RU2577824C1 - Aircraft - Google Patents
Aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2577824C1 RU2577824C1 RU2014137202/11A RU2014137202A RU2577824C1 RU 2577824 C1 RU2577824 C1 RU 2577824C1 RU 2014137202/11 A RU2014137202/11 A RU 2014137202/11A RU 2014137202 A RU2014137202 A RU 2014137202A RU 2577824 C1 RU2577824 C1 RU 2577824C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- aircraft
- fuselage
- aerodynamic
- sweep
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION
Изобретение имеет отношение к летательным аппаратам (ЛА) и касается, в частности, самолетов.The invention relates to aircraft (LA) and relates, in particular, to aircraft.
Уровень техникиState of the art
Самолеты с изменяемыми (относительно фюзеляжа, в продольной плоскости) углами установки крыла имеют ряд преимуществ по сравнению с самолетами с неподвижным (относительно фюзеляжа) крылом.Airplanes with variable (relative to the fuselage, in the longitudinal plane) wing installation angles have a number of advantages compared to aircraft with a fixed (relative to the fuselage) wing.
Единственным в истории авиации серийным самолетом с изменяемым в полете углом установки крыла (относительно фюзеляжа, в продольной плоскости) был палубный истребитель F-8 Crusader американской фирмы Vought (http://ru.wikipedia.org/wiki/Vought_F-8_Crusader, [1]). Самолет F-8 Crusader представлял собой высокоплан «нормальной» аэродинамической схемы. Данный самолет имел изменяемый угол установки крыла в двух положениях: крейсерском и взлетно-посадочном. На взлетно-посадочных режимах полета крыло поворачивается (в продольной плоскости) на угол 10°. В режиме полета с крейсерской скоростью крыло самолета занимает нормальное положение. Использование крыла с изменяемым углом установки позволяло выполнять взлет и посадку самолета при почти горизонтальном положении фюзеляжа, вследствие чего значительно уменьшается потребная высота и вес шасси.The only serial aircraft in the history of aviation with a variable wing angle (relative to the fuselage, in the longitudinal plane) in flight was the F-8 Crusader carrier-based fighter of the American company Vought (http://en.wikipedia.org/wiki/Vought_F-8_Crusader, [1 ]). The F-8 Crusader was a high-wing “normal” aerodynamic design. This aircraft had a variable wing installation angle in two positions: cruising and take-off and landing. In take-off and landing flight modes, the wing rotates (in the longitudinal plane) by an angle of 10 °. In flight mode at cruising speed, the wing of the aircraft is in its normal position. The use of a wing with a variable installation angle made it possible to take off and land the aircraft with an almost horizontal position of the fuselage, which significantly reduces the required height and weight of the landing gear.
В полетном положении у самолета F-8 Crusader угол атаки крыла составлял 1°. Великолепно зарекомендовала себя система изменения угла установки крыла, работающая от двух гидроцилиндров (http://www.dogswar.ru/oryjeinaia-ek%5eotika/aviaciia/6404-eksperimentalnyi-ist.html, [2]).In the flight position of the F-8 Crusader, the angle of attack of the wing was 1 °. The system for changing the angle of installation of the wing, working from two hydraulic cylinders (http://www.dogswar.ru/oryjeinaia-ek%5eotika/aviaciia/6404-eksperimentalnyi-ist.html, [2]), has perfectly proven itself.
У самолета F-8 Crusader при увеличенном угле установки крыла центроплан выступал в воздушный поток, работая как мощный воздушный тормоз (http://www.airwar.ru/enc/fighter/f8.html, [3]).In an F-8 Crusader, with an increased wing angle, the center wing protruded into the air stream, acting as a powerful air brake (http://www.airwar.ru/enc/fighter/f8.html, [3]).
Преимущества самолета F-8 Crusader: использование крыла с изменяемым (в продольной плоскости) углом установки позволяло выполнять взлет и посадку при почти горизонтальном положении фюзеляжа, вследствие чего значительно уменьшается потребная высота стоек шасси (а следовательно, уменьшается вес шасси и фюзеляжа); обеспечивается хороший обзор из кабины пилота; великолепно зарекомендовала себя система изменения углом установки крыла.Advantages of the F-8 Crusader aircraft: the use of a wing with a variable (in the longitudinal plane) installation angle made it possible to take off and land with the almost horizontal position of the fuselage, which significantly reduces the required height of the landing gear (and, therefore, reduces the weight of the landing gear and fuselage); good visibility from the cockpit; The system for changing the angle of installation of the wing has proven itself perfectly.
Недостатки самолета F-8 Crusader: при увеличенном угле установки крыла его центроплан выступает в воздушный поток, работая как мощный воздушный тормоз, что увеличивает аэродинамическое сопротивление самолета, а следовательно, уменьшает его аэродинамическое качество; поворотное крыло перерезало конструктивно-силовую схему фюзеляжа, что увеличивало вес фюзеляжа.Disadvantages of the F-8 Crusader aircraft: with an increased angle of wing installation, its center wing protrudes into the air stream, acting as a powerful air brake, which increases the aerodynamic drag of the aircraft and, therefore, reduces its aerodynamic quality; the rotary wing cut the structural-power scheme of the fuselage, which increased the weight of the fuselage.
В 60÷80-е годы 20-го века на сверхзвуковых военных самолетах «нормальной» аэродинамической схемы довольно широко использовали крыло с изменяемой стреловидностью. Это позволяло самолету, с одной стороны, иметь хорошие взлетно-посадочные характеристики (путем уменьшения стреловидности крыла) и высокое аэродинамическое качество на дозвуковой скорости полета, а с другой стороны, снизить аэродинамическое сопротивление (а следовательно, увеличить аэродинамическое качество) при полете с максимальной сверхзвуковой скоростью (путем увеличения стреловидности крыла).In the 60–80s of the 20th century, on a supersonic military aircraft of the “normal” aerodynamic design, a wing with a variable sweep was widely used. This allowed the aircraft, on the one hand, to have good takeoff and landing characteristics (by reducing the sweep of the wing) and high aerodynamic quality at subsonic flight speed, and on the other hand, to reduce aerodynamic drag (and therefore increase aerodynamic quality) when flying with maximum supersonic speed (by increasing the sweep of the wing).
Типичным самолетом с изменяемой стреловидностью крыла является американский истребитель F-111 (Бауэрс П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. М.: Мир, 1991, с. 130÷134, [4]). У F-111 обе (левая и правая) консоли крыла имеют прямую стреловидность (изменяемую в зависимости от режима полета).A typical aircraft with variable sweep of the wing is an American F-111 fighter (Bowers P. Aircraft of unconventional designs. M: Mir, 1991, pp. 130 ÷ 134, [4]). In the F-111, both (left and right) wing consoles have a direct sweep (variable depending on the flight mode).
Как известно, самолеты без горизонтального оперения (аэродинамических схем «бесхвостка» и «летающее крыло»), теоретически, могут иметь более высокое аэродинамическое качество (из-за меньшего аэродинамического сопротивления - из-за меньшей площади омываемой поверхности), по сравнению с самолетами «нормальной» аэродинамической схемы (имеющей горизонтальное и вертикальное оперения).As you know, planes without horizontal tail (aerodynamic schemes “tailless” and “flying wing”), theoretically, can have higher aerodynamic quality (due to lower aerodynamic drag - due to a smaller area of the washed surface), compared with aircraft “ normal "aerodynamic design (with horizontal and vertical tail).
