... 6 eq · D, where D eq - diameter of the circle that is equal to n oschadi critical section and laterally arranged nozzle dvuhkilevoe vertical tail assembly with a camber angle of 2 ... 30 °.
Критическое сечение сопла имеет прямоугольное сечение, причем отношение высоты и ширины критического сечения составляет значение 3…10, выполнено с поворотной верхней створкой длинной 0.5…1.5 высоты критического сечения сопла с углами поворота -5…20°.The critical section of the nozzle has a rectangular cross section, and the ratio of the height and width of the critical section is 3 ... 10, made with a rotatable upper flap with a length of 0.5 ... 1.5 of the height of the critical section of the nozzle with rotation angles of -5 ... 20 °.
Хвостовой руль высоты содержит механизм смещения его на дозвуковых режимах вниз на расстояние 0.1…0.5 высоты сопла.The tail elevator contains a mechanism for shifting it in subsonic modes down to a distance of 0.1 ... 0.5 of the nozzle height.
Консоль вертикального оперения выполнена с постоянной или регулируемой щелью с размером в поперечном сечении 0.1…0.5 высоты сопла и с высотой, соответствующей высоте боковой границы струи газа из сопла двигателя.The vertical tail console is made with a constant or adjustable slot with a cross-sectional size of 0.1 ... 0.5 of the nozzle height and with a height corresponding to the height of the lateral boundary of the gas stream from the engine nozzle.
Перед рулем высоты на верхней поверхности фюзеляжа расположена поворотная панель реверса, под которой расположены каналы для нижних струй реверса и закрывающие их на режимах полета без реверса створки, причем каналы направлены под углом 0…20° в боковом направлении.In front of the elevator, on the upper surface of the fuselage, there is a rotary reverse panel, under which there are channels for the lower jets of reverse and closing them in flight modes without sash reverse, the channels being directed at an angle of 0 ... 20 ° in the lateral direction.
Таким образом, указанный результат достигается за счет разных групп признаков: использования приплющенной носовой части фюзеляжа, крыла сложной формы в плане, расположения воздухозаборников над крылом с предварительным подтормаживанием потока поверхностью крыла и фюзеляжа, управляемого перепуска воздуха из канала слива пограничного слоя в канал воздуховода к двигателю, хвостовой части интегрированного с мотогондолой фюзеляжа и сопла с определенным соотношением параметров. Наибольший эффект будет достигнут при одновременном использовании указанных признаков и их рациональном взаимном расположении.Thus, this result is achieved due to different groups of signs: the use of a flattened nose of the fuselage, a wing of complex shape in plan, the location of air intakes above the wing with preliminary braking of the flow by the wing surface and the fuselage, controlled air bypass from the drain channel of the boundary layer to the duct of the engine to the engine , the tail of the fuselage integrated with the engine nacelle and the nozzle with a certain ratio of parameters. The greatest effect will be achieved with the simultaneous use of these features and their rational mutual arrangement.
Заявленная группа технических решений иллюстрируется графическими материалами, где на фиг.1 показана плановая проекция самолета, на фиг.2 - общий вид сверхзвукового самолета с передней полусферы, на фиг.3 изображена схема поджатия крыла (фюзеляжа) перед воздухозаборниками и схема перепуска пограничного слоя, на фиг.4 приведена компоновка хвостовой части с соплом, на фиг.5 - схематичное сечение сопла.The claimed group of technical solutions is illustrated by graphic materials, where Fig. 1 shows a plan view of an airplane, Fig. 2 is a general view of a supersonic airplane from the front hemisphere, Fig. 3 shows a diagram of wing preload (fuselage) in front of air intakes and a boundary layer bypass diagram, figure 4 shows the layout of the tail with the nozzle, figure 5 is a schematic section of the nozzle.
