WO2011129721A1 - Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления - Google Patents

Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления Download PDF

Info

Publication number
WO2011129721A1
WO2011129721A1 PCT/RU2011/000227 RU2011000227W WO2011129721A1 WO 2011129721 A1 WO2011129721 A1 WO 2011129721A1 RU 2011000227 W RU2011000227 W RU 2011000227W WO 2011129721 A1 WO2011129721 A1 WO 2011129721A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
fuselage
aerodynamic
channel
roof
curved
Prior art date
Application number
PCT/RU2011/000227
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Геннадий Трофимович КРЕЩИШИН
Лариса Трофимовна КРЕЩИШИНА
Original Assignee
Kreshchishin Gennady Trofimovich
Kreshchishina Larisa Trofimovna
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Kreshchishin Gennady Trofimovich, Kreshchishina Larisa Trofimovna filed Critical Kreshchishin Gennady Trofimovich
Priority to EA201101206A priority Critical patent/EA201101206A1/ru
Publication of WO2011129721A1 publication Critical patent/WO2011129721A1/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/0009—Aerodynamic aspects
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/06—Fins
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for

Definitions

  • the invention relates to aeronautical engineering and is applicable for improving aerodynamic quality and reducing the flight resistance of a helicopter, an airplane, including large airbuses of a classical design and amphibians, ekranolyot and air-cushion ships, air gliders, possibly by modernizing them.
  • the Crepedeshin aircraft is known from the prior art with a through aerodynamic channel placed on and inside the rear of the fuselage, connected to the hole at the end of the fuselage. / Cm. Application & 2QQ2I02457 B64 C 1/26, 2002 for the patent of the Russian Federation J * 2274584 publ. 2006 inventors-patent owners G.T. Kreschishin and L.T. Kreschishina /,
  • the Kreschishin fuselage is known from the prior art with a tail section gradually tapering toward the end, over which a keel is fixed with a rotary rudder, under which a through aerodynamic channel is placed ”, the end of which is inclined downward along the tail of the fuselage toward the end of the fuselage.
  • a plane equipped with three aircraft engines located in engine nacelles is also known from the prior art, two of which behind the wing are mounted on horizontal pylons to the tapering part of the fuselage symmetrically to its longitudinal axis, and a third aircraft engine is mounted above the tail of the fuselage on the vertical pylon and above it a vertical pylon on the pivot axis has a steered steering wheel.
  • the edges of the air intakes of the nacelles are perpendicular to the longitudinal axes of the aircraft engines.
  • the fuselage longitudinal profile is made with a very convex bottom in the middle and a slightly curved fuselage roof and such that the fuselage profile resembles an inverted aerodynamic profile with downward aerodynamic FORCE.
  • LDYA ensure the smooth flow of air flow in the border with the fuselage layer the end of the fuselage tail is pointed with a smoothly decreasing cross-sectional diameter toward the end of the fuselage.
  • the tapering part of the fuselage is inconvenient to accommodate passengers and cargo and, as a rule, is not used commercially.
  • the weighting of the tail part of the fuselage by aircraft engines leads to a shift of the center of mass of the empty plane back, as a result of which the wing and landing gear must be placed closer to the plumage. This increases the length of the nose of the fuselage, which experiences large bending moments, and makes it difficult to balance the aircraft, since the center of mass of the fuselage moves forward when refueling and loading with cargo.
  • the technical task is to reduce the resistance of the field and improve the aerodynamic quality, possibly as a result of the modernization of the aircraft, helicopter, ekranoleta, hovercraft, airboat, amphibious aircraft.
  • the technical result is achieved by reducing the contact area of the outer surface of the fuselage end with a high-speed air flow, for which the mentioned contact area is reduced by increasing the area of the holes in the fuselage end.
  • the bottom is convex upward, for example, curved upward in the shape of the convex side of the aerodynamic profile.
  • the lateral surfaces of the aerodynamic channel can jiggle, and may not fit in the skin of the tail.
  • a stabilizer with elevator can be attached externally.
  • the upper hole in the tail lining is combined with roundings about the upper edge of the aerodynamic channel; it can be made in space along the middle part of the keel, for example, on both sides of the keel support, the end of which is fixed to the tail end! parts.
  • the aerodynamic channel is performed mainly externally! surface at the top of the fuselage, aerodynamically! the channel may be made open.
  • the lateral sides of the aerodynamic channel are curved upwards, possibly longitudinally! axis of the aerodynamic channel.
  • the fuselage roof may be aligned and connected to the curved bottom of the aerodynamic channel.
  • the top of the tail end of the fuselage can Lip ”made in the form of a wing about any kind of aerodynamic profile, possibly biconvex, possibly symmetrically! forms, possibly asymmetrically! forms.
  • the upper front hole at the top of the fuselage is aligned with the front upper edge of the aerodynamic channel, limited from its beginning on the roof of the fuselage in width, for example, within the points of attachment to the fuselage of the stabilizer, and in length from its beginning on the roof of the passenger cabin to the aforementioned wing , and may be curved in the shape of the roof of the fuselage.
  • the lateral sides of the aerodynamic channel are curved upwards, possibly symmetrically to the longitudinal axis of the aerodynamic channel.
  • the air intake may be placed on the roof of the fuselage, for example, in front of the keel, and the front edge of the air intake is smoothly curved linearly to the front! keel edge.
  • Aero engines can be mounted in front of the aerodynamic channel, possibly on the top! parts of the fuselage, possibly above the attachment area and the fuselage of the aircraft wing.
  • the width of the end of the fuselage exceeds the height of the end of the fuselage, and the width of the end of the fuselage may be greater than its height at the highest point of the fuselage.
  • the fuselage roof can be curved in a convex shape! in the middle up side of the aerodynamic fillet.
  • the lateral edges of the roof are curved along the roof upward above the connecting middle part of the roof in the transverse direction.
  • the roof can be divided along the fuselage by at least two upwardly curved protrusions, possibly placed along the middle of the roof ”
  • At least one hole in the fuselage with the keel fixed above it is made along the middle part of the keel, for example, along the middle part of the keel support, and can be divided in two to the right and left on both sides along the keel support.
  • At least part of the keel support is fixed in the raised end of the tail of the fuselage, possibly inside which the tube-shaped part of the aerodynamic channel is placed.
  • the bottom of the rear of the fuselage can be made with at least one opening * At least one opening can be closed with gates with opening and closing flaps suspended from the border of the opening.
  • the gate leaves are removable and can be dismantled.
  • the edges of the tail of the aerodynamic channel can be combined and connected with the rims of the opening in the tail of the fuselage.
  • Gate leaves can be equipped with swing mechanisms *
  • the fuselage at the openings is equipped with lifts for loading and unloading goods, for example ⁇ ”for serving passengers - disabled people, baggage, for dry closets. With openings and in the form of openings, the edge of the bottom of the end of the rear fuselage is made.
  • a way to reduce the resistance is to create at least one hole with the edges rounded in the fuselage in the upper part of the skin, and the other hole should be in the form of a cut of the end of the tail and connect the hole tiya aerodynamic channel.