Например, суммарная относительная площадь оперения (горизонтальное оперение (ГО)+вертикальное оперение (ВО)) у реактивных самолетов 3-го поколения «нормальной» аэродинамической схемы составляла 53% от площади крыла (Шейнин В.М. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов. М.: Машиностроение, 1984, с. 194, [5]).For example, the total relative area of plumage (horizontal plumage (GO) + vertical plumage (VO)) for jet aircraft of the 3rd generation of the “normal” aerodynamic design was 53% of the wing area (Sheinin V.M. Weighted design and efficiency of passenger aircraft. M .: Engineering, 1984, p. 194, [5]).
Из (Соболев Д.А. Самолеты особых схем. М.: Машиностроение, 1989, с. 61, [6]) известен опытный американский дозвуковой бомбардировщик ХВ-35 аэродинамической схемы «летающее крыло» (первый полет в 1946 году), у которого коэффициент максимальной подъемной силы Су.макс крыла был равен 1,5 (для сравнения, у другого американского дозвукового бомбардировщика В-29 (первый полет в 1942 году) «нормальной» аэродинамической схемы Су.макс крыла был равен 2,3).From (Sobolev D.A. Airplanes of special schemes. M: Mashinostroenie, 1989, p. 61, [6]), an experienced American subsonic bomber XB-35 of the flying wing aerodynamic scheme (the first flight in 1946) is known for which the maximum lift coefficient of the Su.max wing was 1.5 (for comparison, the other American B-29 subsonic bomber (the first flight in 1942) had a “normal” aerodynamic design of the Su.max wing was 2.3).
В результате для сохранения той же посадочной скорости на ХВ-35 пришлось увеличить площадь крыла. Это снижало величину максимального аэродинамического качества самолета.As a result, to maintain the same landing speed on the XB-35, it was necessary to increase the wing area. This reduced the maximum aerodynamic quality of the aircraft.
У самолета ХВ-35 максимальное аэродинамическое качество было равно 22,6 ([6], с. 63, табл. 1.5).For the KhV-35 aircraft, the maximum aerodynamic quality was 22.6 ([6], p. 63, table 1.5).
Для сравнения, у другого американского дозвукового бомбардировщика «нормальной» аэродинамической схемы со стреловидным крылом В-52 (первый полет в 1952 году) максимальное аэродинамическое качество равно 21,5 (Соболев Д.А. Столетняя история "летающего крыла". М.: РУСАВИА, 1998, с. 208) [7]).For comparison, the other American subsonic bomber has a “normal” aerodynamic design with a V-52 swept wing (first flight in 1952) with a maximum aerodynamic quality of 21.5 (DA Sobolev, A Centenary of the Flying Wing. M .: RUSAVIA , 1998, p. 208) [7]).
Как видно из вышеизложенного, и бомбардировщик ХВ-35 (выполненный по аэродинамической схеме «летающее крыло») и бомбардировщик В-52 (выполненный по «нормальной» аэродинамической схемы) имеют близкие значения максимального аэродинамического качества (22,6 - у ХВ-35 и 21,5 - у В-52).As can be seen from the above, both the KhV-35 bomber (made according to the “flying wing” aerodynamic scheme) and the B-52 bomber (made according to the “normal” aerodynamic scheme) have close values of maximum aerodynamic quality (22.6 for the KhV-35 and 21.5 - in the B-52).
Еще один пример. У самолета «нормально» аэродинамической схемы «Мираж» FIF нагрузка на крыло равна 6,2 кН/м2, а у аналогичного по назначению самолета аэродинамической схемы «бесхвостка» «Мираж» IIIС нагрузка на крыло равна 3,5 кН/м2. При этом посадочные скорости у обоих самолетов равны 235 километров в час(Костенко И.К. Летающие крылья. М.: Машиностроение, 1988, с. 14, [8]).One more example. A “normal” Mirage FIF aerodynamic design has a wing load of 6.2 kN / m 2 , and a similar Mirage IIIC tailless aerodynamic design has a wing load of 3.5 kN / m 2 . At the same time, the landing speeds for both aircraft are 235 kilometers per hour (Kostenko I.K. Flying wings. M .: Mashinostroenie, 1988, p. 14, [8]).
То есть, у самолета «Мираж» FIF нагрузка на крыло в 1,77 раза больше, чем у самолета «Мираж» IIIС.That is, the Mirage FIF aircraft has a wing load of 1.77 times that of the Mirage IIIC aircraft.
У самолета «нормальной» аэродинамической схемы диапазон центровок равен 10% от средней аэродинамической хорды (САХ), а у самолета аэродинамической схемы «бесхвостка» - 2% от САХ ([8], с. 11).For an aircraft of a “normal” aerodynamic design, the centering range is 10% of the average aerodynamic chord (SAH), and for an aircraft of a tailless aerodynamic design - 2% of the SAH ([8], p. 11).
Как видно из вышеизложенного, самолет аэродинамической схемы «летающее крыло» (и аэродинамической схемы «бесхвостка»), на практике, не может реализовать свои теоретические преимущества в плане увеличения максимального аэродинамического качества, по сравнению с самолетами «нормальной» аэродинамической схемы.As can be seen from the above, an airplane of the flying wing aerodynamic design (and a tailless aerodynamic design), in practice, cannot realize its theoretical advantages in terms of increasing the maximum aerodynamic quality, as compared to aircraft of a normal aerodynamic design.
Этому препятствует единственная (не решенная до сих пор) проблема - в аэродинамической схеме «бесхвостка» (и «летающее крыло») невозможно использовать высокоэффективную взлетно-посадочную механизацию крыла (как у самолетов «нормальной» аэродинамической схемы). Другая проблема - обеспечение устойчивости по тангажу - у самолетов данной аэродинамической схемы давно решена путем придания крылу прямой стреловидности и отрицательной геометрической крутки. Это объясняется следующим.This is hindered by the only (still unresolved) problem - in the aerodynamic design "tailless" (and "flying wing") it is impossible to use highly efficient take-off and landing mechanization of the wing (as in aircraft of the "normal" aerodynamic design). Another problem - ensuring pitch stability - for aircraft of this aerodynamic design has long been resolved by giving the wing a direct sweep and negative geometric twist. This is explained by the following.
При отклонении закрылков или щитков (при использовании высокоэффективной взлетно-посадочной механизации крыла) центр давления на крыле смещается назад, что приводит к увеличению пикирующего момента на крыле (Петров К.П. Аэродинамика элементов летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1985, с. 113, [9]).When flaps or flaps are deflected (using highly efficient wing take-off and landing mechanization), the wing pressure center shifts back, which leads to an increase in the dive moment on the wing (Petrov KP Aerodynamics of aircraft elements. M .: Mashinostroenie, 1985, p. 113, [9]).
На самолете без горизонтального оперения (на «бесхвостое» и «летающем крыле») этот момент на пикирование нечем уравновесить.On an airplane without horizontal plumage (on the tailless and the flying wing) this dive moment has nothing to balance.
Это вынуждает на «бесхвостое» (и «летающем крыле») увеличивать площадь крыла, что увеличивает аэродинамическое сопротивление, а следовательно, уменьшает величину максимального аэродинамического качества самолета в крейсерском полете, и не позволяет использовать все теоретические преимущества самолетов данной аэродинамической схемы.This forces the “tailless” (and “flying wing”) to increase the wing area, which increases the aerodynamic drag and, therefore, reduces the maximum aerodynamic quality of the aircraft during cruise flight, and does not allow using all the theoretical advantages of the aircraft of this aerodynamic design.