Самолет выполнен по аэродинамической схеме "бесхвостка с ГО" с расчетной степенью продольной статической неустойчивости на дозвуковых и устойчивости при сверхзвуковых скоростях (см. фиг.1) и содержит фюзеляж 1, стреловидное крыло 2 с механизацией, объединенную для двух или более двигателей и интегрированную с хвостовой частью фюзеляжа мотогондолу 3 с воздухозаборниками 4 и соплом 5, вертикальное оперение 6, аэродинамические органы управления, шасси и систему управления.The aircraft is made according to the "tailless GO" aerodynamic scheme with a calculated degree of longitudinal static instability at subsonic and stability at supersonic speeds (see Fig. 1) and contains the fuselage 1, swept
Передняя часть фюзеляжа 1 включает уплощенный носовой обтекатель 7, а также кабину пилотов и пассажирский салон 8, которые для обеспечения комфорта и минимальной массы конструкции выполнены с близкими к круговой форме сечениями.The front part of the fuselage 1 includes a flattened nose fairing 7, as well as the cockpit and
Для минимизации уровня звукового удара от фюзеляжа целесообразно пиковое увеличение избыточного давления в головном скачке с последующим плавным нарастанием давления. Данная форма носовой части в отличие, например, от самолета по патенту США № 6921045 В2 создает меньшее сопротивление, поскольку плоская поверхность по сравнению с конической создает такое же повышенное давление при меньших углах наклона и, кроме того, вносит положительный вклад в подъемную силу и создает благоприятный для уменьшения потерь аэродинамического качества на балансировку при сверхзвуковом полете аэродинамический момент на кабрирование. Дополнительно указанная форма уменьшает длину носовой части фюзеляжа, повышает путевую устойчивость (что позволяет уменьшить площадь, а следовательно, и вес, и сопротивление вертикального оперения). Плавное нарастание диаметра фюзеляжа, соответствующее оптимальному распределению для достижения минимума звукового удара, примерно до середины длины пассажирского салона 8, уменьшает длину носовой части фюзеляжа и создает меньшее сопротивление.To minimize the level of sonic boom from the fuselage, it is advisable to peak increase in excess pressure in the head shock with a subsequent smooth increase in pressure. This shape of the bow, in contrast to, for example, an airplane according to US Pat. No. 6,921,045 B2, creates less resistance, since a flat surface, compared to a conical one, creates the same increased pressure at lower angles of inclination and, in addition, makes a positive contribution to the lifting force and creates favorable to reduce aerodynamic quality losses due to balancing during supersonic flight, aerodynamic momentum for cabling. Additionally, this form reduces the length of the nose of the fuselage, increases the directional stability (which allows to reduce the area, and consequently, the weight and resistance of the vertical tail). A smooth increase in the diameter of the fuselage, corresponding to the optimal distribution to achieve a minimum sound shock, approximately to the middle of the length of the
Корневая секция крыла выполнена с криволинейной на плановой проекции передней кромкой 9 и с углом поперечного V, равным 3…9°, причем в месте сопряжения с фюзеляжем 1 имеет угол стреловидности 78…84°, а консольная часть крыла 10 выполнена с углом поперечного V, равным 2…8°. Большой угол стреловидности корневой секции крыла в месте сочленения с фюзеляжем обеспечивает минимальные возмущения потока, что благоприятно для снижения уровня звукового удара и волнового сопротивления. Плавное нарастание возмущений от крыла не требует уменьшения диаметра фюзеляжа от точки сопряжения с крылом для достижения оптимального распределения с целью минимизации звукового удара и, соответственно, позволяет увеличить объем и уменьшить длину и вес фюзеляжа, а также предотвращает появление вихрей в месте сочленения. Наличие умеренного угла поперечного V практически не сказывается на характеристиках устойчивости и управляемости, но благоприятно для снижения звукового удара. Закругление передней кромки 9 увеличивает объемы крыла и значение максимально допустимого угла атаки, что снижает требования к эффективности и скорости перекладки органов управления при компенсации воздействия порывов ветра, а также увеличивает аэродинамическое качество при дозвуковых скоростях за счет реализации подсасывающей силы. При этом согласно имеющейся в литературе информации при дозвуковой передней кромке возрастания волнового сопротивления при сверхзвуковом обтекании не происходит.The root section of the wing is made with a