  • the fuselage can be used in the airboat, the ship in the air! pillow, ekranolete, helicopter, airplane, including amphibian.
  • FIG. I shows the rear of the fuselage, side view.
  • the ba of FIG. 2 shows the rear fuselage, top view
  • FIG. Figures 3 and 4 show the rear part of the fuselage with possible options for the manufacture and placement of bottom gates and smoothly curved aerodynamic channels, a side view with a section.
  • FIG. 5 shows the rear fuselage of FIG. 3 and 4 with a wide shank part and a wide bottom opening, creating a wide aerodynamic channel combined with curved! the roof of the passenger cabin and connected to the edging of the aperture and holes in the fuselage tail * and with two apertures on the sides of the rear part, closed by the bottom gate flaps, designed for the installation and dismantling of dry closets.
  • Holes and an inclined aerodynamic channel are made in the rear part of the fuselage I.
  • the aerodynamic shape of the tail part I is created by the casing 2, mounted on a strong frame, in the upper part of which a hole 3 is made, which is combined with smooth rounding with the front upper edge of the inclined aerodynamic channel 4, the lower edge of which is aligned with the hole 5, which is made in the form a cut of the end of the tail part I.
  • the strong frame inside the tail part I is firmly attached to the skin 2, forming one solid whole with it.
  • a stabilizer 6 with a rudder 7 is attached to a strong frame on the sides of the casing 2 and a keel 8 with a rudder 9 of the flight direction is attached to the strong frame 2 at the top of the casing 2.
  • the top 10 of the tail part I can be made in the form of a wing, possibly with a symmetrical aerodynamic profile, and in other versions with an asymmetric aerodynamic profile, including an inverted curvature that is turned down, otherwise called the negative curvature of the profile.
  • the bottom II can be longitudinally curved laterally to the top along the aerodynamic channel 4 and, possibly, simultaneously curved along the aerodynamic channel 4 in the form of a ** shaped aerodynamic right-wing.
  • From- the milestone 3 in the casing 2 is curved in the shape of the casing 2 and can be made oval and divided right and left along, for example, the keel 8 in half, and the bend and width of the hole 3 can be limited by the upper surface 12 of the stabilizer 6, and the length of the hole 3 can be limited by the distance from the bulkhead 13 of the passenger cabin to the wing 14.
  • Hole 3 may be larger & hole area than hole 5 with a slice of the tail end X ⁇ and the side surfaces of the aerodynamic channel 4 may abut and may not abut the skin 2 tail parts I
  • two lateral ava-engines 15 are mounted on the fuselage, for example, on pylons above the wing 16 symmetrically longitudinally! fuselage axis above longitudinally! fuselage axis.
  • On the rear part of the X fuselage one of the possible options for the manufacture and placement of the aerodium amnesty channel, applicable for the modernization of existing aircraft, is strengthened, namely, it is curved and steeply inclined! channel 17 are shown! on figs 3 and a friend! smoothly concave! aerodynamically! channel 18 are pre-assigned! for the short keel, which is shown in FIG. 4.
  • the shutters 21 of the bottom gate 22 can be equipped with swing mechanisms, can be closed, and possibly open, removed from the edging 23 of the aperture 24 in the bottom 25 of the fuselage and can be installed in the opening 24 of the bottom 25 of the fuselage.
  • On the side of the tail! part X of the fuselage has a ladder door 26 raised.
  • the tail part X of the fuselage ends along the interface line with the azrodynamic channel 4 by a cut of the end of the tail part X along the edge of the wide open opening 27.
  • channel 4 is made wide and consists of tea !: bottom XX front! wide! parts of the aerodynamic channel 4 aligned with curved! the roof! passenger cabin with raised edges 29 and 30 and curved! up mid 31 passenger cabin lengthwise! passenger car axles; the tube-shaped part 32 is smoothly curved along: the rear part 33 and the bottom XX of the aerodynamic channel 4 in the form of a through air duct 34, the top of which XO in the TAIL part of the fuselage X can be made in the form of a wing 14, possibly with a biconvex aero dynamic profile within the angle of attack, less than the beginning of the disruption of high-speed air flow on it.
  • the bottom gate 22 is equipped with lifts 55.
  • enlarged openings 3 and 5 are made in the casing 2 and connected by curved holes. and in the middle upwards by the aerodynamic channel 4 about taking into account what is written here, due to which the contact area is reduced externally! the surface of the casing 2 with a high-speed air flow and its boundary layer.
  • the air flow in the aerodynamic channel 4 moves at a much slower speed! Than the speed of the air flow in the boundary layer externally! skin 2, respectively, the friction resistance in the aerodynamic channel 4 is many times less than the friction resistance in the boundary layer of the air flow on the outside! skin surface 2, and accordingly, is reduced as a result of the proposed modernization of the fuselage! the classical form of the friction resistance of the tail section of the fuselage.
  • the bottom surface II of the aerodynamic channel 4 which is smoothly curved in the form of an aerodynamic profile, and possibly curved from the sides upward, helps to reduce the total resistance of the air flow in the aerodynamic channel 4 and increase the lift! forces in the aerodynamic channel.
  • the friction resistance of the external skin of the aircraft can be from 70% to 60% of the total resistance of the aircraft, and the pressure resistance accounts for 15% to 26% of the total resistance of the aircraft, then there is a significantly smaller part of the total resistance aircraft, which at the same time creates all 100% lift! force of the wing of the aircraft and overcomes the profile resistance of the bow and tail of the aircraft. Since the XBOCTOBOi profile of part ⁇ of a classic-type airplane has negative curvature, the air pressure under the bottom is tail! part I and hole 3 is less than the air pressure above the top of the tail part I and hole G, and the difference in these presses presses the tail of the aircraft down in flight.
  • the proposed modernization will ensure a decrease in the aircraft’s impedance, and corresponding reduction in the required thrust of aircraft engines.
  • the turbulent air flow above the tail portion I is sucked into the aerodynamic channel 4, stabilized and formed inside it into the jet, and thrown out from the tail hole 5 by an ordered jet into the turbulence of the air flow behind the fuselage tail.
  • Above wing 14, a reduced air pressure and additional lifting force are created, and the air flow from the aerodynamic channel 4 erodes and reduces the turbulence of the air flow behind the aperture 5 of the rear part I, thereby reducing air resistance to the flight *
  • Aerodynamic channels 17 and 18 with the leading edge 19 inclined towards the tail of the fuselage and smoothly conjugated with the leading edge 20 of the keel 8 add airflow to the aerodynamic surfaces of the aerodynamic channel 4 and can be used to increase the lifting force of the aerodynamic channel 4, located on the outer surface of the curved fuselage roof.
  • Swing mechanisms and elevators of 35 gates 22 are intended for servicing air passengers - disabled people, loading and unloading cargo, and possibly for servicing dry closets.
  • the protrusions 29, 80 and 81 along the lateral edges of the roof and the aerodynamic channel 4 increase the strength of the aerodynamic channel 4 and at the same time increase the ceiling height in the fuselage cabin in the longitudinal aisles of the rear part I to the door - ladder 26 and dry closets.
  • the wing 14 with the aerodynamic profile at the top 10 of the tail end I is set within the angle of attack smaller than the beginning of the breakdown of the high-speed air flow on wing 14 and the fuselage, at which the aerodynamic force arising on the wing prevents the tail portion I from oscillating and stabilizes the angle of attack of the fuselage.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Body Structure For Vehicles (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

