RU2807556C1 - Tactical aircraft with increased aerodynamic characteristics - Google Patents
Tactical aircraft with increased aerodynamic characteristics Download PDFInfo
- Publication number
- RU2807556C1 RU2807556C1 RU2022134849A RU2022134849A RU2807556C1 RU 2807556 C1 RU2807556 C1 RU 2807556C1 RU 2022134849 A RU2022134849 A RU 2022134849A RU 2022134849 A RU2022134849 A RU 2022134849A RU 2807556 C1 RU2807556 C1 RU 2807556C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- fuselage
- air intake
- wing
- edge
- Prior art date
Links
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 102220520845 Dynein light chain Tctex-type 3_V64S_mutation Human genes 0.000 description 5
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 5
- 230000004941 influx Effects 0.000 description 2
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 description 1
- 239000011324 bead Substances 0.000 description 1
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 1
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 description 1
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации, а именно к тактическим самолетам с повышенными аэродинамическими характеристиками на больших углах атаки.The invention relates to the field of aviation, namely to tactical aircraft with increased aerodynamic characteristics at high angles of attack.
Известен маневренный самолет, содержащий фюзеляж, стреловидное крыло, передние стреловидные наплывы, органы управления, шасси. Самолет характеризуется тем, что передние наплывы расположены в зоне сочленения головной и средней частей фюзеляжа и снабжены управляемыми поворотными поверхностями, при этом оси поворота управляемых поверхностей наплывов расположены перпендикулярно или под углом к продольной плоскости самолета (патент RU 2503584, опубл. 10.07.2013, МПК В64С 9/34, В64С 3/48).A maneuverable aircraft is known, containing a fuselage, a swept wing, forward swept wings, controls, and a landing gear. The aircraft is characterized by the fact that the front bulges are located in the area of articulation of the head and middle parts of the fuselage and are equipped with controlled rotating surfaces, while the rotation axes of the controlled surfaces of the bulges are located perpendicularly or at an angle to the longitudinal plane of the aircraft (patent RU 2503584, published 07/10/2013, IPC В64С 9/34, В64С 3/48).
Известен сверхзвуковой самолет, содержащий фюзеляж, имеющее стреловидный передний наплыв крыло, расположенную сверху в хвостовой части фюзеляжа силовую установку. Самолет характеризуется тем, что фюзеляж имеет затупленную носовую часть, передний наплыв крыла имеет дозвуковые передние кромки и поперечную V-образность 25°…27° с изломом по передней кромке, так что его корневая часть имеет стреловидность χ ПК=76°…78°, а концевая часть выполнена со стреловидностью χ ПК=70°…72°, консоли крыла, имеющие сверхзвуковые передние кромки, имеют поперечную V-образность -3°…2° и стреловидность χПК=43°…47° (патент RU 188859 U1, опубл. 25.04.2009, МПК В64С 30/00).A supersonic aircraft is known, containing a fuselage with a swept forward wing, and a power plant located on top of the rear part of the fuselage. The aircraft is characterized by the fact that the fuselage has a blunt nose, the forward influx of the wing has subsonic leading edges and a transverse V-shape of 25°...27° with a kink along the leading edge, so that its root part has a sweep χ PC=76°...78°, and the end part is made with a sweep χ PC=70°...72°, the wing consoles, having supersonic leading edges, have a transverse V-shape -3°...2° and a sweep χPK=43°...47° (patent RU 188859 U1, publ. 04/25/2009, MPK V64S 30/00).
