RU2605653C1 - Способ размещения двигателя на летательном аппарате типа "летающее крыло" - Google Patents
Способ размещения двигателя на летательном аппарате типа "летающее крыло" Download PDFInfo
- Publication number
- RU2605653C1 RU2605653C1 RU2015136395/11A RU2015136395A RU2605653C1 RU 2605653 C1 RU2605653 C1 RU 2605653C1 RU 2015136395/11 A RU2015136395/11 A RU 2015136395/11A RU 2015136395 A RU2015136395 A RU 2015136395A RU 2605653 C1 RU2605653 C1 RU 2605653C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- engine
- aircraft
- nacelle
- air intake
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 12
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
- B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
- B64C39/10—All-wing aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационной технике. Способ размещения двигателя на летательном аппарате типа «летающее крыло» заключается в том, что мотогондолу (1) двигателя устанавливают в хвостовой части крыла (2) таким образом, что зазор между нижней точкой мотогондолы (1) двигателя и поверхностью крыла (2) составляет (0,37-0,41)D, где D - внутренний диаметр входного сечения воздухозаборника. Изобретение повышает аэродинамическое качество. 1 табл., 6 ил.
Description
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к способам размещения двигателя на летательном аппарате типа «летающее крыло».
Известен способ размещения двигателя летательного аппарата, заключающийся в том, что турбореактивные двигатели установлены над поверхностью крыла так, что оси их параллельны плоскости хорд крыла и отстоят от нее на расстоянии не более 20% от средней аэродинамической хорды крыла, а входной диффузор двигателей находится над задней кромкой центроплана на расстоянии не более 5% от средней аэродинамической хорды крыла (патент РФ №2311317, кл. B64D 27/10, 2007 г.). Способ относится к летательным аппаратам общего назначения классической схемы, с дальностью полета 3-5 тыс км, рассчитанного на 12-14 человек, и не может применяться к летательным аппаратам типа «летающее крыло».
Известен способ размещения двигателя летательного аппарата, заключающийся в том, что двигатели установлены спереди под крылом самолета с возможностью изменения положения двигателей в зависимости от режима работы (патент РФ №2469916, кл. B64D 27/00, 2012 г.). Подвеска двигателей осуществляется при помощи пилонов и соответствующих средств изменения положения двигателей по высоте относительно крыла при взлете-посадке и в крейсерском режиме. Наличие средств изменения положения двигателей может привести к дополнительному увеличению аэродинамического сопротивления, что является недостатком известного технического решения.
Наиболее близким по совокупности существенных признаков к заявляемому техническому решению является способ размещения двигателя на летательном аппарате типа «летающее крыло», заключающийся в том, что двигатель устанавливают вблизи хвостовой части крыла (заявка США №2002/0134886, кл. В64В 1/24, 2002 г.). Недостаток известного технического решения заключается в том, что образующийся на поверхности крыла пограничный слой отрывается по всей ширине крыла и приобретает завихренный турбулентный характер. Это приводит к большим потерям полного давления и значительной неравномерности газодинамических параметров во всем течении. Попадая на вход воздухозаборника, неравномерный поток вносит в работу двигателя большие искажения, что приводит к снижению тяги двигателей и повышенному расходу топлива.
В основу предлагаемого технического решения положена задача повышения аэродинамической эффективности конструкции при размещении мотогондолы двигателя в хвостовой части крыла.
Технический результат предлагаемого способа заключается в повышении аэродинамического качества конструкции за счет создания однородного потока при заданном удалении мотогондолы двигателя от поверхности крыла.
Заявленный технический результат достигается тем, что при способе размещения двигателя на летательном аппарате типа «летающее крыло» мотогондолу двигателя устанавливают в хвостовой части крыла таким образом, что зазор между нижней точкой мотогондолы и поверхностью крыла составляет: (0,37-0,41)D,
где D - внутренний диаметр входного сечения воздухозаборника.
Указанные существенные признаки обеспечивают достижение технического результата, т.к. размещение мотогондолы в кормовой части поверхности крыла с заданным расстоянием между ее нижней точкой и поверхностью крыла обеспечивает максимальную однородность потока на входе в воздухозаборник.