Изобретение относится к авиационной технике и применимо для улучшения аеродинамического качества вертолётов, самолетов в том числе, крупных аэробусов классической схемы и амфибий, экранолётов и судов на воздушной подушке, возможно, путём проведения их модернизации. Технической задачей является уменьшения сопротивления по- лёту, возможно, в результате модернизации вертолёта, самолёта, экраволета, судна на воздушной подушке. Технический результат достигается уменьшением площади кон- такта внешней поверхности хвостовой части фюзеляжа со скороот- ным воздуштым потоком, для чего упомянутую площадь контакта уменьшают путём увеличения площади отверстий в хвостовой части фюзеляжа. Для увеличения подъемной силы без увеличения сопро- тивления давления у аэродинамического канала дно выполняют вы- пукым в верх, например, выгнутым в верх по форме выпуклой стороны аэродинамического профиля. Верхнее отверстие в обшивке фвэеяяжа для аэродинамического канала монет быть размещено в пространстве вдоль средней части киля и выполненным раеделённм вдоль килем, направо и налево, например, поводам, Аэродинами- ческий канал виполнен сквозным и может быть открытым. Отверс- тие, совмещённое о передней верхней кромкой аэродинамического канала, выполнено большей площади, чем заднее отверстие, чем его заднее отверстие, оовмещенное с концом фюзеляжа, возможно в виде и путём среза конца фюзеляжа.

