Самолет

Изобретение относится к области авиации. Самолет содержит несущий фюзеляж, крыло и двигатель. Фюзеляж и крыло построены с использованием двух парабол. Крыло имеет штанги с демпфирующими устройствами в узлах крепления к аэродинамическому центру фюзеляжа. Использование парабол позволяет повысить аэродинамические качества самолета. 1 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Изобретение относится к авиации, к конструированию самолета с повышенными аэродинамическими характеристиками за счет:

- проектирования фюзеляжа самолета по форме двух парабол:

У1=K1X1/2; У2=2R0+K2X1/2;

касающиеся окружности радиусом R≥R0 для транспортного самолета и R≤R0 - для истребителя;

- проектирование крыла самолета малого удлинения, большей площади.

Известен самолет с несущим фюзеляжем, содержащим крыло, двигатель, фюзеляж, у которого ширина значительно превышает его высоту, в поперечном сечении имеет вогнутую форму фюзеляжа, ее нижняя поверхность уплощенной части фюзеляжа установлена под углом к продольной плоскости равной или более 4°, предпочтительно 7° [1].

Недостатком данной конструкции является желоб, который создает завихрения, приводящие к вибрации. Верхняя и нижняя поверхности фюзеляжа являются линейными и мало участвуют в образовании подъемной силы, а отклонение фюзеляжа от кольцевой формы снижает его прочность.

Известна лопасть воздушного винта /крыла, .../ [2, 3], где передняя и задняя кромки образуются по форме двух парабол:

У1=K1X1/2; У2=2R0+K2X1/2. Профиль нижней и верхней лопасти образуется пересечением двух парабол:

У3=K3X1/2; У4=2R0+K4X1/2, при этом плоскости пересекаются под острым углом на передней кромке.

Недостатком данной конструкции является то, что лопасть предназначена для вращения, что налагает на нее отдельные конструктивные отличия от неподвижного крыла.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Фюзеляж самолета мало участвует в создании подъемной силы, хотя площадь его соизмерима с площадью крыльев. Для повышения подъемной силы нижняя и верхняя поверхности фюзеляжа проектируются по формулам двух парабол:

У1=K1X1/2; У2=2R0+K2X1/2;

касающиеся окружности радиусом R≥2R0 - для транспортного самолета /ФИГ.1/ и R≤2R0 - для истребителя /ФИГ.4/, центр которой расположен на расстоянии R=2/3L, где L - проекции длины фюзеляжа на координату X. Коэффициенты К1 и К2 рассчитываются по формулам:

К11А/Х1/2; К2=(У-2R0)/X2B1/2;

где точка А - точка пересечения перпендикуляра, восстановленного из точки l с линией угла атаки α. Точка А является нижней точкой окружности радиусом R, который откладывается на восстановленном перпендикуляре; верхняя точка пересечения окружности радиусом R с перпендикуляром будет точка В - точка пересечения параболы У2 с окружностью. Для нахождения точек касания парабол У1, У2 с окружностью радиусы R задаются исходные данные построения фюзеляжа:

- угол атаки α≥7°;

- радиусы R0 и R;

- проекция длины фюзеляжа на координату X-L;

- величина проекции l≤2/3L.

Определив коэффициенты К1 и К2 проводят параболы У1 и У2: это и будет профиль фюзеляжа /ФИГ.1, ФИГ.4/, который напоминает профиль крыла.

Крыло играет основную роль в подъемной силе самолета; его длина площадь, форма влияют на подъемную силу и определяют стоимость [3].

При конструировании крыла самолета используют параболу. Передняя кромка крыла образуется параболой:

У1=K1X2; или У2=K2X1/2; касающиеся окружности радиусом R /ФИГ.7, ФИГ.8/, или эллипса [4] с параметрами большой и малой оси 2а, 2в соответственно /ФИГ.9, ФИГ.10/; центра окружности и центр эллипса при этом отстоят от начала координат на величину l≤2/3L, где

L - проекция длины крыла на координату X.

Изначально задаются следующие величины:

- L - проекции длины крыла на координату X;

- α - угол атаки; для скоростных самолетов - α≥35°, для малоскоростных - α≥10°;

- R - радиус окружности;

- 2а, 2в - параметры эллипса /основная ось параллельна оси фюзеляжа/;

- величина проекции l≤2/3L;

- М - длина крыла на стыке с фюзеляжем.