Таким образом, вышеуказанный недостаток самолетов аэродинамической схемы «бесхвостка» (и «летающее крыло») сводит на нет ее теоретические преимущества, по сравнению с самолетами «нормальной» аэродинамической схемы.Thus, the aforementioned drawback of tailless aircraft (and “flying wing”) aerodynamics nullifies its theoretical advantages compared to “normal” aerodynamic airplanes.
Наиболее близким к заявляемому изобретению является самолет, известный из патента Российской Федерации №2486105 ([10]). В одном из возможных вариантов исполнения (в варианте сверхзвукового самолета) он имеет фюзеляж, крыло, два турбореактивных (ТРД) двигателя, размещенные в общей мотогондоле друг над другом в плоскости симметрии самолета. Мотогондола прикреплена к крылу с его нижней стороны. Фюзеляж прикреплен к крылу посредством общей мотогондолы двигателей. В сверхзвуковых воздухозаборниках двигателей в качестве генератора скачков уплотнения использован общий для обоих двигателей вертикальный многоступенчатый клин неизменяемой геометрии. Каналы воздухозаборников двигателей разделены между собой горизонтальной перегородкой. Таким образом, у данного самолета функцию пилона, посредством которого фюзеляж прикреплен к крылу, выполняет мотогондола двигателей. При этом строительная высота мотогондолы (в горизонтальной плоскости) вполне достаточна для устранения проблем, связанных с аэроупругостью конструкции планера. При сверхзвуковой скорости полета скачки уплотнения от вертикального клина и обечайки воздухозаборника мотогондолы садятся только на нижнюю поверхность крыла, что позволяет уменьшить угол атаки крыла, а следовательно, уменьшить аэродинамическое сопротивление крыла и повысить аэродинамическое качество самолета.Closest to the claimed invention is an aircraft known from the patent of the Russian Federation No. 2486105 ([10]). In one of the possible variants of execution (in the version of a supersonic aircraft), it has a fuselage, a wing, two turbojet (turbojet) engines located in a common engine nacelle one above the other in the plane of symmetry of the aircraft. The nacelle is attached to the wing from its underside. The fuselage is attached to the wing by means of a common engine nacelle. In supersonic engine air intakes, a vertical multistage wedge of constant geometry common to both engines was used as a generator of shock waves. The engine intake channels are separated by a horizontal partition. Thus, in this aircraft the function of the pylon, through which the fuselage is attached to the wing, is performed by the engine nacelle. At the same time, the construction height of the engine nacelle (in the horizontal plane) is quite sufficient to eliminate the problems associated with the aeroelasticity of the airframe structure. At a supersonic flight speed, the shock waves from the vertical wedge and the air intake shell of the nacelle sit only on the lower surface of the wing, which allows to reduce the angle of attack of the wing, and therefore, to reduce the aerodynamic drag of the wing and increase the aerodynamic quality of the aircraft.
Таким образом, прототип представляет собой самолет аэродинамической схемы «бесхвостка».Thus, the prototype is a tailless aircraft aerodynamic design.
Преимущества прототипа: расположение двух двигателей друг над другом в плоскости симметрии самолета позволяет иметь минимальный суммарный мидель фюзеляжа и двигателей, что повышает аэродинамическое качество самолета; принятое расположение двигателей позволяет отказаться от вертикального оперения, так как при отказе одного из двигателей не возникает дестабилизирующего (разворачивающего) момента по курсу, что повышает аэродинамическое качество самолетаAdvantages of the prototype: the location of two engines on top of each other in the plane of symmetry of the aircraft allows you to have a minimum total midship of the fuselage and engines, which increases the aerodynamic quality of the aircraft; the adopted arrangement of engines allows one to abandon vertical plumage, since if one of the engines fails, there is no destabilizing (unrolling) moment along the course, which increases the aerodynamic quality of the aircraft
Раскрытие изобретенияDisclosure of invention
Задачей заявляемого изобретения является улучшение летно-технических характеристик прототипа.The task of the invention is to improve the flight performance of the prototype.
Очевидно, если такая задача может быть решена, то это "неочевидное" решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техники, поскольку у прототипа она не решена.Obviously, if such a problem can be solved, then this is a "non-obvious" solution for a specialist who is knowledgeable in the relevant field of technology, since the prototype has not solved it.
Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, имеет следующие общие с прототипом существенные признаки: летательный аппарат имеет, крыло, фюзеляж, два турбореактивных двигателя, размещенные в общей мотогондоле друг над другом в плоскости симметрии самолета, мотогондола двигателей расположена с нижней стороны крыла, фюзеляж прикреплен к крылу посредством вышеуказанной мотогондолы двигателей.The claimed invention, in one of its possible versions, has the following essential features common with the prototype: the aircraft has, a wing, a fuselage, two turbojet engines placed in a common engine nacelle one above the other in the plane of symmetry of the aircraft, the engine nacelle is located on the lower side of the wing , the fuselage is attached to the wing by the above engine nacelle.
Отличительными от прототипа существенными признаками является: крыло выполнено с возможностью изменения угла его установки по отношению к мотогондоле и фюзеляжу (в продольной плоскости), крыло выполнено с возможностью изменения угла его стреловидности.Distinctive features from the prototype are: the wing is made with the possibility of changing the angle of its installation relative to the nacelle and the fuselage (in the longitudinal plane), the wing is made with the possibility of changing the angle of its sweep.
За счет изменения угла установки крыла (в продольной плоскости) у заявляемого изобретения, по сравнению с прототипом [10], появляется возможность: сохранять горизонтальное положение фюзеляжа и мотогондолы двигателей (на любом режиме полета), что уменьшает высоту стоек шасси (а следовательно, снижает относительный вес конструкции шасси и планера) и снижает аэродинамическое сопротивление самолета (а следовательно, увеличивает аэродинамическое качество самолета); уменьшить потребную площадь крыла (так как площадь крыла определяется условиями балансировки в полете, а не требованиями отрыва носового колеса шасси при взлете), что повышает аэродинамическое качество самолета.By changing the angle of the wing (in the longitudinal plane), the claimed invention, in comparison with the prototype [10], has the opportunity to: maintain the horizontal position of the fuselage and engine nacelles (in any flight mode), which reduces the height of the landing gear (and therefore reduces relative weight of the landing gear and glider structure) and reduces the aerodynamic drag of the aircraft (and therefore, increases the aerodynamic quality of the airplane); reduce the required wing area (since the wing area is determined by the conditions of balancing in flight, and not by the requirements for the landing gear nose wheel to take off), which increases the aerodynamic quality of the aircraft.
За счет изменения угла стреловидности крыла у заявляемого изобретения, по сравнению с прототипом [10], появляется возможность: использовать высокоэффективную взлетно-посадочную механизацию крыла, что позволяет уменьшить площадь крыла, что уменьшает аэродинамическое сопротивление, а следовательно, увеличивает максимальное аэродинамическое качество самолета в крейсерском полете (как по сравнению с прототипом, так и по сравнению с другими известными самолетами аэродинамических схем «бесхвостка», «летающее крыло» и «нормальная»).By changing the angle of sweep of the wing of the claimed invention, compared with the prototype [10], it becomes possible to use highly efficient take-off and landing wing mechanization, which allows to reduce the wing area, which reduces aerodynamic drag, and therefore increases the maximum aerodynamic quality of the aircraft in cruising flight (both in comparison with the prototype, and in comparison with other well-known aircraft aerodynamic schemes "tailless", "flying wing" and "normal").