Description

Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления
Область техники
Изобретение относится к авиационной технике и применимо для улучшения аэродинашгаеского качества и уменьшения сопро- тивления полёту вертолёта, самолёта, в тем числе крупных аэро- бусов классической схемы и амфибий, экранолётов и судов на воздушной подушке, аэроглиссеров, возможно, путём их модерни- зации.
Предшествующий уровень техники
Из уровня техники известен самолёт Крепдешина с размещён- ным на и внутри хвостовой части фюзеляжа сквозным аэродинами- ческим каналом, подведённым к отверстию в конце фюзеляжа./см. заявку & 2QQ2I02457 В64 С 1/26, 2002 на патент РФ J* 2274584 публ. 2006 изобретателей-патентовладельцев Г.Т.Крещишина и Л.Т. Крещишиной/,
Из уровня техники известен фюзеляж Крещишина с плавно сужакь щейся к концу хвостовой частью, над которой укреплён киль с поворотным рулём направления полёта, под который размещён скво- зной аэродинамический канал» конец которого наклонён к концу фюзеляжа вниз вдоль хвостовой части фюзеляжа./см* заявку на па- тент ΈΦ В 2007134266 В64 С 5/02 от 14.09,2007 г. и сооетветс- твующую ей международную заявку PCT/RU 2008/000592 и к ним заявка Jfi 12676360 на патент США и заявка ΕΑΩΟ » 201000309 на патент ЕАПО & 014256 публ, 29.10.2010 изобретателей-патентовла- дельцев Г.Т.Крещишина и Л.Т.Крещишиной/.
Из уровня техники известен также самолёт, снабжённый тремя авиадвигателями, размещёнными в мотогондолах, два из которых позади крыла прикреплены на горизонтальных пилонах к сужающейся части фюзеляжа симметрично его продольной оси, а над хвостовой частью фюзеляжа на вертикальном пилоне укреплён третий авиадви- гатель и над ним на вертикальном пилоне на поворотной оси уста- новлен управляемый руль поворота. Края воздухозаборников у мо- тогондол перпендикулярны продольным осям авиадвигателей. Для предотвращения касания взлётно-посадочной полосы продольный профиль фюзеляжа выполнен с сильно выпуклым вниз в середине днищем и мало изогнутой крышей фюзеляжа и таким, что профиль фюзеляжа напоминает перевёрнутый аэродинамический профиль с направленной вниз аэродинамической СИЛОЙ. ЛДЯ обеспечения пла- вного течения воздушного потока в пограничном с фюзеляжем слое конец хвоста фюзеляжа заострён с плавно убывающим диаметром поперечного сечения к концу фюзеляжа. Сужающаяся часть фюзе- ляха неудобна для размещения пассажиров и груза и, как прави- ло, коммерчески не используется. Утяжеление хвостовой части фго- зеляжа авиадвигателями приводит к сдвигу центра масс пустого самолёта назад, вследствие чего крыло и шасси необходимо раз- мещать ближе к оперению. Это увеличивает длину носовой части фюзеляжа, испытывающей большие изгибающие моменты, и затруд- няет балансировку самолёта, так как при заправке топливом и за- грузке грузом центр масс фюзеляжа сдвигается вперёд. При заг- рузке грузсм фюзеляжа в первую очередь загружают грузом носо- вую часть фюзеляжа, либо производят посадку в носовую часть пассажиров, и только после загрузки носовой части фюзеляжа производят загрузку хвостовой части фюзеляжа, что увеличивает время загрузки самолёта» Центральный авиадвигатель, укреплён- ный на вертикальном пилоне в окончании фюзеляжа, размещён высо- ко над центром масс фюзеляжа . и в зависимости от силы тяги центрального авиадвигателя в полёте создаётся переменный по ве- личине пикирующий момент наклонения вниз носа самолёта при из- менении силы тяги центрального авиадвигателя» что неизбежно требуется учитывать во время полёта путём управления рулём вы- соты или управляемым стабилизатором, что требует дополнитель- ного внимания пилотов во время полёта, и увеличивает расход авиатоплива./см. патент США $ 3188025 кл. 244-55, 1963, стр, I, фиг. I, 2 и 3«/.
Раскрытие изобретения
Технической задачей является уменьшение сопротивления поле ту и улучшение аэродинамического качества, возможно, в резуль- тате модернизации самолёта, вертолёта, экранолёта, судна на воздушной подушке, аэроглиссера, самолёта-амфибии.
Технический результат достигается уменьшением площади кон- такта внешней поверхности окончания фюзеляжа со скоростным воз- душным потоком, для чего упомянутую площадь контакта уменьшают путём увеличения площади отверстий в окончании фюзеляжа. Для увеличения подъёмной силы без увеличения сопротивления давления у аэродинамического канала дно выполняют выпуклым в верх, напр- инер, выгнутым вверх по форме выпуклой стороны аэродинамического профиля. Боковые поверхности аэродинамического канала могут при- яегать, и могут непрялегать к обшивке хвостовой части. По бо- кам обшивки в прочному каркасу окончания фюзеляжа может быть снаружи прикреплён стабилизатор с рулём высоты. Верхнее отвврс- тне в обшивке хвостовой части совмещено округлениями о верхней кромкой аэродинамического канала, может быть выполнено в прост- ранстве вдоль средней части киля, например, по обе стороны от опоры киля, окончание которого укреплено на окончании хвосто~ во! части. Сквозной пяавнонзогнуты! аэродинамический канал вы- полнен преимущественно на внешне! поверхности наверху фюзеляжа, аэродинамически! канал может быть выполнен открытым. Боковые борта аэродинамического канала выгнуты вверх, возможно снимет- рично продольно! оси аэродинамического канала. Крыша фюзеляжа, возможно, совмещена и соединена с изогнутым дном аэродинамичес- кого канала. Верх окончания хвостовой части фюзеляжа может Лип» выполнен в виде крыла о любым видом аэродинамического профиля, возможно, двояковыпуклым, возможно симметрично! формы, возмож- но несимметрично! формы. Верхнее переднее отверстие наверху фю- зеляжа совмещено о передней верхней кромкой аэродинамического канала, ограничено от своего начала на крыше фюзеляжа по ширине, например, в пределах мест крепления к фюзеляжу стабилизатора, и по длине от своего начала на крыше пассажирской кабины до упо- мянутого крыла, и может быть искривлено а Форме крыши фюзеляжа. Боковые борта аэродинамического канала выгнуты вверх, возможно симметрично продольной оси аэродинамического канала. У азроди- намического канала воздухозаборник, возможно, помещён на крыше фюзеляжа, например, впереди киля, и передняя кромка воздухоза- борника плавно криволинейно сопряжена с передне! кромкой киля. Аэродвигатели могут быть укреплены впереди аэродинамического канала, возможно, на верхне! части фюзеляжа, возможно, над зо- ной крепления а фюзеляжу крыла самолёта. В верхне! части фю- зеляна переднее отверстие, соединённое плавными округлениями с передне! кромко! аэродинамического канала, выполнено больше! площади, возможно, шире и длинее по сравнению с задним отвер- сгием в конце фюзеляжа.
