RU2683402C1 - Крыло для авиационного средства поражения - Google Patents
Крыло для авиационного средства поражения Download PDFInfo
- Publication number
- RU2683402C1 RU2683402C1 RU2017135531A RU2017135531A RU2683402C1 RU 2683402 C1 RU2683402 C1 RU 2683402C1 RU 2017135531 A RU2017135531 A RU 2017135531A RU 2017135531 A RU2017135531 A RU 2017135531A RU 2683402 C1 RU2683402 C1 RU 2683402C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- base
- flight
- wing
- line
- point
- Prior art date
Links
- 230000006378 damage Effects 0.000 title description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims abstract description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 241000529895 Stercorarius Species 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/60—Steering arrangements
- F42B10/62—Steering by movement of flight surfaces
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
- B64C3/14—Aerofoil profile
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности, к аэродинамическим поверхностям для авиационных средств поражения и может быть использовано в различных типах и классах управляемых авиационных средств поражения. Технический результат - повышение аэродинамического - балансировочного качества крыла за счет его геометрических параметров. Крыло для авиационного средства поражения выполнено в форме, которая в плане включает в себя первое основание, предназначенное для установки на корпусе авиационного средства поражения, и второе основание. Второе основание расположено наружу от корпуса. Имеется передняя кромка, которая расположена по направлению полета, а также задняя кромка, которая расположена в противоположной стороне от направления полета. При этом передняя кромка представляет собой линию, соединяющую крайнюю переднюю точку первого основания относительно направления полета и крайнюю переднюю точку второго основания относительно направления полета, отличную от прямой. Крыло в плане выполнено по форме с заданным соотношением геометрических параметров. 4 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к аэродинамическим поверхностям для авиационных средств поражения, может быть использовано в различных типах и классах управляемых авиационных средств поражения.
При разработке беспилотных летательных аппаратов, используемых в качестве авиационных средств поражения (АСП), одной из основных задач аэродинамической компоновки является повышение максимального значения аэродинамического (балансировочного) качества. Аэродинамическое (балансировочное) качество определяется как отношение коэффициента аэродинамической подъемной силы (Cyα) к коэффициенту лобового сопротивления (Cxα) [1]. Дальность полета летательного аппарата находится в прямой зависимости от аэродинамического (балансировочного) качества. Об этом, в частности, указано на стр. 84 в [2], а также во многих работах по аэродинамике летательных аппаратов. В достижении требуемых значений большую роль играет форма аэродинамических поверхностей АСП, а именно крыльев. Традиционно большинство крыльев для АСП выполнено трапециевидной формы в плане.
Из описания к патенту на полезную модель №135616 известно крыло для АСП трапециевидной формы в плане.
Также из описания к патенту на изобретение №2283471 известно крыло для АСП, выбранное в качестве прототипа, выполненное трапециевидной формы в плане.
К недостаткам аналога и прототипа следует отнести недостаточно высокие аэродинамические характеристики авиационного средства поражения, в том числе балансировки и несущих свойств, обусловленные использованием консоли крыла традиционной трапециевидной формы в плане.
Технической проблемой заявляемого изобретения является разработка консоли крыла определенной формы в плане, позволяющей повысить аэродинамическое (балансировочное) качество АСП, увеличить дальность полета при прочих равных характеристиках.
Техническая проблема решена за счет того, что крыло для авиационного средства поражения, форма которого в плане включает в себя первое основание, предназначенное для установки на корпусе авиационного средства поражения, второе основание, расположенное наружу от корпуса, переднюю кромку, расположенную по направлению полета, а также заднюю кромку, расположенную в противоположную сторону от направления полета, при этом передняя кромка представляет собой линию, соединяющую крайнюю переднюю точку первого основания относительно направления полета и крайнюю переднюю точку второго основания относительно направления полета, отличную от прямой, а форма крыла в плане выполнена так, что имеет место следующее соотношение:
где S - площадь фигуры на плоскости, образованной четырьмя линиями, первая линия из которых представляет собой первое основание крыла, вторая линия представляет собой воображаемую линию продолжения второго основания от крайней передней точки второго основания в направлении полета, третья линия представляет собой линию, соединяющую крайнюю переднюю точку первого основания по направлению полета и точку на второй линии, так, что угол между второй и третьей линией не может быть менее пятнадцати градусов, а четвертая линия представляет собой линию, соединяющую крайнюю переднюю точку второго основания по направлению полета с крайней задней точкой первого основания от направления полета;
S1 - площадь фигуры на плоскости, образованной тремя линиями, из которых первая линия представляет собой переднюю кромку крыла, а вторая и третья линии совпадают со второй и третьей линией соответственно для площади S.
Технический результат заявляемого крыла для авиационного средства поражения заключается в увеличении подъемной силы летательного аппарата, оснащенного таким крылом, а также достижении необходимой балансировки и возможности получения максимальных значений аэродинамического (балансировочного) качества, обеспечивающего увеличение дальности полета при прочих равных характеристиках.