Известна аэродинамическая поверхность летательного аппарата, выполненная с аэродинамическим профилем и содержащая переднюю и заднюю кромки, верхнюю и нижнюю стороны, а также генераторы вихрей, выполненные с возможностью генерации вихревых структур, прилегающих к верхней или нижней сторонам аэродинамической поверхности, при этом передняя кромка аэродинамической поверхности образована последовательностью выступов и впадин с циклически изменяющимся местным углом стреловидности, а генераторы вихрей выполнены в виде участков передней кромки с наибольшими местными углами стреловидности. Поверхность характеризуется тем, что дополнительно содержит гребни, выступы передней кромки выполнены в виде зубьев, расположенных на некотором расстоянии друг от друга и имеющих клиновидную или листовидную форму, а впадины передней кромки выполнены в виде промежуточных зон, при этом входящие кромки зубьев имеют большие местные углы стреловидности и меньший средний минимальный радиус притупления, чем промежуточные зоны, каждое из сопряжений входящей кромки зуба с промежуточной зоной образует обращенный внутрь излом передней кромки, а гребни ориентированы по направлению потока воздуха и расположены попарно на верхней и нижней сторонах аэродинамической поверхности в непосредственной близости от обращенных внутрь изломов передней кромки (патент RU 2 667410, опубл. 19.09.2018, МПК В64С 3/28, В64С 23/06, В64С 31/02)Known is the aerodynamic surface of an aircraft, made with an aerodynamic profile and containing leading and trailing edges, upper and lower sides, as well as vortex generators configured to generate vortex structures adjacent to the upper or lower sides of the aerodynamic surface, while the leading edge of the aerodynamic surface is formed a sequence of protrusions and depressions with a cyclically changing local sweep angle, and the vortex generators are made in the form of sections of the leading edge with the largest local sweep angles. The surface is characterized by the fact that it additionally contains ridges, the protrusions of the leading edge are made in the form of teeth located at some distance from each other and have a wedge-shaped or leaf-shaped shape, and the depressions of the leading edge are made in the form of intermediate zones, while the incoming edges of the teeth have large local angles sweep and a smaller average minimum radius of bluntness than the intermediate zones, each of the interfaces of the incoming tooth edge with the intermediate zone forms an inward-facing fracture of the leading edge, and the ridges are oriented in the direction of the air flow and are located in pairs on the upper and lower sides of the aerodynamic surface in close proximity to the facing inside the leading edge fractures (patent RU 2 667410, published 09.19.2018, MPK V64S 3/28, V64S 23/06, V64S 31/02)
Известен самолет интегральной аэродинамической компоновки, содержащий двухдвигательную силовую установку, фюзеляж, снабженный наплывами, каждый из которых расположен над входом в воздухозаборник двигателя и включает управляемые поворотные части, крыло, консоли которого плавно сопряжены с фюзеляжем, горизонтальное и вертикальное оперение. Самолет характеризуется тем, что поворотная часть наплыва фюзеляжа выполнена в виде съемной антенной системы, включающей силовой каркас с обшивкой и состоящей из антенной и приборной секций (патент RU 2749175, опубл. 07.06.2021, МПК В64С 1/36, H01Q 1/28, H01Q 3/00).An aircraft of an integral aerodynamic configuration is known, containing a twin-engine power plant, a fuselage equipped with bulges, each of which is located above the entrance to the engine air intake and includes controlled rotating parts, a wing, the consoles of which are smoothly coupled with the fuselage, horizontal and vertical tail surfaces. The aircraft is characterized by the fact that the rotating part of the fuselage influx is made in the form of a removable antenna system, including a load-bearing frame with skin and consisting of an antenna and instrument sections (patent RU 2749175, published 06/07/2021, IPC V64S 1/36, H01Q 1/28, H01Q 3/00).
Известен самолет интегральной аэродинамической компоновки, содержащий фюзеляж, крыло, консоли которого плавно сопряжены с фюзеляжем, горизонтальное и вертикальное оперение и двухдвигательную силовую установку. Самолет характеризуется тем, что фюзеляж снабжен наплывом, расположенным над входом в воздухозаборники двигателей и включающим управляемые поворотные части, средняя часть фюзеляжа выполнена уплощенной и образована в продольном отношении набором аэродинамических профилей, мотогондолы двигателей разнесены друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета по направлению полета (патент RU 2440916, опубл. 27.01.2012, МПК B64D 27/20, B64D 33/02.An aircraft with an integral aerodynamic layout is known, containing a fuselage, a wing, the consoles of which are smoothly coupled with the fuselage, horizontal and vertical tail surfaces and a twin-engine power plant. The aircraft is characterized by the fact that the fuselage is equipped with a bead located above the entrance to the engine air intakes and includes controlled rotating parts, the middle part of the fuselage is flattened and formed longitudinally by a set of aerodynamic profiles, the engine nacelles are spaced apart horizontally, and the engine axes are oriented under a sharp angle to the plane of symmetry of the aircraft in the direction of flight (patent RU 2440916, published on January 27, 2012, IPC B64D 27/20, B64D 33/02.