Крыло у заявляемого изобретения прикреплено к общей мотогондоле двигателей, а между мотогондолой и крылом имеется щель для слива погранслоя. При этом при изменении его угла установки крыла не образуется дополнительного аэродинамического сопротивления, связанного с неудобообтекаемой формой центроплана крыла (как это имеет место у центроплана крыла у вышеуказанного самолета F-8 Crusader [1]), что повышает аэродинамическое качество заявляемого изобретения по сравнению с вышеуказанным самолетом F-8 Crusader.The wing of the claimed invention is attached to a common engine nacelle, and between the engine nacelle and the wing there is a gap for draining the boundary layer. At the same time, when changing its wing installation angle, additional aerodynamic drag is not formed associated with the uncomfortable shape of the wing center section (as is the case with the center section of the above F-8 Crusader aircraft [1]), which increases the aerodynamic quality of the claimed invention compared to the above F-8 Crusader
Заявляемый самолет не имеет ни горизонтального, ни вертикального оперения (то есть, он выполнен по схеме бескилевая «бесхвостка»), что также повышает аэродинамическое качество самолета.The inventive aircraft has neither horizontal nor vertical plumage (that is, it is made according to the pattern of tailless "tailless"), which also improves the aerodynamic quality of the aircraft.
Заявляемый самолет имеет крыло прямой (изменяемой) стреловидности с отрицательной геометрической круткой и с отрицательным углом поперечного V. Это позволяет обеспечить статическую устойчивость самолета по всем осям только за счет крыла: по тангажу - за счет стреловидности и отрицательной геометрической крутки крыла; по крену - за счет требуемого угла поперечного V крыла; по курсу - за счет прямой стреловидности, отрицательной геометрической крутки и требуемого угла поперечного V крыла. Это также позволяет иметь самолету высокоэффективную взлетно-посадочную механизацию, что позволяет уменьшить площадь крыла и уменьшить его аэродинамическое сопротивление. Все это повышает аэродинамическое качество самолета.The inventive aircraft has a straight (variable) sweep wing with a negative geometric twist and a negative transverse V angle. This allows to ensure static stability of the aircraft in all axes only due to the wing: in pitch - due to sweep and negative geometric twist of the wing; roll - due to the required angle of the transverse V wing; at the rate - due to direct sweep, negative geometric twist and the required angle of the transverse V wing. It also allows the aircraft to have highly efficient take-off and landing mechanization, which allows to reduce the wing area and reduce its aerodynamic drag. All this increases the aerodynamic quality of the aircraft.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
На ФИГ. 1÷4 показан один из возможных вариантов исполнения заявляемого изобретения, где цифрами обозначено: 1 и 1а - центроплан крыла в его положении при горизонтальном крейсерском полете и на взлетно-посадочных режимах полета, соответственно; 2 и 2а - правая консоль крыла в ее положении при горизонтальном крейсерском полете и на взлетно-посадочных режимах полета, соответственно; 3 и 3а - левая консоль крыла в ее положении при горизонтальном крейсерском полете и на взлетно-посадочных режимах полета, соответственно; 4 - общая мотогондола двигателей; 5 и 6 - верхний и нижний двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД), соответственно; 7 - фюзеляж; 8÷13 - элевоны крыла; 14 и 15 - расщепляющиеся щитки крыла; 16 и 17 - воздухозаборники верхнего ТРДД 5 и нижнего ТРДД 6, соответственно; 18 - разделительная щека воздухозаборников 16 и 17; 19 и 20 - обтекатели; 21 - кронштейн навески крыла; 22 - гидроцилиндр; 23 - входная дверь фюзеляжа 7; 24 - верхний наплыв фюзеляжа 7; 25 - щель с клином для слива погранслоя; 26÷28 - боковые окна пассажирской кабины и кабины пилота; 29÷31 - лобовые окна кабины пилота. Стрелкой с надписью Н.П. показано направление полета самолета. Сплошной линией показано положение центроплана крыла 1, правой 2 и левой 3 консолей крыла в горизонтальном крейсерском полете, а штрих-пунктирной линией показано положение центроплана крыла 1а, правой 2а и левой 3а консолей крыла на взлетно-посадочных режимах полета.In FIG. 1 ÷ 4 shows one of the possible embodiments of the claimed invention, where the numbers indicate: 1 and 1a - the center section of the wing in its position during horizontal cruise flight and take-off and landing flight modes, respectively; 2 and 2a - the right wing console in its position during horizontal cruise flight and takeoff and landing flight modes, respectively; 3 and 3a - the left wing console in its position during horizontal cruise flight and takeoff and landing flight modes, respectively; 4 - general engine nacelle; 5 and 6 - upper and lower double-circuit turbojet engines (turbofan engines), respectively; 7 - fuselage; 8 ÷ 13 - wing elevons; 14 and 15 - fissile flaps of the wing; 16 and 17 - air intakes of the
Осуществление изобретенияThe implementation of the invention
Заявляемый самолет, в одном из возможных вариантов его исполнения, в варианте дозвукового административного самолета, представляет собой следующее. Имеется, стреловидное (прямой стреловидности) крыло (ФИГ. 1÷4) изменяемой стреловидности, состоящее из центроплана 1, правой 2 и левой 3 консолей. Имеется два ТРДД (верхний 5 и нижний 6), размещенные в общей мотогондоле 4 друг над другом в плоскости симметрии самолета (смещенные друг относительно друга на некоторое расстояние вдоль продольной оси самолета), фюзеляж 7 (по сути - гондола для полезной нагрузки). Центроплан крыла 1 шарнирно (ось вышеуказанного шарнира перпендикулярна плоскости симметрии самолета) прикреплен к мотогондоле 4 (мотогондола 4 расположена с нижней стороны центроплана крыла 1). Таким образом, центроплан крыла 1 выполнен с возможностью изменения угла его установки по отношению к мотогондоле 4 и фюзеляжу 7 (в продольной плоскости). Правая 2 и левая 3 консоли крыла шарнирно прикреплены к центроплану крыла 1. При этом правая 2 и левая 3 консоли крыла имеют возможность изменять свой угол стреловидности в определенных пределах, поворачиваясь в своих вышеуказанных шарнирах. Узел крепления поворотных консолей крыла 2 и 3 к центроплану крыла 1 (и поворотный механизм изменения стреловидности консолей 2 и 3 крыла) выполнен, например, как у известных самолетов с изменяемой стреловидностью крыла, например, как у вышеуказанного самолета F-111 (но могут быть и другие приемлемые конструкции узла и поворотного механизма - это не принципиально, а принципиально лишь то, что крыло имеет изменяемую стреловидность). Узел крепления консолей 2 и 3 крыла к центроплану крыла 1 и поворотный механизм на фигурах не показаны, так как их конкретное конструктивное исполнение не принципиально. Фюзеляж 7 прикреплен к центроплану крыла 1 посредством общей мотогондолы 4 (то есть, фюзеляж 7 прикреплен к нижней стороне мотогондолы 4, причем фюзеляж 7 и мотогондола 4 соединены между собой неподвижно).The inventive aircraft, in one of the possible variants of its execution, in a variant of a subsonic administrative aircraft, is the following. There is a swept (direct sweep) wing (FIG. 1 ÷ 4) of variable sweep, consisting of a
Таким образом, центроплан крыла 1 (а следовательно и все крыло, включая консоли 2 и 3 крыла) выполнен с возможностью изменения угла установки (в продольной плоскости) по отношению к мотогондоле 4 и фюзеляжу 7. На консолях крыла 2 и 3 имеются элевоны 8÷13 и расщепляющиеся щитки 14 и 15 (расположенные на концах консолей 2 и 3 крыла).Thus, the center wing of wing 1 (and therefore the entire wing, including
Крыло в заявляемом изобретении имеет отрицательную геометрическую крутку и отрицательный угол поперечного V. В передней части мотогондолы 4 имеются воздухозаборники 16 и 17 верхнего 5 и нижнего 6 двигателей, соответственно. Каналы воздухозаборников 16 и 17 разделены между собой горизонтальной перегородкой и имеют разделительную щеку 18 (служит для исключения влияния течения воздуха в одном воздухозаборнике (например, при помпаже в нем) на течение воздуха в другом воздухозаборнике). Между центропланом крыла 1 и мотогондолой 4 имеется щель для слива погранслоя. В этой сливной щели расположены два обтекателя 19 и 20, в которых размещены два кронштейна навески крыла 21 (по одному кронштейну в каждом обтекателе) и два гидроцилиндра 22, служащие для изменения угла установки центроплана крыла 1 в продольной плоскости (по одному гидроцилиндру в каждом обтекателе). Фюзеляж 7 имеет с левой стороны входную дверь 23 (с правой стороны фюзеляжа 7 имеется такая же входная дверь - на фигурах не показана). С верхней стороны фюзеляжа 7 (в плоскости симметрии самолета) имеется наплыв 24, увеличивающий высоту пассажирской кабины над продольным проходом. Между наплывом 24 и передней нижней частью мотогондолы 4 имеется щель 25 с клином для слива погранслоя. Фюзеляж 7 имеет боковые 26÷28 окна пассажирской кабины и кабины пилота (с правой стороны фюзеляжа 7 имеются такие же окна - на фигурах не показаны) и лобовые 29÷31 окна кабины пилота. У заявляемого самолета нет ни горизонтального оперения, ни вертикального оперения - он выполнен по схеме бескилевая «бесхвостка».The wing in the claimed invention has a negative geometric twist and a negative angle to the transverse V. In front of the
Остальные агрегаты заявляемого самолета не влияют на получаемый технический результат, а поэтому на фигурах и в описании не указаны.The remaining units of the claimed aircraft do not affect the obtained technical result, and therefore are not indicated in the figures and in the description.