Сущность изобретения поясняется графическими материалами, где:
на фиг. 1 а) - в) изображены различные варианты исполнения передней кромки крыла согласно изобретению, а также различные варианты фигур площади S1, получаемых в зависимости от различных значений углов между сторонами;
на фиг. 2 а) - в) изображены различные варианты исполнения передней кромки крыла согласно изобретению, а также различные варианты фигур площади S, получаемых в зависимости от различных значений углов между сторонами;
на фиг. 3 изображен график зависимости коэффициента подъемной силы от относительной площади S1 консоли крыла при различных углах атаки;
на фиг. 4 изображен график зависимости координаты центра давления по продольной оси от относительной площади S1 консоли крыла при различных углах атаки.
Крыло для авиационного средства поражения имеет такую форму в плане, которая включает в себя первое основание 1, предназначенное для установки на корпусе авиационного средства поражения, второе основание 2, расположенное наружу от корпуса, переднюю кромку 3, расположенную по направлению полета, а также заднюю кромку 4, расположенную в противоположную сторону от направления полета (см. фиг. 1-2). При этом передняя кромка 3 представляет собой линию, соединяющую крайнюю переднюю точку А первого основания 1 относительно направления полета и крайнюю переднюю точку С второго основания относительно направления полета, отличную от прямой. Передняя кромка 3 может представлять собой ломаную линию, состоящую из нескольких отрезков, или, например, плавную линию, соединяющую точку А и точку С (см. фиг. 1-2).
Форма крыла в плане выполнена так, что имеет место следующее соотношение:
где S - площадь фигуры на плоскости, образованной четырьмя линиями, первая линия из которых представляет собой первое основание 1 крыла, вторая линия представляет собой воображаемую линию продолжения второго основания 2 от крайней передней точки С второго основания 2 в направлении полета, третья линия представляет собой линию, соединяющую крайнюю переднюю точку А первого основания 1 по направлению полета и точку В на второй линии, при этом угол а между второй и третьей линией не может быть менее пятнадцати градусов, а четвертая линия представляет собой линию, соединяющую крайнюю переднюю точку С второго основания 2 по направлению полета с крайней задней точкой D первого основания 1 от направления полета;
S1 - площадь фигуры на плоскости, образованной тремя линиями, из которых первая линия представляет собой переднюю кромку крыла 3, а вторая и третья линии совпадают со второй и третьей линиями соответственно для площади S.
График зависимости коэффициента подъемной силы от относительной площади S1 консоли крыла при различных углах атаки (фиг. 3) и график зависимости координаты центра давления по продольной оси от относительной площади S1 консоли крыла при различных углах атаки (фиг. 4) подтверждают оптимальное соотношение указанных выше площадей S и S1 для формы заявляемого крыла в плане.
Крыло с заявленным соотношением размеров решает задачу размещения на самом летательном аппарате, который может представлять собой авиационное средство поражения, или на его пусковой установке в условиях жестких габаритных ограничений. Оптимальный диапазон параметров найден по результатам многочисленных исследований крыльев различной геометрии.
Крыло с данным соотношением геометрических размеров обеспечивает высокие аэродинамические характеристики, во всем диапазоне его применения.
Библиография:
1. Аэродинамика летательных аппаратов: Учебник для студентов авиационных специальностей вузов / Аржаников Н.С., Садекова Г.С. - М.: Высш. Шк., 1983. - 359 с.
2. Проектирование самолетов: Учебник для вузов / С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др. Под ред. С.М. Егера. - 3-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1983. - 610 с.