Наличие заднего наплыва большой стреловидности благоприятно как при сверхзвуковых скоростях полета, поскольку работает в области положительной интерференции с консолями крыла, так и на больших углах атаки при воздействии порыва при малых дозвуковых скоростях, поскольку на его верхней поверхности у кромки 11 образуется продольный вихрь, предотвращающий отрыв потока с верхней поверхности фюзеляжа и, как следствие, затягивающий появление "ложки" в характеристике продольного момента, а также повышающий аэродинамическую эффективность руля высоты 12.The presence of a backward influx of large sweep is favorable both at supersonic flight speeds, since it works in the field of positive interference with wing consoles, and at large angles of attack when exposed to a gust at low subsonic speeds, since a longitudinal vortex is formed on its upper surface at
Объединение руля высоты 12 с горизонтальным оперением 13 повышает их аэродинамическую эффективность, а расположение ГО практически в следе за задним наплывом корневой части крыла обеспечивает работу консоли ГО в скосах, близких к 1, что повышает эффективность горизонтального оперения, особенно для создания пикирующего момента при отклонении механизации по задней кромке консолей крыла 10.The combination of the
Верхнее расположение воздухозаборников 4 исключает их неблагоприятное влияние на величину звукового удара и исключает попадание посторонних предметов при движении по взлетно-посадочной полосе, а также горячих струй газа при включении реверса. Расположение воздухозаборников вблизи вертикальной плоскости симметрии позади наплыва на расстоянии до передней кромки корневой части крыла 9 не менее 1/3 размаха корневой части крыла исключает попадание вихрей от переднего наплыва на вход в воздухозаборники. Ухудшение характеристик воздухозаборников при сверхзвуковых скоростях за счет разгона потока на верхней поверхности крыла компенсируется предварительным поджатием 14 поверхности крыла и фюзеляжа с последующим плавным переходом с отрицательной кривизной на плоскости 15 с углом наклона 0…±3° по отношению к продольной оси самолета, что подтормаживает и выравнивает поток перед входом в воздухозаборники.The upper location of the air intakes 4 eliminates their adverse effect on the magnitude of the sonic boom and eliminates the ingress of foreign objects when moving along the runway, as well as hot jets of gas when the reverse is turned on. The location of the air intakes near the vertical plane of symmetry behind the influx at a distance to the front edge of the root part of the
Подтормаживание и, как следствие, повышение давления перед воздухозаборниками позволяют осуществлять отвод пограничного слоя через перфорацию 16 и его слив через воздуховод слива 17 на верхнюю поверхность фюзеляжа 1 и крыла 2, что практически устраняет дополнительное сопротивление, которое вызывает традиционный клин слива пограничного слоя.Slowing down and, as a result, increasing pressure in front of the air intakes allows the boundary layer to be removed through the
Сверхзвуковые воздухозаборники 4 содержат механизм 18 управляемого перепуска воздуха из канала слива пограничного слоя 17 в канал воздуховода 19 от воздухозаборников к двигателю. Механизм 18 управляемого перепуска может быть выполнен как в виде управляемой створки, так и в виде створки, открывающейся или закрывающейся автоматически в зависимости от перепада давления в канале слива 17 и воздуховоде 19. Это техническое решение обусловлено тем обстоятельством, что потребная для сверхзвукового полета площадь горла воздухозаборника недостаточна для прохода необходимого количества воздуха на до- и небольших сверхзвуковых скоростях. При этом отрицательное влияние от забора пограничного слоя на характеристики потока перед входом в двигатели по мере снижения числа М полета уменьшается, а при дозвуковых скоростях полета даже становится благоприятным.Supersonic air intakes 4 contain a
Угол раскрытия щек 20 воздухозаборников 4, равный 100…130° на виде спереди, обеспечивает плавное сопряжение крыла и фюзеляжа и минимизирует отрицательные углы наклона, необходимые для поджатия крыла и фюзеляжа 14 с последующим переходом на плоскости 15 с околонулевым наклоном к продольной оси самолета. Обечайка 21 кругового сегмента сопрягается с мотогондолой двигателей 3 с минимальными углами и, следовательно, волновым сопротивлением.The opening angle of the cheeks 20 of the air intakes 4, equal to 100 ... 130 ° in the front view, provides a smooth pairing of the wing and the fuselage and minimizes the negative angles required to tighten the wing and the