В горизонтальном крейсерском полете (с дозвуковой скоростью) у заявляемого самолета центроплан крыла 1 (на фигурах показано сплошной линией) устанавливается посредством двух гидроцилиндров 22 на минимальный угол установки (например, равный 3°) по отношению к мотогондоле 4 и фюзеляжу 7, а правая 2 и левая 3 консоли крыла устанавливаются (посредством поворотного механизма, который на фигурах не показан) на максимальный угол стреловидности (равный по величине для левой 2 и правой 3 консолей крыла), например, равный 30° - как у известных дозвуковых реактивных административных самолетов. В крейсерском полете консоли 2 и 3 крыла имеют прямую стреловидность. При этом фюзеляж 7 и мотогондола 4 сохраняют свое горизонтальное положение, а крыло установлено под оптимальный угол атаки. Центр давления крыла находится в таком положении по отношению к центру масс самолета, которое обеспечивает требуемую степень статической устойчивости самолета по тангажу.In a horizontal cruise flight (with subsonic speed) of the proposed aircraft, the wing center section 1 (shown in solid figures by a solid line) is installed by two
При посадке (и при взлете) центроплан крыла 1а заявляемого самолета устанавливается, посредством двух гидроцилиндров 22 на максимальный угол установки в продольной плоскости (например, на угол 10°) по отношению к продольным осям мотогондолы 4 и фюзеляжа 7. То есть, центроплан крыла поворачивается относительно оси своего шарнира (расположенного в кронштейнах навески крыла 21) на угол 10°, и занимает положение 1а (на фигурах показано штрихпунктирной линией). При этом фюзеляж 7 и мотогондола 4 сохраняют свое горизонтальное положение. Правая и левая консоли крыла устанавливаются (посредством поворотного механизма, который на фигурах не показан) на минимальный угол стреловидности (одинаковый по величине для правой и левой консоли крыла), и занимают положение 2а и 3а (на фигурах показано штрихпунктирной линией), соответственно. При посадке (и взлете) заявляемого самолета его правая 2а и левая 3а консоли крыла имеют прямую стреловидность. Элевоны 8÷13 откланяются на положительные углы атаки, таким образом, выполняя функцию взлетно-посадочной механизации (увеличивая коэффициент подъемной силы крыла). При посадке (и взлете) консоли 2а и 3а крыла, поворачиваясь относительно осей своих шарниров, уменьшают свой угол стреловидности до нужной величины, которая определяется тем, чтобы центр давления крыла (с работающей механизацией крыла) находился в том же положении по отношению к центру масс самолета, что и в крейсерском полете, обеспечивая, таким образом, нужную степень статической устойчивости самолета по тангажу.When landing (and during take-off), the wing center section 1a of the claimed aircraft is installed, using two
Таким образом, у заявляемого изобретения центр давления крыла и в крейсерском полете и на взлетно-посадочных режимах полета находится в одном и том же положении по отношению к центру масс самолета (но может располагаться и в разных местах - если это необходимо)Thus, the claimed invention, the center of pressure of the wing and in cruising flight and takeoff and landing flight modes is in the same position relative to the center of mass of the aircraft (but can be located in different places - if necessary)
Уменьшение стреловидности крыла на взлетно-посадочных режимах полета (по сравнению с углом стреловидности крыла в крейсерском полете) позволяет на заявляемом самолете (не имеющем горизонтального оперения) использовать высокоэффективную взлетно-посадочную механизацию (любого приемлемого типа, а не только ее вышерассмотренный вариант). Это позволяет у заявляемого изобретения уменьшить площадь крыла, а следовательно, уменьшить аэродинамическое сопротивление, а следовательно, увеличить максимальное аэродинамическое качество самолета (по сравнению с известными самолетами без горизонтального оперения («бесхвостками» и «летающими крыльями»)). Крыло у заявляемого изобретения может иметь максимальный коэффициент подъемной силы при взлете и посадке такой же величины, как у самолетов «нормальной» аэродинамической схемы. Таким образом, заявляемое изобретение позволяет реализовать все потенциальные преимущества самолета без горизонтального оперения в плане максимального увеличения аэродинамического качества самолета.Reducing the sweep of the wing during take-off and landing flight modes (compared with the angle of sweep of the wing in cruising flight) allows using the claimed aircraft (without horizontal tail) to use highly efficient take-off and landing mechanization (of any acceptable type, and not just its above option). This allows the claimed invention to reduce the wing area, and therefore, to reduce aerodynamic drag, and therefore, to increase the maximum aerodynamic quality of the aircraft (compared with the known aircraft without horizontal tail ("tailless" and "flying wings")). The wing of the claimed invention may have a maximum lift coefficient during take-off and landing of the same magnitude as that of aircraft of the “normal” aerodynamic design. Thus, the claimed invention allows to realize all the potential advantages of the aircraft without horizontal tail in terms of maximizing the aerodynamic quality of the aircraft.