Находим величины коэффициентов К1 и К2 по формулам:

К11A/X1A2; K22A/X2A1/2; где У1A, X1A, У2A, X2A - координаты точки А - точки касания парабол У1, У2 с окружностью или с эллипсом /ФИГ.7 ÷ ФИГ.9/. В отдельных случаях большая ось эллипса может быть сдвинута вперед на величину с≤2/3а, для увеличения площади крыла /ФИГ.6, ФИГ.10/. Крыло оборудуется закрылками /ФИГ.3 - 3, ФИГ.6 - 3, ФИГ.7 ÷ ФИГ.10 - 1/, и может оборудоваться предкрылками /ФИГ.9 - 2/. Поперечный профиль крыла образуется пересечением двух парабол: У3=K3X1/2; У4=K4X1/2+2R0; /ФИГ.1, ФИГ.4/. Коэффициенты К3, К4 выбираются из величин К3≥0,7; К4≥/0,2÷0,8/К3. Передняя кромка закруглена радиусом R≥R0, для улучшения обтекаемости. Для уменьшения продольных колебаний продольный профиль крыла образуется по параболе: У5=K5X1/2; где К5≥0,7; конец крыла имеет загиб на угол β=60° для уменьшения индуктивных колебаний /ФИГ.2, ФИГ.5, ФИГ.11/. Крыло самолета оборудуется штангами /ФИГ.2-1, ФИГ.3-1, ФИГ.5-1, ФИГ.6-1/, которые треугольником охватывают конец и середину крыла; штанги соединяются с фюзеляжем демпфирующими устройствами в точке 2. Такая конструкция позволяет:

- взаимокомпенсировать продольные колебания крыльев;

- уменьшить продольные и поперечные колебания;

- передавать импульс подъемной силы на аэродинамический центр фюзеляжа.

На ФИГ.1, ФИГ.4 изображены профиль фюзеляжа транспортного самолета и истребителя соответственно. На ФИГ.2, ФИГ.5 изображены профиль /спереди/ самолетов транспортного и истребителя соответственно. На ФИГ.3, ФИГ.6 изображены в плане транспортный самолет и истребитель соответственно. На ФИГ.7 и ФИГ.8, ФИГ.9 и ФИГ.10 изображен принцип построения крыла с использованием параболы: У1=K1X2; и У2=K2X1/2 касающиеся окружности радиусом R и эллипса /ФИГ.9/, сдвинутого вперед на величину с≤2/3a, /ФИГ.10/. На ФИГ.11 изображен продольный профиль крыла.

РАСЧЕТ ФЮЗЕЛЛЯЖА И КРЫЛА САМОЛЕТА

Параболообразная форма фюзеляжа создает повышенное давление на нижней кромке фюзеляжа и разрежение на верхней кромке при угле атаки α≥7°; в результате создается дополнительная подъемная сила, пропорциональная углу атаки, длине и диаметру фюзеляжа.

Проведенные на изготовленном макете при R=2R0 сравнительные испытания показали, что подъемная сила возрастает примерно на 10% по сравнению с [1].

Подъемная сила крыла создается повышением давления на нижней кромке крыла и разрежением на верхней кромке крыла. Подъемная сила пропорциональна углу атаке /α7≥7°/ крыла, удлинению крыла и его площади.

Испытания, проведенные на макете крыла при 2R=Д, показали, что подъемная сила возрастает примерно на 15% по сравнению с [3], при уменьшении его длины на 1/5.

Испытания по измерению свободных колебаний крыла при применении продольной параболообразной формы крыла и штанги, охватывающей конец и середину крыла треугольником, показали снижение продольных и поперечных колебаний более чем на 50% по сравнению с [3].

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Патент 20896455 от 24 сентября 1994 г.

2. Патент 2228882 от 20 мая 2004 г.

3. Крыло - «БОЛЬШАЯ Советская энциклопедия» том 13. М.: Советская энциклопедия.

4. Справочник по математике. М.: Государственное изд. технической лит. 1987 г.

1. Самолет, содержащий крыло, двигатель, несущий фюзеляж, отличающийся тем, что для повышения подъемной силы нижняя и верхняя поверхности фюзеляжа самолета образованы параболами по двум формулам

У1=K1X1/2; У2=K2X1/2+2R0, которые касаются окружности радиусом R≥2R0 - для транспортного самолета и R≤2R0 - для истребителя, центр которой расположен на расстоянии l≤2/3L, где L - проекция длины фюзеляжа самолета на координату X;

изначально задаются величины:

угол атаки α≥7°; величина l≤2/3L; радиусы R0 и R;

L - проекция длины фюзеляжа самолета на координату X;

коэффициенты K1 и K2 рассчитывают по формулам

K1=Y1A/X1A1/2; K2=(Y2B-2R0)/Х2B1/2,

где Х1A, Y1A, Х2B, Y2B - расчетные координаты точек А и В касания парабол с окружностью радиусом R0.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что крыло выполнено с передней кромкой, образованной параболой

У1=K1X2 или У2=K2Х1/2, касающейся окружности радиусом R или эллипса с параметрами 2а, 2в; центры окружности и эллипса расположены на расстоянии l≤2/3L, где L - проекция длины крыла на координату X;