Claims (4)
- Крыло для авиационного средства поражения, форма которого в плане включает в себя первое основание, предназначенное для установки на корпусе авиационного средства поражения, второе основание, расположенное наружу от корпуса, переднюю кромку, расположенную по направлению полета, а также заднюю кромку, расположенную в противоположную сторону от направления полета, отличающееся тем, что передняя кромка представляет собой линию, соединяющую крайнюю переднюю точку первого основания относительно направления полета и крайнюю переднюю точку второго основания относительно направления полета, отличную от прямой, а форма крыла в плане выполнена так, что имеет место следующее соотношение:
- где S - площадь фигуры на плоскости, образованной четырьмя линиями, первая линия из которых представляет собой первое основание крыла, вторая линия представляет собой воображаемую линию продолжения второго основания от крайней передней точки второго основания в направлении полета, третья линия представляет собой линию, соединяющую крайнюю переднюю точку первого основания по направлению полета и точку на второй линии, так что угол между второй и третьей линиями не может быть менее пятнадцати градусов, а четвертая линия представляет собой линию, соединяющую крайнюю переднюю точку второго основания по направлению полета с крайней задней точкой первого основания от направления полета;
- S1 - площадь фигуры на плоскости, образованной тремя линиями, из которых первая линия представляет собой переднюю кромку крыла, а вторая и третья линии совпадают со второй и третьей линиями соответственно для площади S.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017135531A RU2683402C1 (ru) | 2017-10-05 | 2017-10-05 | Крыло для авиационного средства поражения |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017135531A RU2683402C1 (ru) | 2017-10-05 | 2017-10-05 | Крыло для авиационного средства поражения |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2683402C1 true RU2683402C1 (ru) | 2019-03-29 |
Family
ID=66089573
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017135531A RU2683402C1 (ru) | 2017-10-05 | 2017-10-05 | Крыло для авиационного средства поражения |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2683402C1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3706430A (en) * | 1970-03-17 | 1972-12-19 | Richard L Kline | Airfoil for aircraft |
RU2207967C2 (ru) * | 2001-02-19 | 2003-07-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-инновационная фирма "ВОЛ" | Крыло |
RU2270413C1 (ru) * | 2004-07-08 | 2006-02-20 | Открытое акционерное общество "Долгопрудненское научно-производственное предприятие" | Ракета |
RU2283471C1 (ru) * | 2005-03-17 | 2006-09-10 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" | Ракета |
RU2378154C1 (ru) * | 2008-05-16 | 2010-01-10 | Открытое акционерное общество "Туполев" (ОАО "Туполев") | Законцовка несущей поверхности летательного аппарата |
RU2531536C2 (ru) * | 2009-10-26 | 2014-10-20 | Эйрион Корпорейшн | Способ обеспечения крыла для летательного аппарата, имеющего фюзеляж, посредством конфигурирования крыла для обширного ламинарного обтекания и летательный аппарат (варианты) |
-
2017
- 2017-10-05 RU RU2017135531A patent/RU2683402C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3706430A (en) * | 1970-03-17 | 1972-12-19 | Richard L Kline | Airfoil for aircraft |
RU2207967C2 (ru) * | 2001-02-19 | 2003-07-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-инновационная фирма "ВОЛ" | Крыло |
RU2270413C1 (ru) * | 2004-07-08 | 2006-02-20 | Открытое акционерное общество "Долгопрудненское научно-производственное предприятие" | Ракета |
RU2283471C1 (ru) * | 2005-03-17 | 2006-09-10 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" | Ракета |
RU2378154C1 (ru) * | 2008-05-16 | 2010-01-10 | Открытое акционерное общество "Туполев" (ОАО "Туполев") | Законцовка несущей поверхности летательного аппарата |
RU2531536C2 (ru) * | 2009-10-26 | 2014-10-20 | Эйрион Корпорейшн | Способ обеспечения крыла для летательного аппарата, имеющего фюзеляж, посредством конфигурирования крыла для обширного ламинарного обтекания и летательный аппарат (варианты) |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5901925A (en) | Serrated-planform lifting-surfaces | |
CN114467003A (zh) | 导弹 | |
RU2683402C1 (ru) | Крыло для авиационного средства поражения | |
Kobayashi et al. | Experimental study on aerodynamic characteristics of telescopic aerospikes with multiple disks | |
Smith et al. | Aerodynamic characteristics of a canard-controlled missile at high angles of attack | |
CN116186904B (zh) | 一种具有升力面在流体中运动的机械总体气动布局方法 | |
US9382000B1 (en) | Aircraft design | |
CN104554739B (zh) | 一种可以增强和调整无尾布局飞机航向稳定性的进气道唇口 | |
US4289287A (en) | Fixed skewed wing airborne vehicle | |
RU2283471C1 (ru) | Ракета | |
US20210362822A1 (en) | Tail root positioned at the back and behind the back of aircraft and spacecraft related vehicles or propelled/projectile objects to reduce drag | |
US3392936A (en) | Leading edge curvature based on convective heating | |
Spearman | Wind-tunnel studies of the effects of stimulated damage on the aerodynamic characteristics of airplanes and missiles | |
Capone | Summary of Propulsive-Lift Research in the Langley 16-Ft Transonic Tunnel | |
HOWARD et al. | Effect of canard deflection on enhanced lift for a close-coupled-canard configuration | |
RU185698U1 (ru) | Ракета | |
US3384326A (en) | Aerodynamic strake | |
Sreenatha et al. | Wing rock suppression using recessed angle spanwise blowing | |
RU2645322C1 (ru) | Управляемый снаряд | |
RU2683910C1 (ru) | Крыло летательного аппарата с прямой и обратной стреловидностью | |
US20210163119A1 (en) | Wing root positioned at the back and behind the back of aircraft and spacecraft related vehicles or propelled/projectile objects to reduce drag | |
CN215475686U (zh) | 大载重无人机 | |
US20210078705A1 (en) | Canard root positioned at the nose tip and beyond the nose tip of aircraft and spacecraft related vehicles or propelled/projectile objects to reduce drag | |
US20200369409A1 (en) | Wing base positioned towards the front of aircraft and spacecraft related vehicles or propelled/projectile objects to become more streamlined | |
Ali et al. | The effect of canard on aerodynamics of blended wing body |