Как видно из вышеизложенного, стреловидность крыла в заявляемом изобретении изменяется совершенно с другой целью (по сравнению с известными самолетами с изменяемой стреловидностью крыла, например, по сравнению с вышеуказанным самолетом F-111) - для того, чтобы центр давления крыла как в крейсерском полете, так и на взлетно-посадочных режимах полета (когда работает механизация крыла, увеличивающая коэффициент подъемной силы крыла) находился в одном и том же положении, по отношению к центру масс самолета. При этом стреловидность консолей крыла нужно будет изменять на величину угла ~10°. Это объясняется тем, что при изменении стреловидности крыла центр масс самолета перемещается (в направлении продольной оси самолета) на незначительную величину (~ на 2% от средней аэродинамической хорды), в то время как центр давления крыла перемещается (в направлении продольной оси самолета) на гораздо большую величину (при изменении угла стреловидности консолей крыла на ~8° - на 25% от средней аэродинамической хорды).As can be seen from the foregoing, the sweep of the wing in the claimed invention changes for a completely different purpose (compared with the known aircraft with variable sweep of the wing, for example, compared with the above aircraft F-111) - so that the center of pressure of the wing as in cruising flight, and in take-off and landing flight modes (when wing mechanization works, which increases the wing lift coefficient), it was in the same position with respect to the center of mass of the aircraft. In this case, the sweep of the wing consoles will need to be changed by an angle of ~ 10 °. This is because when the wing sweep changes, the center of mass of the plane moves (in the direction of the longitudinal axis of the plane) by a small amount (~ 2% of the average aerodynamic chord), while the center of pressure of the wing moves (in the direction of the longitudinal axis of the plane) much larger value (with a change in the sweep angle of the wing consoles by ~ 8 ° - by 25% of the average aerodynamic chord).
Как указывалось выше, у известных самолетов с изменяемой стреловидностью крыла изменяемая стреловидность крыла использовалась для того, чтобы самолет, с одной стороны, имел хорошие взлетно-посадочные характеристики (путем уменьшения стреловидности крыла) и высокое значение максимального аэродинамического качество при дозвуковой скорости полета, а с другой стороны, уменьшить аэродинамическое сопротивление (а следовательно, увеличить аэродинамическое качество) при полете с максимальной сверхзвуковой скоростью (путем увеличения стреловидности крыла). При этом стреловидность консолей крыла изменялась на десятки градусов (например, с 15 до 70 градусов).As mentioned above, in known aircraft with variable sweep of the wing, variable sweep of the wing was used to ensure that the plane, on the one hand, had good take-off and landing characteristics (by reducing the sweep of the wing) and a high value of maximum aerodynamic quality at subsonic flight speed, and with on the other hand, reduce aerodynamic drag (and therefore increase aerodynamic quality) when flying at maximum supersonic speed (by increasing arrows ovoid wing). At the same time, the sweep of the wing consoles changed by tens of degrees (for example, from 15 to 70 degrees).
Заявляемый самолет управляется: по тангажу и крену - посредством отклонения элевонов 8÷13; по курсу - путем отклонения расщепляющихся щитков 14 и 15, расположенных на концах консолей 2 и 3 крыла (например, как это имеет место у известного американского бомбардировщика В-2, выполненного по аэродинамической схеме «летающее крыло»). При этом возможен вариант управления заявляемым самолетом по тангажу, когда передние элевоны 12 и 13, с одной стороны, и задние элевоны 8 и 9, с другой стороны, отклоняются дифференцированно (отклоняются в разные стороны).The inventive aircraft is controlled by: pitch and roll - by deflecting the elevons 8 ÷ 13; at the rate - by deflecting the
Использование в заявляемом изобретении крыла с изменяемым углом установки (в продольной плоскости) позволяет, по сравнению с прототипом [10]: сохранять горизонтальное положение фюзеляжа и мотогондолы двигателей (на любом режиме полета), что уменьшает высоту стоек шасси (а следовательно, снижает относительный вес конструкции шасси и планера) и снижает аэродинамическое сопротивление самолета (а следовательно, увеличивает аэродинамическое качество самолета); уменьшить потребную площадь крыла (так как площадь крыла определяется условиями балансировки в полете, а не требованиями отрыва носового колеса шасси при взлете), что повышает аэродинамическое качество самолета.The use in the claimed invention of a wing with a variable installation angle (in the longitudinal plane) allows, in comparison with the prototype [10]: to maintain the horizontal position of the fuselage and engine nacelles (in any flight mode), which reduces the height of the landing gear (and therefore reduces the relative weight chassis and airframe designs) and reduces the aerodynamic drag of the aircraft (and therefore, increases the aerodynamic quality of the airplane); reduce the required wing area (since the wing area is determined by the conditions of balancing in flight, and not by the requirements for the landing gear nose wheel to take off), which increases the aerodynamic quality of the aircraft.
Использование в заявляемом изобретении крыла с изменяемым углом стреловидности позволяет, по сравнению с прототипом [10] (и по сравнению с другими известными самолетами аэродинамических схем «бесхвостка», «летающее крыло» и «нормальная»): иметь высокоэффективную взлетно-посадочную механизацию крыла (как один из вариантов, элевоны, отклоняемые на положительные углы - как в рассмотренном выше варианте), что позволяет уменьшить потребную площадь крыла, что снижает аэродинамическое сопротивление крыла, а следовательно, увеличивает аэродинамическое качество самолета. При этом заявляемый самолет может иметь взлетно-посадочную механизацию крыла любого приемлемого типа (закрылки (одно и многощелевые); щитки; предкрылки; энергетическую механизацию (отсос или сдув погранслоя); комбинацию из вышеуказанного и др.). Заявляемое изобретение позволяет реализовать все потенциальные преимущества самолета без горизонтального оперения («бесхвостки» и «летающего крыла») в плане максимального увеличения аэродинамического качества самолета.The use of a wing with a variable sweep angle in the claimed invention allows, in comparison with the prototype [10] (and compared with other well-known aircraft aerodynamic schemes "tailless", "flying wing" and "normal"): to have a highly efficient take-off and landing wing mechanization ( as one of the options, elevons deflected by positive angles - as in the option considered above), which allows to reduce the required wing area, which reduces the aerodynamic drag of the wing, and therefore increases the aerodynamic The quality of the aircraft. At the same time, the claimed aircraft can have wing take-off and landing mechanization of any acceptable type (flaps (single and multi-slit); flaps; slats; energy mechanization (suction or blow-off of the boundary layer); a combination of the above and others). The claimed invention allows to realize all the potential advantages of an aircraft without horizontal tail ("tailless" and "flying wing") in terms of maximizing the aerodynamic quality of the aircraft.
У заявляемого самолета между нижней поверхностью центроплана крыла 1 и верхней поверхностью мотогондолы 4 имеется щель для слива погранслоя. В щели установлены два обтекателя 19 и 20. При этом каждый обтекатель состоит из двух частей (на фигурах не показаны) - верхняя часть прикреплена неподвижно к нижней поверхности центроплана крыла 1, а нижняя часть прикреплена неподвижно к верхней поверхности мотогондолы 4. При изменении угла установки центроплана крыла 1 верхние и нижние части обтекателей 19 и 20 перемещаются друг относительно друга телескопически, тем самым сохраняя удобообтекаемые формы обтекателей 19 и 20. При изменении угла установки центроплана крыла 1 форма носовой части центроплана крыла 1 не изменяется, что повышает аэродинамическое качество заявляемого самолета, по сравнению с вышеуказанным самолетом F-8 Crusader.The inventive aircraft between the lower surface of the
У заявляемого изобретения два двигателя (ТРДД) расположены друг над другом в плоскости симметрии самолета на минимальном расстоянии друг от друга. Следовательно, при отказе одного из двигателей не возникает дестабилизирующего момента по курсу, что позволяет отказаться от вертикального оперения как такового. Это снижает аэродинамическое сопротивление и увеличивает аэродинамическое качество самолета в целом. Необходимая статическая устойчивость заявляемого самолета по курсу обеспечивается за счет прямой стреловидности крыла и угла поперечного V крыла.The claimed invention has two engines (turbofan engines) located one above the other in the plane of symmetry of the aircraft at a minimum distance from each other. Therefore, if one of the engines fails, there is no destabilizing moment along the course, which makes it possible to abandon the vertical plumage as such. This reduces aerodynamic drag and increases the aerodynamic quality of the aircraft as a whole. The necessary static stability of the proposed aircraft in the course is provided due to the direct sweep of the wing and the angle of the transverse V wing.