при этом изначально задают следующие величины:

L - проекция длины крыла на координату X;

α - угол атаки крыла;

М - длина стыка крыла с фюзеляжем;

l≤2/3L - величина проекции центра окружности, эллипса на координату X;

коэффициенты K1 и K2 рассчитывают по формулам

K1=Y1A/X1A2; K2=Y2A/X2A1/2; где А - точка касания параболы с окружностью или эллипсом, координаты которой находятся расчетным путем;

продольный профиль крыла образован параболой Y=КХ1/2,

где К≥0,7, и служит для уменьшения продольных колебаний; конец крыла имеет загиб на угол β≥60° для уменьшения индуктивных колебаний; конец и середина крыла охвачены штангами; штанги двух крыльев имеют совместный узел крепления с демпфирующими устройствами и прикреплены к фюзеляжу в точке аэродинамического центра самолета для уменьшения продольных и поперечных колебаний.



 

Похожие патенты:

Самолет // 2305053
Изобретение относится к области самолетостроения. .

Изобретение относится к авиационной промышленности и может найти применение в создании самолета нового типа, не имеющего аналога. .

Изобретение относится к беспилотным летательных аппаратов (БЛА) аэродинамического типа. .

Изобретение относится к воздухоплаванию, а именно к конструированию летательных аппаратов, пригодных к полетам как в плотной атмосфере, так и разреженной. .

Самолет // 2223201
Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к авиации и касается создания пассажирских и транспортных самолетов аэродинамической схемы "несущий корпус". .

Самолет // 2168447
Изобретение относится к авиации. .

Самолет // 2149801
Изобретение относится к конструкции самолетов. .

Изобретение относится к сверхлегким летательным аппаратам и может быть использовано в конструкции мотодельтаплангов, преимущественно с мототележками балочной конструкции.

Изобретение относится к конструкции летательных аппаратов (ЛА), в частности экранопланов высокой грузоподъемности. .

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки

Изобретение относится к авиационной технике

Изобретение относится к авиации, а именно к малозаметным беспилотным летательным аппаратам

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к беспилотному летательному аппарату (БПЛА), устанавливаемому на его борту блоку видеоаппаратуры и катапультам для запуска БПЛА

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к летальным аппаратам тяжелее воздуха и касается аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат выполнен по схеме «летающее крыло» и содержит силовые агрегаты, шасси, кабину, механизм управления, расположенный по всей задней кромке крыла, три винта, вал, через который осуществляется привод и обеспечивается синхронная работа винтов от силовых агрегатов. Три винта расположены в профилированных кольцах. Летательный аппарат выполнен с круглым в плане разрезным крылом, состоящим из основного крыла и предкрылка. Передняя кромка основного крыла имеет форму параболы. На концах основного крыла установлены цельноповоротные элероны, а вдоль всего размаха выполнен профилированный канал. Канал оснащен в нижней части клапаном, связанным с датчиком срыва тока на верхней части крыла. Предкрылок выполнен из четырех цельноповоротных секций. Механизм управления выполнен из элевонов. Элевоны правой и левой плоскостей работают попарно и синхронно. Достигается повышение надежности и безопасности летального аппарата, улучшение поперечной и продольной управляемости и устойчивости, маневренности, рациональное использование полезных объемов для размещения полезной нагрузки внутри крыла и на внешних подвесках. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит две тандемно расположенные несущие поверхности - переднюю и заднюю, выполненные с возможностью создания положительной подъемной силы. Передняя несущая поверхность состоит из двух консолей. Консоли выполнены с возможностью их установки на большие углы атаки по отношению к задней. При этом консоли своими корневыми хордами примыкают к концевым хордам задней несущей поверхности ближе к передней кромке. Передняя несущая поверхность имеет меньшую по величине корневую хорду, чем концевая хорда задней. Двигатель ЛА размещен в мотогондоле, прикрепленной к крылу с его передней нижней стороны посредством пилона. Пилон расположен в плоскости симметрии ЛА. Передняя (носовая) опора шасси прикреплена к мотогондоле или к пилону двигателя. Пассажирская или грузовая кабина размещена внутри крыла. Крыло ЛА имеет нервюры арочного типа, между которыми имеются продольные проходы для пассажиров. Проходы углубленны по отношению к внутреннему контуру арочных нервюр в направлении внешнего контура арочных нервюр. Линия пола проходов разбита на несколько участков, находящихся на разных уровнях. Достигается устойчивость по тангажу, увеличение аэродинамического качества задней несущей поверхности и ЛА в целом, снижение веса шасси и ЛА в целом. 3 н. и 12 з. п. ф-лы, 18 ил.
Наверх