У приведенных известных решений и других современных аналогах повышение несущей способности самолета на больших углах атаки достигнуто за счет надежного вихреобразования, для которого широко применяются наплывы крыла, либо дополнительно установленные вихрегенераторы на боковых поверхностях воздухозаборников. Однако данные технические решения обладают следующими недостатками, а именно происходит увеличение омываемой поверхности самолета, что приводит к увеличению его аэродинамического сопротивления и соответствующему снижению аэродинамических характеристик самолета.In the above known solutions and other modern analogues, an increase in the aircraft's load-bearing capacity at high angles of attack is achieved due to reliable vortex formation, for which wing swells or additionally installed vortex generators on the side surfaces of the air intakes are widely used. However, these technical solutions have the following disadvantages, namely, there is an increase in the washed surface of the aircraft, which leads to an increase in its aerodynamic drag and a corresponding decrease in the aerodynamic characteristics of the aircraft.
Техническая задача, на достижение которой направлено изобретение, заключается в устранении недостатков известного уровня техники.The technical problem to which the invention is aimed is to eliminate the shortcomings of the prior art.
Технический результат заявленного изобретения заключается в снижении аэродинамического сопротивления самолета и повышении аэродинамических характеристик на больших углах атаки.The technical result of the claimed invention is to reduce the aerodynamic drag of the aircraft and increase the aerodynamic characteristics at high angles of attack.
Приведенный технический результат достигается предлагаемым изобретением.The given technical result is achieved by the proposed invention.
Тактический самолет с повышенными аэродинамическими характеристиками, содержит фюзеляж, крыло, воздухозаборник, силовую установку и бортовое оборудование. Самолет характеризуется тем, что крыло имеет трапециевидную форму, носовая часть фюзеляжа самолета состоит из верхней и нижней частей, вход воздухозаборника на виде спереди имеет U-образную форму, при этом воздухозаборник целиком охватывает всю нижнюю часть фюзеляжа самолета и имеет нижнюю кромку, боковые кромки, и кромки, примыкающие к фюзеляжу самолета, при этом боковые кромки входа воздухозаборника и кромки, примыкающие к фюзеляжу самолета, имеют обратную стреловидность и их плоскости при соединении образуют угол 65°-70°, кроме того нижняя кромка входа воздухозаборника выполнена не перпендикулярной оси летательного аппарата, а кромка соединения боковых сторон верхней и нижней частей фюзеляжа образована в виде пересечения плоскостей под углом 65°-70°. Также самолет характеризуется тем, что нижняя кромка воздухозаборника выполнена в виде клиновидных зубьев или в нижней кромке выполнен клиновидный вырез или нижняя кромка выполнена в виде клина.A tactical aircraft with increased aerodynamic characteristics, contains a fuselage, wing, air intake, power plant and avionics. The aircraft is characterized in that the wing has a trapezoidal shape, the nose of the aircraft fuselage consists of an upper and a lower part, the air intake inlet in the front view is U-shaped, and the air intake completely covers the entire lower part of the aircraft fuselage and has a lower edge, side edges, and edges adjacent to the fuselage of the aircraft, while the side edges of the air intake inlet and the edges adjacent to the fuselage of the aircraft have a reverse sweep and their planes, when connected, form an angle of 65°-70°, in addition, the lower edge of the air intake inlet is not perpendicular to the axis of the aircraft , and the edge of the connection between the sides of the upper and lower parts of the fuselage is formed in the form of the intersection of planes at an angle of 65°-70°. The aircraft is also characterized by the fact that the lower edge of the air intake is made in the form of wedge-shaped teeth or a wedge-shaped cutout is made in the lower edge or the lower edge is made in the form of a wedge.
Изобретение поясняется чертежом.The invention is illustrated by the drawing.