Ширина конца фюзеляжа превышает высоту конца фюзеляжа, и ширина конца фюзеляжа может быть больше его высоты в самом вы- соком месте фюзеляжа. Крыша фюзеляжа может быть искривлена по форме выпукло! в середине вверх стороны аэродинамического про- филя. Боковые края крыши выгнуты вдоль крыши вверх выше сое- диняющей их в поперечном направлении срединной части крыши. Крыша может быть разделена вдоль фюзеляжа, по крайней мере на- двое изогнутым вверх выступом, возможно, помещённым вдоль се- редины крыши»
По крайней мере, одно отверстие в фюзеляже с укреплённым над ним килем выполнено вдоль средней части киля, например, вдоль средней части опоры киля, и может быть разделено надвое направо и налево по обе стороны вдоль опоры киля. По крайней мере, часть опоры киля укреплена в поднятом вверх окончании хвостовой части фюзеляжа, возможно, внутри которого помещена трубообразная часть аэродинамического канала.
Дно хвостовой части фюзеляжа может быть выполнено, по крайней мере, с одним проёмом* По крайней мере, один проём мо~ жет быть закрыт воротами с открывающимися и закрывающимися створками, подвешенными к окантовкам проёма. Створки ворот вы- полнены съёмными и могут быть демонтированы. Кромки хвоста аэ- родинамического канала могут быть совмещены и соединены с окан- товками проёма в хвосте фюзеляжа. Створки ворот могут быть ос- нащены механизмами поворота* Фюзеляж в местах проёмов оснащён подъёмниками для погрузки и выгрузки грузов, например·» для об- служивания пассажиров - инвалидов, багажа, для обслуживания биотуалетов. С проёмами и в виде проёмов выполнена кромка дна окончания хвостовой части фюзеляжа.
Для уменьшения сопротивления полёту при выбранных аэроди- намических профилях крыла и фюзеляжа изменяют и выбирают их уг- лы атаки в пределах, меньших началу срыва на них скоростного воздушного потока. Уменьшить сопротивление полёту возможно, ее- ли часть завихренного воздушного потока с верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа всасывается во вход аэродинамического канала под действием разряжения воздуха за хвостовой частью фю- зеляжа, стабилизируется и формируется в струю и упорядоченной струёй выбрасывается в пространство за хвостовой частью фюзе- ляжа в завихрения воздушного потока.
Способ уменьшения сопротивления состоит в том, что созда- ют в верхней части обшивки, по крайней мере, одно отверстие с закруглёнными внутрь фюзеляжа краями, а другое отверстие долж- но быть в виде среза конца хвостовой части и соединяют отверс- тия аэродинамическим каналом.
При решении поставленной изобретению технической задачи уменьшения сопротивления полёту фюзеляжа в любой временной пос- ледовательности фюзеляж может быть использован в аэроглиссере, судне на воздушно! подушке, экранолёте, вертолёта, самолёте, в в том числе, амфибии.
Краткое описание фигур чертежа
На фиг. I изображена хвостовая часть фюзеляжа, вид сбоку.
Ба фиг. 2 изображена хвостовая часть фюзеляжа, вид сверху
На фиг. 3 и 4 изображена хвостовая часть фюзеляжа с воз- можными вариантами изготовления и размещения донных ворот и плавноизогнутых аэродинамических каналов, вид сбоку с разрезом.
На фиг. 5 изображена хвостовая часть фюзеляжа фиг. 3 и 4 с широкой хвостовок частью и широким донным проёмом, создашш- ми широким аэродинамическим каналом, совмещённым с изогнуто! крышей пассажирской кабины и соединённым с окантовками проёма и отверстия в хвосте фюзеляжа* и с двумя проёмами по бокам хвостовой части, закрытыми створками донных ворот, предназна- ченннх для монтажа и демонтажа биотуалетов.
Вариант осуществления изобретения
В хвостовой части I фюзеляжа выполнены отверстия и наклон- ный аэродинамический канал. Аэродинамическую форму хвостовой части I создаёт укреплённая на прочном каркасе обшивка 2, в ве- рхней части которой выполнено отверстие 3, которое совмещено плавными округлениями с передней верхней кромкой наклонного аэ- родинамического канала 4, нижняя кромка которого совмещена с отверстием 5, которое выполнено в виде среза конца хвостовой части I. Прочный каркас внутри хвостовой части I плотно приле- гает к обшивке 2, образуя с ней одно прочное целое. К прочному каркасу по бокам обшивки 2 прикреплён стабилизатор 6 с рулём высоты 7 и наверху обшивки 2 к прочному каркасу прикреплён киль 8 с рулём 9 направления полёта. Верх 10 хвостовой части I может быть выполнен в виде крыла, возможно с симметричным аэ- родинамическим профилем, а в других вариантах с несимметричным аэродинамическим профилем, в том числе перевёрнутым обращённой вниз кривизной, иначе называемой отрицательной кривизной про- филя. У аэродинамического канала 4 дно II может быть с боков продольно выгнуто в верх вдоль аэродинамического канала 4 и, возможно, одновременно вдоль аэродинамического канала 4 искрив- яено по форм** вьптуклой сторонн аэродинамического пра|>ияя. От- верстав 3 в обшивке 2 изогнуто по форме оовшвки 2 и может быть выполнено овальным и разделённым направо и налево вдоль, над- внмер, пополам килем 8, а изгиб и ширина отверстия 3 могут быть ограничены верхней поверхностью 12 стабилизатора 6, и длина отверстия 3 может быть ограничена расстоянием от пере- борки 13 пассажирской кабины до крыла 14. Отверстие 3 может быть с больше& площадью отверстия, чем отверстие 5 со срезом конца хвостовой части X· а боковые поверхности аэродинамнчес- кого канала 4 могут прилегать и могут не прилегать к обшивке 2 хвостовой части I·