Нижняя хвостовая часть фюзеляжа 1, интегрированного с мотогондолами двигателей 3, плавно переходит в плоскую в поперечном направлении поверхность 22, причем ее ширина равна или превышает ширину сопел двигателей 5, и заканчивается рулем высоты 23, расположенных между килями вертикального оперения 6. Такое техническое решение обеспечивает высокую эффективность продольного управления, минимизацию волнового сопротивления и создание благоприятного кабрирующего момента на сверхзвуковых скоростях.The lower tail of the fuselage 1, integrated with the engine nacelles of
Критическое сечение 24 сверхзвукового сопла 5 расположено над верхней поверхностью фюзеляжа 1, причем расстояние от критического сечения до конца фюзеляжа составляет значение не менее 3…6·Dэкв, где Dэкв - диаметр круга, равного по площади критическому сечению, а по бокам сопла 5 расположено двухкилевое вертикальное оперение 6 с углом развала 2…30°. Согласно оценкам такие форма и расположение критического сечения сопла обеспечивают снижение шума струи на 6…10 дБА.The
Критическое сечение 24 сопла 5 имеет прямоугольное сечение, причем отношение высоты и ширины критического сечения составляет значение 3…10, выполнено с поворотной верхней створкой 25 длиной 0.5…1.5 высоты критического сечения сопла с углами поворота относительно поперечной оси -3…16°. Указанные параметры критического сечения обеспечивают рациональную интеграцию сверхзвукового сопла 5 с мотогондолой 3, а поворотная верхняя створка 25 обеспечивает уменьшение потери тяги сопла 5 на трансзвуковых и сверхзвуковых режимах.The
Хвостовой руль высоты 23 содержит механизм смещения его наThe tail rudder of
взлетно-посадочных режимах вниз на расстояние 0.1…0.5 высоты сопла. Смещение вниз руля высоты обеспечивает эжекцию внешнего воздуха через щель 26 между хвостовой частью фюзеляжа 1 и хвостовым рулем 23 для снижения шума на взлетно-посадочных режимах за счет перемешивания струи с внешним потоком и снижении ее скорости при сходе с верхней поверхности руля.take-off and landing modes down to a distance of 0.1 ... 0.5 nozzle heights. Displacement down the elevator provides an ejection of external air through the
Организация постоянной или регулируемой щели 30 с размером в поперечном сечении 0.1…0.5 высоты сопла между боковой границей струи и консолью вертикального оперения 6 обеспечивает эжекцию через щель внешнего воздуха для снижения шума на взлетно-посадочных режимах за счет перемешивания струи с внешним потоком и снижении ее скорости при сходе с боковой поверхности киля (величина шума струи, как известно, пропорциональна скорости струи в 8-й степени).The organization of a constant or
Перед рулем высоты 23 на верхней поверхности фюзеляжа 1 расположена поворотная панель реверса 27, под которой расположены каналы 28 для нижних струй реверса и закрывающие их на режимах полета без реверса створки 29. При повороте панели струя двигателя упирается в панель и разворачивается одной частью вперед и вверх, а другой частью - вперед и вниз в каналы. Выбором угла поворота панели и углами профилировки каналов обеспечивается требуемый коэффициент реверсирования тяги, требуемое значение вертикальной составляющей тяги реверса и направление струи в боковом направлении для предотвращения образования аэродинамического "вала" под поверхностью самолета.In front of the
Остальные элементы, узлы и системы выполнены на основе известных принципов и методов проектирования.The remaining elements, nodes and systems are made on the basis of well-known principles and design methods.
В результате по сравнению с прототипом самолет практически не теряет в аэродинамических и весовых характеристиках, однако обеспечивает существенное снижение уровня звукового удара и шума на местности.As a result, compared with the prototype, the aircraft practically does not lose in aerodynamic and weight characteristics, however, it provides a significant reduction in the level of sound shock and noise on the ground.
Результаты проработок и расчетов показывают, что самолет, выполненный по предложенным схемам и с предложенными техническими решениями, будет иметь высокие характеристики по аэродинамическому сопротивлению и массе его конструкции и меньшие уровни звукового удара и шума на местности в районе аэропорта.The results of studies and calculations show that an aircraft made according to the proposed schemes and with the proposed technical solutions will have high aerodynamic drag characteristics and the mass of its structure and lower levels of sound impact and noise on the ground in the airport area.