Фиг. 1 - вид самолета сбоку (носовая часть самолета), где: 1 - верхняя часть носовой части фюзеляжа самолета, 7 - нижняя часть носовой части фюзеляжа самолета, 6 - воздухозаборник, 4 - боковые кромки воздухозаборника, 5 - нижняя кромка воздухозаборника, 8 - кромка воздухозаборника, примыкающая к фюзеляжу самолета, 2 - кромка соединения боковых сторон верхней и нижней частей фюзеляжа, 3 - кромка, образованная соединением плоскостей боковой кромки входа воздухозаборника и кромки входа воздухозаборника, примыкающей к фюзеляжу самолета, 9 - ось самолета.Fig. 1 - side view of the aircraft (nose of the aircraft), where: 1 - upper part of the nose of the aircraft fuselage, 7 - lower part of the nose of the aircraft fuselage, 6 - air intake, 4 - side edges of the air intake, 5 - lower edge of the air intake, 8 - edge air intake adjacent to the fuselage of the aircraft, 2 - edge of the connection of the sides of the upper and lower parts of the fuselage, 3 - edge formed by the connection of the planes of the side edge of the air intake inlet and the edge of the air intake inlet adjacent to the fuselage of the aircraft, 9 - axis of the aircraft.
Фюзеляж самолета визуально представляет собой соединенные между собой верхнюю и нижнюю части фюзеляжа с образованием с обеих сторон самолета кромок с острым углом в месте соединения.The fuselage of the aircraft visually represents the upper and lower parts of the fuselage connected to each other with the formation of edges with an acute angle at the junction on both sides of the aircraft.
Для получения высоких несущих способностей на больших углах атаки самолету необходимо вихреобразование.To obtain high load-bearing capabilities at high angles of attack, the aircraft requires vortex formation.
Необходимое вихреобразование на фюзеляже в заявленном изобретении обеспечивается без применения наплывов крыла за счет снижения угла раскрытия верхней и нижней частей носовой части фюзеляжа до значений 65° - 70°. Такое формообразование получено за счет размещения воздухозаборника двигателя с полным охватом всей нижней части фюзеляжа самолета. Острый угол раскрытия поверхностей фюзеляжа, а также обратная стреловидность боковых кромок воздухозаборника и кромок, прилегающих к фюзеляжу воздухозаборника, позволяют обеспечить надежное вихреобразование, необходимое для получения высоких несущих способностей на больших углах атаки.The necessary vortex formation on the fuselage in the claimed invention is ensured without the use of wing swells by reducing the opening angle of the upper and lower parts of the forward fuselage to 65° - 70°. This shaping is achieved by placing the engine air intake with full coverage of the entire lower part of the aircraft fuselage. The sharp opening angle of the fuselage surfaces, as well as the backward sweep of the side edges of the air intake and the edges adjacent to the fuselage of the air intake, make it possible to ensure reliable vortex formation necessary to obtain high load-bearing capacities at high angles of attack.
В предлагаемой конструкции воздухозаборника все кромки имеют стреловидность и могут быть параллельны каким-либо элементам самолета (кромкам крыла, оперения и др.), при этом между входом воздухозаборника и поверхностью, на которой он расположен, не выполнена щель для слива пограничного слоя.In the proposed design of the air intake, all edges are swept and can be parallel to any elements of the aircraft (edges of the wing, tail, etc.), while there is no gap between the entrance of the air intake and the surface on which it is located to drain the boundary layer.
Боковые кромки входа воздухозаборника и кромки, примыкающие к фюзеляжу, имеют обратную стреловидность, что обеспечивает улучшение характеристик воздухозаборника при уменьшении расхода воздуха от максимального значения на всех числах Маха (далее - М) в пределах эксплуатационного диапазона.The side edges of the air intake inlet and the edges adjacent to the fuselage are reverse-swept, which improves the characteristics of the air intake while reducing the air flow from the maximum value at all Mach numbers (hereinafter referred to as Mach) within the operating range.