В рассматриваемом варианте фиг. 3 и 4 два боковых авна- двигателя 15 укреплены на фюзеляже, например, на пилонах над крылом 16 симметрично продольно! оси фюзеляжа выше продольно! оси фюзеляжа. На хвостовой части X фюзеляжа укреплён один из возможных вариантов изготовления и размещения аеродииамнческо- го канала, применимых при модернизации существующих самолетов, а именно, олавноизогнутыи крутонаклонны! канал 17, изображен- ны! на фиг, 3, и друге! плавноязогнуты! аэродинамически! канал 18, предвазначенны! для короткого киля, который показан на фиг. 4. Воздухозаборник у аэродинамических каналов Х7 в ΧΘ выполнен криволинейным, наклонён в сторону хвоста фюзеляжа и его кромка 19 плавно сопряжена о передне! кромкой 20 киля 3. Створки 21 донных ворот 22 могут быть снабжены механизмами поворота, могут быть закрыты, а, возможно, открыты, сняты с окантовки 23 проё- ма 24 в дне 25 фюзеляжа и могут быть установлены в проем 24 дна 25 фюзеляжа. На боковой стороне хвостово! части X фюзеляжа вы- поднена трап-дверь 26. Хвостовая часть X фюзеляжа заканчивается по линии сопряжения с азродинамическим каналом 4 срезом конца хвостовой части X по кромке широкого открытого проема 27.
На фиг. 4 и 5 аэродинамически! канал 4 выполнен широким и состоит из чаете!: дно XX передне! широко! части аэродинамичес- кого канала 4 совмещено с изогнуто! крыше! пассажирской кабины с приподнятыми вверх краями 29 и 30 и выгнуто! вверх середины 31 пассажирской кабины вдоль продольно! оси пассажирской каои- ны; трубообраэная часть 32 шлавно выгнута по: задней чаоти 33 и дну XX аэродинамического канала 4 в виде сквозного воэдухопро- вода 34, верх которого ХО в ХВОСТОВОЙ части X фюзеляжа может быть выполнен в виде крыла 14, возможно с двояковыпуклым аэро- динамическим профилем в пределах углов атаки, меньшим началу срыва скоростного воздушного потока на нём. Донные ворота 22 оснащены подъёмниками 55.
В предлагаемой модернизации выполняют увеличенные отвере- тия 3 и 5 в обшивке 2 и соединяют их изогнутым. а середине вверх аэродинамическим каналом 4 о учётом здесь написанного, з рвзу- льтате чего уменьшают площадь контакта внешне! поверхности об- шивки 2 со скоростным воздушным потеком ж его пограничным сло- ем. Поток воздуха в аэродинамическом канале 4 движется со ско- ростыо намного меньше!, чем скорость воздушного потока в пог- раничном слое на внешне! обшивке 2, соответственно сспротив- ление трения в аэродинамическом канале 4 во много раз меньше сопротивления трения в пограничном слое воздушного потока на внешне! поверхности обшивки 2, и соответственно, уменьшается в результате предлагаемой модернизации фюзеляже! классической формы сопротивление трения хвостово£ части I фюзеляжа. Плавно изогнутая в форме аэродинамического профиля, и возможно, выг~ нутая с боковых сторон вверх поверхность дна II аэродинамичес- кого канала 4 способствует уменьшению полного сопротивления воздушного потока в аэродинамическом канале 4 и увеличению подъёмно! силы в аэродинамическом канале.
У самолётов классической формы сопротивление трения знеш- ней обшивки самолёта может быть от 70 % до 60 % полного сопро- тивления самолёта, а на долю сопротивления давления приходится от 15 % до 26 % полного сопротивления самолёта, то ьсть значи- тельно меньшая часть полного сопротивления самолёта, которая при этом создаёт все 100 % подъёмно! силы крыла самолёта и преодолевает профильное сопротивление носовой и хвостовое час- те£ самолёта. Так как профиль XBOCTOBOi части Ϊ самолёта клас- сическож формы имеет отрицательную кривизну, то давление возду- ха под дном хвостово! части I и отверстием 3 меньше давления воздуха над верхом хвостовой части I и отверстием G, и разность этих давлений прижимает в полёте хвостовую часть самолёта вниз. Поэтому, чем больше отверстия 5 и 5, тем меньше сопротивление давления и потеря подъёмное силы самолёта, вызванные изогнуто! вверх хвостовой частью I самолёта. Б результате предлагаемая модернизация обеспечит уменьшение полного сопротивления самолё- та л соответствующие уменьшения потребной тяги авиадвигателей. Турбулентныж поток воздуха над хвостовой частью I всасыва- ется в аэродинамический канал 4, стабилизируется и формируется внём в струю и упорядоченной струёй выбрасывается из хвостово- го отверстия 5 в завихрения воздушного потока за хвостом фюзе- ляжа. Над крылом 14 создаётся пониженное давление воздуха и до- полнательная подъёмная сила, а поток воздуха из аэродинамичес- кого канала 4 размывает и уменьшает завихрения воздушного пото- ка за отверстием 5 хвостовой части I, тем самым снижая сопро- тивление воздуха полёту самолёта*
Аэродинамические каналы 17 и 18 с передней кромкой 19, нак- лонённой в сторону хвоста фюзеляжа и плавно сопряжённой с перед- ней кромкой 20 киля 8 добавляют воздушный поток в аэродинамичес- кие поверхности аэродинамического канала 4 и возможно их приме- нение для увеличения подъёмной силы аэродинамического канала 4, размещённого на внешней поверхности изогнутой крышы фюзеляжа.
Механизмы поворота и подъёмники 35 ворот 22 предназначены для обслуживания авиапассажиров - инвалидов, погрузки и вытру- зки груза, и возможно, для обслуживания биотуалетов. Выступы 29, 80 и 81 вдоль боковых краёв крыши и аэродинамического ка- нала 4 увеличивают прочность аэродинамического канала 4 и од- новременно увеличивают высоту потолка в кабине фюзеляжа в про- дольных проходах хвостовой части I к двери - трапу 26 и биоту- алетам.
Для стабилизации угла атаки фюзеляжа в полёте крыло 14 с аэродинамическим профилем наверху 10 окончания хвостовой части I устанавливают в пределах углов атаки, меньших началу срыва скоростного воздушного потока на крыле 14 и фюзеляже, при кото- рых возникающая на крыле аэродинамическая сила препятствует колебаниям хвостовой части I и стабилизирует угол атаки фюзе- ляжа.