Claims (14)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007118541/11A RU2391254C2 (en) | 2007-05-18 | 2007-05-18 | Supersonic aircraft (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007118541/11A RU2391254C2 (en) | 2007-05-18 | 2007-05-18 | Supersonic aircraft (versions) |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007118541A RU2007118541A (en) | 2008-11-27 |
| RU2391254C2 true RU2391254C2 (en) | 2010-06-10 |
Family
ID=42681705
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007118541/11A RU2391254C2 (en) | 2007-05-18 | 2007-05-18 | Supersonic aircraft (versions) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2391254C2 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2517629C1 (en) * | 2012-11-20 | 2014-05-27 | Закрытое акционерное общество "Новые гражданские технологии Сухого" | Aircraft |
| RU2517627C1 (en) * | 2012-11-20 | 2014-05-27 | Закрытое акционерное общество "Новые гражданские технологии Сухого" | Aircraft |
| RU2521164C1 (en) * | 2012-11-20 | 2014-06-27 | Закрытое акционерное общество "Новые гражданские технологии Сухого" | Aircraft |
| RU2534489C1 (en) * | 2013-10-21 | 2014-11-27 | Юлия Алексеевна Щепочкина | Forward fuselage (versions) |
| RU2616458C1 (en) * | 2016-04-01 | 2017-04-17 | Борис Владимирович Мищенко | Supersonic aircraft |
| RU2718694C1 (en) * | 2019-05-06 | 2020-04-13 | Публичное акционерное Общество "Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева" (ПАО "ТАНТК им. Г.М. Бериева") | Unobtrusive multifunctional aircraft of long range and flight duration |
-
2007
- 2007-05-18 RU RU2007118541/11A patent/RU2391254C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2517629C1 (en) * | 2012-11-20 | 2014-05-27 | Закрытое акционерное общество "Новые гражданские технологии Сухого" | Aircraft |
| RU2517627C1 (en) * | 2012-11-20 | 2014-05-27 | Закрытое акционерное общество "Новые гражданские технологии Сухого" | Aircraft |
| RU2521164C1 (en) * | 2012-11-20 | 2014-06-27 | Закрытое акционерное общество "Новые гражданские технологии Сухого" | Aircraft |
| RU2534489C1 (en) * | 2013-10-21 | 2014-11-27 | Юлия Алексеевна Щепочкина | Forward fuselage (versions) |
| RU2616458C1 (en) * | 2016-04-01 | 2017-04-17 | Борис Владимирович Мищенко | Supersonic aircraft |
| RU2718694C1 (en) * | 2019-05-06 | 2020-04-13 | Публичное акционерное Общество "Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева" (ПАО "ТАНТК им. Г.М. Бериева") | Unobtrusive multifunctional aircraft of long range and flight duration |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2007118541A (en) | 2008-11-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10661884B2 (en) | Oblique blended wing body aircraft | |
| US6923403B1 (en) | Tailed flying wing aircraft | |
| RU2440916C1 (en) | Aircraft in integral aerodynamic configuration | |
| US6367737B1 (en) | Amphibious aircraft | |
| US20110309202A1 (en) | Wingtec Holding Limited | |
| US20100163670A1 (en) | Deltoid main wing aerodynamic configurations | |
| US20110180660A1 (en) | Aircraft having a lambda-box wing configuration | |
| US20070170309A1 (en) | Flight device (aircraft) with a lift-generating fuselage | |
| RU188859U1 (en) | Supersonic aircraft | |
| RU2391254C2 (en) | Supersonic aircraft (versions) | |
| CN108045575A (en) | A kind of short takeoff vertical landing aircraft | |
| CN201023656Y (en) | Ground effect aircraft | |
| US5671898A (en) | Aircraft having fixed and pivotal wings | |
| WO2017017697A1 (en) | Lift generating fuselage for aircraft | |
| RU2629463C1 (en) | Ekranoplan of integrated aerogydrodynamic compound | |
| RU196109U1 (en) | Supersonic Civil Aircraft | |
| RU2753443C1 (en) | Supersonic aircraft | |
| RU2335430C1 (en) | High-capacity aircraft | |
| RU2070145C1 (en) | Aircraft with short take-off and landing run | |
| CA2505013C (en) | Flight device with a lift-generating fuselage | |
| RU2100253C1 (en) | Supersonic aircraft | |
| US20050178884A1 (en) | Flight device with a lift-generating fuselage | |
| RU196128U1 (en) | Supersonic Civil Aircraft | |
| RU2776193C1 (en) | Supersonic aircraft | |
| RU2789425C1 (en) | Aircraft with a hybrid power plant |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| FA94 | Acknowledgement of application withdrawn (non-payment of fees) |
Effective date: 20090403 |
|
| FZ9A | Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal) |
Effective date: 20091027 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180519 |