Отсутствие дополнительных аэродинамических поверхностей, таких как наплывы крыла или вихрегенераторы на фюзеляже, позволяет снизить аэродинамическое сопротивление самолета в целом и повысить значения его аэродинамических характеристик. Предлагаемое техническое решение также направлено на обеспечение устойчивой работы силовой установки вплоть до числа М=2.1 с коэффициентом восстановления полного давления на входе в двигатель не ниже типового для нерегулируемых воздухозаборников и суммарной неоднородностью потока ниже максимально допустимой величины.The absence of additional aerodynamic surfaces, such as wing flaps or vortex generators on the fuselage, makes it possible to reduce the aerodynamic drag of the aircraft as a whole and increase the values of its aerodynamic characteristics. The proposed technical solution is also aimed at ensuring stable operation of the power plant up to the Mach number = 2.1 with a total pressure recovery coefficient at the engine inlet not lower than the typical one for unregulated air intakes and a total flow heterogeneity below the maximum permissible value.
Claims (4)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2807556C1 true RU2807556C1 (en) | 2023-11-16 |
Family
ID=
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2017158857A1 (en) * | 2016-03-16 | 2017-09-21 | 三菱重工業株式会社 | Jet engine, flying object, and operation method for jet engine |
| WO2020005387A1 (en) * | 2018-06-27 | 2020-01-02 | Raytheon Company | Flight vehicle engine inlet with internal diverter, and method of configuring |
| RU2770885C1 (en) * | 2021-07-19 | 2022-04-25 | Акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" (АО "Компания "Сухой") | Multifunctional supersonic single-engine aircraft |
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2017158857A1 (en) * | 2016-03-16 | 2017-09-21 | 三菱重工業株式会社 | Jet engine, flying object, and operation method for jet engine |
| WO2020005387A1 (en) * | 2018-06-27 | 2020-01-02 | Raytheon Company | Flight vehicle engine inlet with internal diverter, and method of configuring |
| US11053018B2 (en) * | 2018-06-27 | 2021-07-06 | Raytheon Company | Flight vehicle engine inlet with internal diverter, and method of configuring |
| RU2770885C1 (en) * | 2021-07-19 | 2022-04-25 | Акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" (АО "Компания "Сухой") | Multifunctional supersonic single-engine aircraft |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR102471407B1 (en) | VTOL aircraft using rotors to simulate the dynamics of a rigid wing | |
| RU2302975C2 (en) | Configuration of aircraft with improved aerodynamic characteristics | |
| US4323209A (en) | Counter-rotating vortices generator for an aircraft wing | |
| US4948068A (en) | Circulation control slots in helicopter yaw control system | |
| McVeigh et al. | Rotor/airframe interactions on tiltrotor aircraft | |
| RU188859U1 (en) | Supersonic aircraft | |
| CN108639339B (en) | Pneumatic layout of unmanned aerial vehicle | |
| WO2008115207A2 (en) | Highly efficient supersonic laminar flow wing | |
| GB2468978A (en) | Fluid flow control device for an aerofoil | |
| EP0075686B1 (en) | Nacelle-pylon configuration for an aircraft and method of using the same | |
| US5037044A (en) | Aerodynamic or hydrodynamic surfaces | |
| CN114313253B (en) | Aerodynamic layout and design method of high-lift-drag-ratio air-breathing hypersonic aircraft | |
| CN108750073B (en) | Variable wing leading edge with both subsonic and supersonic aerodynamic performance | |
| EP3310653B1 (en) | Fluid flow control for an aerofoil | |
| RU2807556C1 (en) | Tactical aircraft with increased aerodynamic characteristics | |
| US6817571B2 (en) | Integrated aircraft windshields and associated methods | |
| RU2007118541A (en) | SUPERSONIC PLANE (OPTIONS) | |
| CN113148105A (en) | Double-head wing body fusion low-detectable layout | |
| US20200324871A1 (en) | Aircraft wing | |
| EP0052360B1 (en) | Air aspiration device of aircraft-mounted gas-turbine engine | |
| RU2623370C1 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft implemented according to canard configuration | |
| US3008671A (en) | Main rotor and pylon fairing | |
| RU2719522C1 (en) | Aerodynamic surface tip | |
| RU196781U1 (en) | Air intake supersonic passenger aircraft | |
| US4429843A (en) | Counter-rotating vortices generator for an aircraft wing |