Claims

Формула изобретения
1. Фюзеляж, содержащий изогнутую крышу, отличающийся тем, что ширина конца фюзеляжа превышает высоту конца фюзеляжа.
2. Фюзеляж по п. I, отличающийся тем, что ширина конца фюзеляжа больше его высоты в самом высоком месте фюзеляжа.
3. Фюзеляж по п. I, отличающийся тем, что крыша искрив- лена по форме выпуклой вверх стороны аэродинамического профиля.
4. Фюзеляж по п. I, отличающийся тем, что боковые края крыши выгнуты вдоль крыши вверх выше соединяющей их в попереч- ном направлении срединной части крыши.
5. Фюзеляж по п. I, отличающийся тем, что крыша вдоль фюзеляжа разделена, по крайней мере, надвое длиным изогнутым вверх выступом, возможно, помещённым вдоль середины крыши.
6. Фюзеляж, содержащий изогнутую крышу, отличающийся тем, что на его внешней поверхности выполнен сквозной плавноизогну- тый аэродинамический канал.
7. Фюзеляж по п. 6, отличающийся тем, что аэродинамичес- киЙ канал выполнен открытым.
8. Фюзеляж по п. 6, отличающийся тем, что дно аэродина- мического канала по длине искривлено вверх по форме выпуклой стороны аэродинамического профиля.
9. Фюзеляж по п. 6, отличающийся тем, что боковые борта аэродинамического канала выгнуты вверх, возможно, симметрично продольной оси аэродинамического канала.
10. Фюзеляж по п. 6, отличающийся тем, что его крыша соединены, например, совмещена воедино с изогнутым дном аэроди- намического канала.
11. Фюзеляж по п. 6, отличающийся тем, что верх оконча- ния хвостовой части выполнен в виде крыла с любым видом аэроди- намического профиля, возможно, двояковыпуклым, возможно, сим- метричной формы, возможно, несимметричной формы.
12. Фюзеляж по п. 6, отличающийся тем, что отверстие, совмещённое с передней верхней кромкой аэродинамического кана- ла, ограничено от своего начала на крыше пассажирской кабины до упомянутого крыла, и искривлено по форме крыши фюзеляжа по ши- рине, например, в пределах мест крепления к фюзеляжу стабилиза- тора.
13. Фюзеляж по п. 6, отличающийся тем, что у аэродинами- ческого канала трусЗоосЗразная часть наклонена к концу фюзеляжа и плавно выгнута вдоль крыши пассажирской кабины.
14. Фюзеляж по п. 6, отличающийся тем, что авиадвигате- ли укреплены на пилонах впереди аэродинамического канала на верхней части фюзеляжа, возможно, над зоной крепления к фюзе- ляжу крыла самолёта.
15. Фюзеляж по п. 6, отличающийся тем, что в его обшив- ке выполнены отверстия, соединённые сквозным плавноизогнутым аэродинамическим каналом, в верхней части обшивки выполнено переднее отверстие большей площади по сравнению с задним от- верстием в конце фюзеляжа, которое соединено с задней кромкой аэродинамического канала.
16. Фюзеляж с укреплённым в хвостовой части килем, от- личающийся тем, что снабжён, по крайней мере, одним отверстием, выполненным вдоль средней части киля, например, вдоль средней части опоры киля.
17. Фюзеляж по п. 16, отличающийся тем, что, по крайней мере, часть опоры киля укреплена в поднятом вверх окончании хвостовой части фюзеляжа, возможно, внутри которого помещена трубообразная часть аэродинамического канала*
18. Фюзеляж по п. 16, отличающийся тем, что отверстие, совмещённое с аэродинамическим каналом , разделено надвое над- раво и налево по обе стороны вдоль опоры киля,
19. Фюзеляж по п. 16, отличающийся тем, что дно хвосто- вой части фюзеляжа выполнено, по крайней мере, с одним проёмом.
20. Фюзеляж с крышей и дном, обличающийся тем, что дно выполнено, по крайней мере, с одним проёмом.
21. Фюзеляж по п. 20, отличающийся тем, что, по крайней мере, один проём накрыт воротами с закрывающимися и открывающи- мися створками, подвешенными к окантовкам проёма.
22. Фюзеляж по п. 20, отличающийся тем, что кромки хвос- та аэродинамического канала совмещены и соединены с окантовками проёма в хвосте фюзеляжа.
23. Фюзеляж по п. 20, отличающийся тем, что створки во- рот выполнены съёмными и могут быть демонтированы.
24. Фюзеляж по п. 20, отличащийся тем, что створки во- рот оснащены механизмами поворота, а места проёмов оснащены Подъёмниками для погрузки и выгрузки грузов, например, для обе- луживания пассажиров - инвалидов, для погрузки и выгрузки гру- зов, для обслуживания биотуалетов.
25. Способ уменьшения сопротивления полёту, отдичающий- ся тем, что при выбранных аэродинамических профилях крыла и фюзеляжа изменяют и выбирают их углы атаки в пределах, меньших началу срыва на них скоростного воздушного потока»
26. Способ уменьшения сопротивления полёту, например, фюзеляжа, отличающийся тем, что часть завихренного воздушнного потока с верхней поверхности хвостовой частя фюзеляжа всасыва- ется во вход аэродинамического канала под действием разряжения воздуха за хвостовой частью фюзеляжа, стабилизируется и форми- руетоя в струю в аэродинамическом канале и упорядоченной стру- ёй выбрасывается в пространство за хвостовой частью фюзеляжа в завихрения воздушного потока*
27/ Способ уменьшения у фюзеляжа сопротивления, состоя- щий в том, что создают в верхней частя обшивки, по крайней ме- ре, одно отверстие с закруглёнными внутрь фюзеляжа краями, а другое отверстие должно быть в виде среза конца хвостовой час- ти и соединяют отверстия аэродинамическим каналом.
28. Способ уменьшения сопротивления^аотдштющийея тем, что фюзеляж в любой временной последовательности может быть использован в аэроглиссере, судне на воздушной подушке, экра- нолёте, вертолёте, самолёте, в том числе, амфибии,
29. Способ уменьшения сопротивления, отличающийся тем, что используют фюзеляж, например, по любому из пунктов от I до 28.
PCT/RU2011/000227 2010-04-14 2011-04-06 Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления WO2011129721A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EA201101206A EA201101206A1 (ru) 2010-04-14 2011-04-06 Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010114786 2010-04-14
RU2010114786/11A RU2010114786A (ru) 2010-04-14 2010-04-14 Фюзеляж и способ модернизации крещишина