В таком варианте исполнения заявляемого изобретения функцию пилона, посредством которого фюзеляж прикреплен к крылу, выполняет мотогондола двигателей. При этом строительная высота мотогондолы (в горизонтальной плоскости) вполне достаточна для устранения проблем, связанных с аэроупругостью конструкции планера.In this embodiment of the claimed invention, the function of the pylon, through which the fuselage is attached to the wing, is performed by the engine nacelle. At the same time, the construction height of the engine nacelle (in the horizontal plane) is quite sufficient to eliminate the problems associated with the aeroelasticity of the airframe structure.
Надежность и величина сила тяги современных ТРДД таковы, что на самолетах с взлетной массой до 350 тонн и дальностью полета до 16000 км устанавливают всего два ТРДД. При этом использование у самолета только двух ТРДД выгодно как экономически так и эксплуатационно.The reliability and magnitude of the thrust of modern turbofan engines are such that only two turbofan engines are installed on airplanes with a take-off mass of up to 350 tons and a flight range of up to 16,000 km. At the same time, the use of only two turbofan engines in an aircraft is economically and operationally advantageous.
Поэтому, использование в заявляемом изобретении двух ТРДД выгодно как экономически, так и эксплуатационно.Therefore, the use in the claimed invention of two turbofan engines is beneficial both economically and operationally.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него вектор тяги двигателя (или двигателей) может изменять свое направление, например, в продольной плоскости относительно хорды крыла (для создания момента по тангажу - для балансировки и управления самолетом). Это может осуществляться, например, путем использования у двигателей поворотных сопел.An embodiment of the claimed invention is possible when it has a thrust vector of the engine (or engines) can change its direction, for example, in the longitudinal plane relative to the wing chord (to create a pitch moment - for balancing and controlling the aircraft). This can be done, for example, by using rotary nozzles in engines.
В заявляемом изобретении могут использоваться воздушно-реактивные двигатели (ВРД) любого типа: одноконтурные турбореактивные двигатели (ТРД); двухконтрурные ТРД; прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) и др.In the claimed invention can be used air-jet engines (WFD) of any type: single-circuit turbojet engines (turbojet engines); double-circuit turbojet engines; ramjet engines (ramjet), etc.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него каждый из двух двигателей выполнен комбинированным, например, комбинация ТРД и ПВРД.An embodiment of the claimed invention is possible when each of the two engines is combined, for example, a combination of a turbojet engine and ramjet engine.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него один из двигателей (например, верхний) является ТРД, а другой (нижний) - ПВРД.An embodiment of the claimed invention is possible when one of the engines (for example, the upper one) is a turbojet engine and the other (lower) is a ramjet engine.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него помимо ВРД используется и другой тип двигателя, например, жидкостный ракетный двигатель (ЖРД).An embodiment of the claimed invention is possible when, in addition to the WFD, another type of engine is used, for example, a liquid propellant rocket engine (LRE).
Заявляемое изобретение может иметь один или более двигателей, размещенных в плоскости симметрии самолета друг над другом (которые могут быть смещены друг относительно друга в направлении продольной оси самолета).The claimed invention may have one or more engines placed in the plane of symmetry of the aircraft one above the other (which can be offset relative to each other in the direction of the longitudinal axis of the aircraft).
В заявляемом изобретении в качестве движителя может использоваться один (или более) воздушный винт (тянущий или толкающий), приводимый в действие двигателем (или двигателями) любого приемлемого типа (поршневым, турбовальным, электрическим и др.)In the claimed invention, one (or more) propeller (pulling or pushing) driven by an engine (or engines) of any acceptable type (piston, turboshaft, electric, etc.) can be used as a propulsor
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения с иным (по сравнению с показанным на ФИГ. 1÷4) расположением двигателей (или движителей), например, два двигателя расположены на горизонтальных пилонах в хвостовой части фюзеляжа (как у известных дозвуковых реактивных административных самолетов), а крыло прикреплено шарнирно непосредственно к фюзеляжу, при прочих равных условиях.A possible embodiment of the claimed invention with a different (compared to that shown in FIG. 1 ÷ 4) arrangement of engines (or propulsors), for example, two engines are located on horizontal pylons in the rear of the fuselage (as in the well-known subsonic jet administrative aircraft), and the wing articulated directly to the fuselage, all other things being equal.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него вообще нет двигателя (или движителя), при этом у него крыло прикреплено шарнирно непосредственно к фюзеляжу, при прочих равных условиях.An embodiment of the claimed invention is possible when it does not have an engine (or propulsion) at all, while it has a wing pivotally attached directly to the fuselage, all other things being equal.
В заявляемом изобретении крыло может иметь любую приемлемую форму в плане: прямую или обратную стреловидность; малого удлинения; большого удлинения; и др. Например, возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него в крейсерском полете крыло имеет прямую стреловидность, а на взлетно-посадочных режимах полета крыло имеет обратную стреловидность.In the claimed invention, the wing can have any acceptable shape in terms of: direct or reverse sweep; small elongation; high elongation; etc. For example, an embodiment of the claimed invention is possible when the wing has a direct sweep in cruising flight, and the wing has a reverse sweep in take-off and landing flight modes.
У заявляемого изобретения изменение стреловидности крыла может использоваться также и для расширения диапазона центровок самолета.In the claimed invention, the change in the sweep of the wing can also be used to expand the range of alignment of the aircraft.
Заявляемый самолет может быть выполнен по любой приемлемой аэродинамической схеме: «бесхвостка» (как рассмотрено выше), «утка», «нормальная» и др.The inventive aircraft can be performed according to any acceptable aerodynamic design: tailless (as discussed above), duck, normal, etc.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличающийся от показанного на ФИГ. 1÷4 тем, что он имеет вертикальное оперение любого приемлемого типа, например, в виде концевых шайб (или крылышек), установленных на концах консолей крыла.A possible embodiment of the claimed invention, different from that shown in FIG. 1 ÷ 4 in that it has a vertical tail of any acceptable type, for example, in the form of end washers (or wings) mounted on the ends of the wing consoles.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличающегося от вышерассмотренного тем, что у него центр давления крыла как в крейсерском полете, так и на взлетно-посадочных режимах полета (когда работает механизация крыла, увеличивающая коэффициент подъемной силы крыла) находился в одном и том же положении, по отношению к центру масс самолета, не потому, что у него крыло выполнено изменяемой стреловидности, а потому что у него все крыло выполнено с возможность перемещения (например, по направляющим) в направлении продольной оси самолета (крыло при этом выполнено неизменяемой стреловидности), при прочих равных условиях.A possible embodiment of the claimed invention, which differs from the above in that it has a wing pressure center both in cruise flight and in take-off and landing flight modes (when wing mechanization works, increasing the wing lift coefficient), was in the same position, in relation to the center of mass of the aircraft, not because its wing is made of variable sweep, but because it has its entire wing made with the possibility of movement (for example, along the guides) in the direction of the longitudinal axis flight (the wing is made unchanged sweep), ceteris paribus.
Заявляемое изобретение может быть использовано: в качестве пилотируемого ЛА любого типа (например, в варианте пассажирского самолета); в качестве беспилотного ЛА.The claimed invention can be used: as a manned aircraft of any type (for example, in the embodiment of a passenger aircraft); as an unmanned aerial vehicle.