Настоящее изобретение поясняется следующим описанием со ссылкой на иллюстрации, представленные на фиг. 1 … фиг. 6, где
- на фиг. 1 изображена схема конструкции «летающее крыло»+силовая установка с мотогондолой двигателя;
- на фиг. 2 изображена схема оптимального расположения мотогондолы над поверхностью крыла (вид сбоку);
- на фиг. 3 изображена схема расположения мотогондолы над поверхностью крыла в проекции на плоскость симметрии;
- на фиг. 4 изображено распределение пограничного слоя на входе в воздухозаборник для L=1,05D;
- на фиг. 5 изображено распределение пограничного слоя на входе в воздухозаборник для L=0,25D;
- на фиг. 6 изображено распределение пограничного слоя на входе в воздухозаборник для L=0,39D (оптимальное решение).
Способ осуществляется следующим образом. Летательный аппарат типа «летающее крыло» имеет конструкцию, характеризующуюся размещением мотогондолы 1 двигателя в хвостовой (кормовой) части крыла 2 вблизи поверхности последнего. Результаты исследования процесса газодинамического обтекания потоком летательного аппарата типа «летающее крыло» с силовой установкой, состоящей из двух двигателей, или с распределенной силовой установкой, расположенными в хвостовой (кормовой) части крыла при крейсерском режиме полета (Н=11000 м, М=0,83, диапазон изменения угла атаки от 0 до 12,5°), показали, что существует оптимальное значение удаления мотогондолы 1 от поверхности крыла 2. Зазор L между нижней точкой мотогондолы на ее входе и поверхностью крыла выбирают из соотношения:
L=(0,37-0,41)D,
где D - внутренний диаметр входного сечения воздухозаборника.
При расположении мотогондолы на расстоянии меньше указанного соотношения возникает сверхзвуковая область течения между крылом и воздухозаборником (максимальное значение числа М=1,6), заканчивающаяся серией скачков уплотнения. Взаимодействие последних с пограничными слоями на поверхности крыла и мотогондолы вызывает отрыв потока с интенсивным вихреобразованием, что приводит к существенным потерям полного давления. При удалении мотогондолы от поверхности крыла на расстояние больше указанного входное сечение находится в замедленном скоростном течении, что подтверждается образованием четко выраженного пограничного слоя на стенках воздухозаборника. Эти особенности обтекания сказываются на характеристиках летательного аппарата. При размещении воздухозаборника в соответствии с указанным соотношением поток на входе в двигатель максимально однороден. Отсутствие при этом отрыва течения и сопутствующего ему вихреобразования вблизи входа в двигатель объясняется наличием эжекционного эффекта, который увлекает пограничный слой выхлопной струей двигателя, обеспечивая при этом максимально возможную однородность потока на входе в воздухозаборник.
Важнейшей характеристикой (показателем аэродинамического качества) летательного аппарата является отношение коэффициента Сy подъемной силы к величине коэффициента Сх сопротивления трения, которые представляют собой силы, действующие на летательный аппарат при его движении, отнесенные к скоростному напору потока, набегающего на летательный аппарат. В зависимости от назначения летательного аппарата, благодаря рациональной аэродинамической компоновке крыла и мотогондол величина аэродинамического качества Cy/Cx для современных самолетов достигает 14-15. При выборе оптимальных значений управления «летающим крылом» его Cy/Cx≥20.
Проведено исследование газодинамического обтекания летательного аппарата «летающее крыло» в указанных выше двух компоновках: с силовой установкой (СУ), составленной из двух двигателей, и с распределенной силовой установкой, расположенной в кормовой части на крейсерском режиме полета (Н=11000 м при М=0,83 и углах атаки 2, и 5 градусов) и при расположении СУ на расстояниях L=0, 15D и L=0, 39D.
В таблице представлены результаты интегральных значений Cy/Cx.
Данные, представленные в таблице, подтверждают существование оптимального значения расстояния между мотогондолой и крылом, позволяющим улучшить аэродинамическую эффективность конструкции.
Таким образом, предложенный способ позволяет создать однородный поток при заданном удалении воздухозаборника двигателя от поверхности крыла, что повышает аэродинамическую эффективность конструкции при размещении мотогондолы двигателя в хвостовой части крыла.