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2011129721A1 true WO2011129721A1 (ru) 2011-10-20

Family

ID=44798874

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2011/000227 WO2011129721A1 (ru) 2010-04-14 2011-04-06 Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления

Country Status (3)

Country Link
EA (1) EA201101206A1 (ru)
RU (1) RU2010114786A (ru)
WO (1) WO2011129721A1 (ru)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10364021B2 (en) 2016-09-26 2019-07-30 General Electric Company Aircraft having an aft engine and stabilizer root fillet
US10370110B2 (en) 2016-09-21 2019-08-06 General Electric Company Aircraft having an aft engine
US10399670B2 (en) 2016-09-26 2019-09-03 General Electric Company Aircraft having an aft engine and internal flow passages
US10486796B2 (en) 2016-09-26 2019-11-26 General Electric Company Aircraft having an AFT engine and stabilizer with a varying line of maximum thickness

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1168084A (fr) * 1956-12-10 1958-12-04 Avion à fuselage porteur et à propulsion intégrée
US4726546A (en) * 1986-11-17 1988-02-23 Angelis Lawrence J De Semi-venturi airfoil aircraft
RU2092386C1 (ru) * 1995-12-26 1997-10-10 Акционерное общество открытого типа "Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина" Грузовая кабина летательного аппарата для перевозки груза в контейнерах
RU2274584C2 (ru) * 2002-01-31 2006-04-20 Геннадий Трофимович Крещишин Хвостовая часть самолета крещишина и способ уменьшения завихрений воздушного потока
RU2005138065A (ru) * 2005-12-07 2007-06-27 Геннадий Трофимович Крещишин (RU) Самолет крещишина с низким уровнем шума и способ уменьшения завихрений воздушного потока
WO2009035378A2 (fr) * 2007-09-14 2009-03-19 Kreshchishin Gennady Trofimovi Fuselage et procédé de modernisation correspondant

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1168084A (fr) * 1956-12-10 1958-12-04 Avion à fuselage porteur et à propulsion intégrée
US4726546A (en) * 1986-11-17 1988-02-23 Angelis Lawrence J De Semi-venturi airfoil aircraft
RU2092386C1 (ru) * 1995-12-26 1997-10-10 Акционерное общество открытого типа "Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина" Грузовая кабина летательного аппарата для перевозки груза в контейнерах
RU2274584C2 (ru) * 2002-01-31 2006-04-20 Геннадий Трофимович Крещишин Хвостовая часть самолета крещишина и способ уменьшения завихрений воздушного потока
RU2005138065A (ru) * 2005-12-07 2007-06-27 Геннадий Трофимович Крещишин (RU) Самолет крещишина с низким уровнем шума и способ уменьшения завихрений воздушного потока
WO2009035378A2 (fr) * 2007-09-14 2009-03-19 Kreshchishin Gennady Trofimovi Fuselage et procédé de modernisation correspondant

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ZHABROV A. A. ET AL.: "Teoriya i tekhnika poleta. M.", REDAKTSIONNO-IZDATELSKY OTDEL AEROFLOTA, 1948, pages 117 - 120 *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10370110B2 (en) 2016-09-21 2019-08-06 General Electric Company Aircraft having an aft engine
US11299283B2 (en) 2016-09-21 2022-04-12 General Electric Company Aircraft having an aft engine
US10364021B2 (en) 2016-09-26 2019-07-30 General Electric Company Aircraft having an aft engine and stabilizer root fillet
US10399670B2 (en) 2016-09-26 2019-09-03 General Electric Company Aircraft having an aft engine and internal flow passages
US10486796B2 (en) 2016-09-26 2019-11-26 General Electric Company Aircraft having an AFT engine and stabilizer with a varying line of maximum thickness

Also Published As

Publication number Publication date
EA201101206A1 (ru) 2012-07-30
RU2010114786A (ru) 2011-10-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2757039B1 (en) Fuselage and method for reducing drag
US6923403B1 (en) Tailed flying wing aircraft
US7793884B2 (en) Deltoid main wing aerodynamic configurations
RU2522539C2 (ru) Самолет с оперением типа "хвост трески" и с задним двигателем
CN1571745B (zh) 具有改进空气动力学性能的飞行器构造
US4691881A (en) High performance amphibious airplane
US10899447B2 (en) Methods for improvements of the box wing aircraft concept and corresponding aircraft configuration
US20070170309A1 (en) Flight device (aircraft) with a lift-generating fuselage
WO2009035378A2 (fr) Fuselage et procédé de modernisation correspondant
US7988088B2 (en) Tubular air transport vehicle
CN113232832A (zh) 一种水陆两栖飞机
US3854679A (en) Water-based airplane especially designed for adaptation to stol
WO2011129721A1 (ru) Фюзеляж и способ уменьшения сопротивления
RU2384461C2 (ru) Самолет и способ крещишина уменьшения сопротивления его полету
CN112124561B (zh) 用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构及飞行器
US20180170508A1 (en) Lift generating fuselage for aircraft
US4238094A (en) Aircraft wing fence
CN110550203A (zh) 一种超音速飞机
CA3084384A1 (en) Aircraft pylon fairing
US6957792B2 (en) Lifting arrangement for aircraft fuselages
CN112061368A (zh) 一种串列双座通用飞机
RU2328413C1 (ru) Легкий самолет-амфибия
CN212530039U (zh) 一种串列双座通用飞机
CN214875518U (zh) 翼身融合宽体客机
US3680814A (en) Aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 201101206

Country of ref document: EA

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 11769152

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 11769152

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1