Заявляемый самолет может иметь любую приемлемую скорость полета: дозвуковую; сверхзвуковую; гиперзвуковую.The inventive aircraft can have any acceptable flight speed: subsonic; supersonic; hypersonic.
В варианте сверхзвукового (или гиперзвукового) самолета у заявляемого изобретения в сверхзвуковых воздухозаборниках двигателей в качестве генератора скачков уплотнения может быть использован (как один из возможных вариантов) общий для обоих двигателей вертикальный клин (например, многоступенчатый, неизменяемой геометрии). Каналы воздухозаборников двигателей разделены между собой горизонтальной перегородкой. В таком варианте исполнения заявляемого изобретения при сверхзвуковой скорости полета скачки уплотнения от вертикального клина и обечайки воздухозаборника мотогондолы садятся только на нижнюю поверхность крыла, что позволяет уменьшить угол атаки крыла, а следовательно, уменьшить аэродинамическое сопротивление крыла и повысить аэродинамическое качество самолета.In a variant of a supersonic (or hypersonic) aircraft of the claimed invention, in a supersonic engine air intake, as a generator of shock waves, a vertical wedge common to both engines (for example, a multi-stage, unchanged geometry) can be used. The engine intake channels are separated by a horizontal partition. In this embodiment of the claimed invention, at supersonic flight speed, the shock waves from the vertical wedge and the air intake shell of the nacelle sit only on the lower surface of the wing, which allows to reduce the angle of attack of the wing, and therefore, reduce the aerodynamic drag of the wing and increase the aerodynamic quality of the aircraft.
В варианте сверхзвукового или гиперзвукового самолета у заявляемого изобретения при полете на сверхзвуковой или гиперзвуковой скорости скачки уплотнения от боковых поверхностей фюзеляжа садятся только на нижнюю поверхность крыла, что повышает аэродинамическое качество самолета в целом. То есть, в заявляемом изобретении имеет место полезная сверхзвуковая и гиперзвуковая интерференция между частями самолета.In a variant of a supersonic or hypersonic aircraft of the claimed invention, when flying at a supersonic or hypersonic speed, the shock waves from the side surfaces of the fuselage sit only on the lower surface of the wing, which increases the aerodynamic quality of the aircraft as a whole. That is, in the claimed invention there is a useful supersonic and hypersonic interference between parts of the aircraft.
Заявляемое изобретение может быть использовано как в варианте самолета обычного взлета и посадки, так и в варианте самолета вертикального взлета и посадки (или с горизонтальным или с вертикальным расположением фюзеляжа при взлете-посадке).The claimed invention can be used both in a variant of a conventional take-off and landing aircraft, and in a variant of a vertical take-off and landing aircraft (either with a horizontal or vertical fuselage during take-off and landing).
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличающийся от показанного на ФИГ. 1÷4 тем, что у него левая и правая консоли крыла выполнены с возможностью дифференциально изменять свои углы установки (например, левая консоль крыла увеличивает свой угол установки, а в это время правая консоль крыла уменьшает свой угол установки (как у некоторых известных самолетов дифференциально отклоняются консоли цельноповоротного горизонтального оперения).A possible embodiment of the claimed invention, different from that shown in FIG. 1 ÷ 4 in that it has the left and right wing consoles with the ability to differentially change their installation angles (for example, the left wing console increases its installation angle, while the right wing console decreases its installation angle (as with some well-known aircraft, differentially consoles of all-turning horizontal plumage deviate).
В заявляемом изобретении изменение стреловидности крыла может быть использовано для уменьшения габаритов самолета при его хранении в ангаре или в трюме корабля.In the claimed invention, a change in the sweep of the wing can be used to reduce the size of the aircraft when it is stored in the hangar or in the hold of the ship.
В заявляемом изобретении механизмы изменения угла установки крыла и изменения стреловидности крыла могут быть любого приемлемого типа: гидропривод; электропривод и др.In the claimed invention, the mechanisms for changing the angle of installation of the wing and changing the sweep of the wing can be of any acceptable type: hydraulic drive; electric drive, etc.
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014137202/11A RU2577824C1 (en) | 2014-09-16 | 2014-09-16 | Aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014137202/11A RU2577824C1 (en) | 2014-09-16 | 2014-09-16 | Aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2577824C1 true RU2577824C1 (en) | 2016-03-20 |
Family
ID=55648028
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014137202/11A RU2577824C1 (en) | 2014-09-16 | 2014-09-16 | Aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2577824C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115636079A (en) * | 2022-12-21 | 2023-01-24 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | High-altitude long-endurance unmanned aerial vehicle layout with ultrahigh lift-drag ratio |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3529790A (en) * | 1969-02-18 | 1970-09-22 | Gen Dynamics Corp | Means for changing wing incidence for varying angles of attack |
| RU2122963C1 (en) * | 1998-03-20 | 1998-12-10 | Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" | System of control of twin-engined aeroplane through control of thrust vector |
| RU2323850C2 (en) * | 2005-06-15 | 2008-05-10 | ООО "Центральный научно-исследовательский институт авиационных ракетных комплексов и систем" | Multivariant unpiloted flying object |
| RU2486105C1 (en) * | 2012-01-17 | 2013-06-27 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Aircraft (versions) |
-
2014
- 2014-09-16 RU RU2014137202/11A patent/RU2577824C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3529790A (en) * | 1969-02-18 | 1970-09-22 | Gen Dynamics Corp | Means for changing wing incidence for varying angles of attack |
| RU2122963C1 (en) * | 1998-03-20 | 1998-12-10 | Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" | System of control of twin-engined aeroplane through control of thrust vector |
| RU2323850C2 (en) * | 2005-06-15 | 2008-05-10 | ООО "Центральный научно-исследовательский институт авиационных ракетных комплексов и систем" | Multivariant unpiloted flying object |
| RU2486105C1 (en) * | 2012-01-17 | 2013-06-27 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Aircraft (versions) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115636079A (en) * | 2022-12-21 | 2023-01-24 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | High-altitude long-endurance unmanned aerial vehicle layout with ultrahigh lift-drag ratio |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN111498109B (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| US8186617B2 (en) | Aircraft having a lambda-box wing configuration | |
| US3064928A (en) | Variable sweep wing aircraft | |
| US20170197700A1 (en) | Electric distributed propulsion and high lift system | |
| CN101559832A (en) | Fast hybrid helicopter with large range | |
| WO2012026846A1 (en) | Aircraft with an integral aerodynamic configuration | |
| EP1999016A1 (en) | Convertible aircraft | |
| EP2234885B1 (en) | Optimized configuration of engines for aircraft | |
| US20060016931A1 (en) | High-lift, low-drag dual fuselage aircraft | |
| RU2682756C1 (en) | Convertible plane | |
| CN113232832A (en) | Amphibious aircraft | |
| US3497163A (en) | Supersonic aircraft | |
| RU2577824C1 (en) | Aircraft | |
| US20220177115A1 (en) | High-lift device | |
| RU2486105C1 (en) | Aircraft (versions) | |
| RU2562259C1 (en) | Airborne vehicle | |
| RU2607037C1 (en) | Aircraft | |
| RU2639352C1 (en) | Aircraft | |
| US8474747B2 (en) | Pivoting stabilising surface for aircraft | |
| RU2509035C1 (en) | Hypersonic aircraft | |
| US8876037B2 (en) | Rotorcraft counter-torque control assembly and method | |
| EP1046577A2 (en) | Single engined aircraft | |
| RU2531792C1 (en) | Vtol aircraft | |
| WO2017116256A1 (en) | Aircraft | |
| AU2021105139A4 (en) | A vtol flight system |