Claims (1)
- Способ размещения двигателя на летательном аппарате типа «летающее крыло», заключающийся в том, что мотогондолу двигателя устанавливают в хвостовой части крыла таким образом, что зазор между нижней точкой мотогондолы двигателя и поверхностью крыла составляет (0,37-0,41)D,
где D - внутренний диаметр входного сечения воздухозаборника.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015136395/11A RU2605653C1 (ru) | 2015-08-28 | 2015-08-28 | Способ размещения двигателя на летательном аппарате типа "летающее крыло" |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015136395/11A RU2605653C1 (ru) | 2015-08-28 | 2015-08-28 | Способ размещения двигателя на летательном аппарате типа "летающее крыло" |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2605653C1 true RU2605653C1 (ru) | 2016-12-27 |
Family
ID=57793642
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015136395/11A RU2605653C1 (ru) | 2015-08-28 | 2015-08-28 | Способ размещения двигателя на летательном аппарате типа "летающее крыло" |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2605653C1 (ru) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6102332A (en) * | 1998-02-06 | 2000-08-15 | H-C Designs, Inc. | High capacity air transport system and method |
RU2168447C2 (ru) * | 1999-05-11 | 2001-06-10 | Закрытое акционерное общество "Авиастар-СП" | Самолет |
US20020134886A1 (en) * | 2001-03-23 | 2002-09-26 | Seidel Gerhard E. | Separate boundary layer engine inlet |
US7766275B2 (en) * | 2006-06-12 | 2010-08-03 | The Boeing Company | Aircraft having a pivotable powerplant |
RU2557685C2 (ru) * | 2013-09-10 | 2015-07-27 | Алексей Николаевич Пеков | Летательный аппарат схемы "летающее крыло" |
-
2015
- 2015-08-28 RU RU2015136395/11A patent/RU2605653C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6102332A (en) * | 1998-02-06 | 2000-08-15 | H-C Designs, Inc. | High capacity air transport system and method |
RU2168447C2 (ru) * | 1999-05-11 | 2001-06-10 | Закрытое акционерное общество "Авиастар-СП" | Самолет |
US20020134886A1 (en) * | 2001-03-23 | 2002-09-26 | Seidel Gerhard E. | Separate boundary layer engine inlet |
US7766275B2 (en) * | 2006-06-12 | 2010-08-03 | The Boeing Company | Aircraft having a pivotable powerplant |
RU2557685C2 (ru) * | 2013-09-10 | 2015-07-27 | Алексей Николаевич Пеков | Летательный аппарат схемы "летающее крыло" |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7878458B2 (en) | Method and apparatus for enhancing engine-powered lift in an aircraft | |
US8393567B2 (en) | Method and apparatus for reducing aircraft noise | |
US8186617B2 (en) | Aircraft having a lambda-box wing configuration | |
US7900865B2 (en) | Airplane configuration | |
US6575406B2 (en) | Integrated and/or modular high-speed aircraft | |
US2562227A (en) | Flow profile for reduced drag | |
US20060060720A1 (en) | Methods and systems for controlling lower surface shocks | |
GB2447738A (en) | Aircraft exhaust | |
CN104494814A (zh) | 一种可大幅度减阻的减阻外套 | |
US8789798B2 (en) | Slat configuration for fixed-wing aircraft | |
US9340281B2 (en) | Submerged vortex generator | |
US20050258307A1 (en) | Jet engine nacelle for a supersonic aircraft | |
RU2548200C2 (ru) | Сверхзвуковой самолет | |
RU2605653C1 (ru) | Способ размещения двигателя на летательном аппарате типа "летающее крыло" | |
CN109630313A (zh) | 一种提高涵道风扇发动机拉力的方法 | |
RU2604951C1 (ru) | Самолет короткого взлета и посадки | |
RU149950U1 (ru) | Крыло с управлением пограничным слоем | |
RU2274584C2 (ru) | Хвостовая часть самолета крещишина и способ уменьшения завихрений воздушного потока | |
NL2016322B1 (en) | Airplane with an aft-fuselage mounted propulsive empennage with integrated control surfaces. | |
RU2613747C2 (ru) | Сверхзвуковой летательный аппарат. | |
Bolsunovsky et al. | Aerodynamic studies on low-noise aircraft with upper engine installation | |
US20220268236A1 (en) | Supersonic aircraft and method of reducing sonic booms and jet noise | |
RU2724015C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
RU2683404C1 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
RU2487051C2 (ru) | Предкрылок крыла самолета и способ его обтекания |