сверхзвуковой маневренный самолет

Формула изобретения

1. Сверхзвуковой маневренный самолет, содержащий профилированный несущий фюзеляж, состоящий из головной части, оснащенной носовым обтекателем, центральной части и хвостовой части, крыло, плавно сопряженное с фюзеляжем, корневые наплывы крыла, дифференциальное цельноповоротное хвостовое горизонтальное оперение, вертикальное оперение, состоящее по меньшей мере из одного вертикального киля с рулем направления, кабину, размещенную в головной части фюзеляжа, по меньшей мере одну гондолу двигателя, расположенную в хвостовой части фюзеляжа, воздушно-реактивный двигатель, установленный в гондоле, и по меньшей мере один сверхзвуковой воздухозаборник двигателя с воздушным каналом, отличающийся тем, что крыло выполнено обратной стреловидности и снабжено закрылками, передняя кромка корневых частей крыла выполнена прямолинейной с положительным углом стреловидности, передняя кромка концевых частей крыла - прямолинейной с отрицательным углом стреловидности, а задняя кромка крыла выполнена прямолинейной с отрицательным углом стреловидности, корневые наплывы крыла установлены вдоль правого и левого бортов головной части фюзеляжа, каждый из наплывов имеет острую криволинейную переднюю кромку с положительным углом стреловидности, передняя кромка наплывов сопряжена с передней кромкой соответствующих корневых частей крыла, значение угла стреловидности передней кромки наплывов плавно увеличивается в направлении от носового обтекателя, при этом в месте сопряжения передней кромки наплывов с передней кромкой корневых частей крыла угол стреловидности равен 85 - 90^o, а длина каждого наплыва вдоль соответствующего борта фюзеляжа, начиная от передней кромки бортового профиля консоли крыла, составляет 0,55 - 0,75 длины головной части фюзеляжа.

2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что воздушно-реактивный двигатель выполнен по типу двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой и с отклоняемым вектором тяги.

3. Самолет по п. 1 или 2, отличающийся тем, что воздухозаборник двигателя расположен под фюзеляжем.

4. Самолет по п. 1 или 2, отличающийся тем, что самолет снабжен двумя боковыми воздухозаборниками с воздушными каналами, разделенными сужающейся хвостовой частью фюзеляжа, при этом воздухозаборники установлены симметрично относительно плоскости симметрии самолета под корневыми частями крыла.

5. Самолет по п. 1 или 2, отличающийся тем, что самолет снабжен двумя воздухозаборниками, установленными под фюзеляжем симметрично относительно плоскости симметрии самолета, при этом каждый воздухозаборник имеет прямоугольное поперечное сечение и выступающую вперед верхнюю кромку.

6. Самолет по п. 4 или 5, отличающийся тем, что самолет снабжен двумя гондолами с установленными в них двигателями.

7. Самолет по п. 1, или 2, или 3, или 4, или 5, или 6, отличающийся тем, что самолет выполнен по схеме моноплана со средним расположением крыла.

8. Самолет по п. 1 или 2, или 3, или 4, или 5, или 6, отличающийся тем, что самолет выполнен по схеме моноплана с верхним расположением крыла.

9. Самолет по п. 7 или 8, отличающийся тем, что передняя кромка наплывов расположена в одной плоскости с плоскостью хорд корневых частей крыла.

10. Самолет по п. 9, отличающийся тем, что передняя кромка корневых наплывов в плане имеет форму параболы, фокус которой находится на плоскости симметрии самолета.

11. Самолет по п. 7, или 8, или 9, или 10, отличающийся тем, что вертикальное оперение состоит из разнесенных относительно плоскости симметрии самолета двух килей.

12. Самолет по п. 11, отличающийся тем, что кили вертикального оперения установлены с углом развала 5 - 15^o.

13. Самолет по п. 12, отличающийся тем, что каждый киль установлен перед соответствующей консолью хвостового горизонтального оперения.

14. Самолет по п. 7, или 8, или 9, или 10, или 11, или 12, или 13, отличающийся тем, что передняя кромка корневых частей крыла в месте их сопряжения с передней кромкой корневых наплывов находится от носка обтекателя на расстоянии 0,55 - 0,6 длины фюзеляжа.

15. Самолет по п. 14, отличающийся тем, что угол стреловидности передней кромки корневых частей крыла составляет 45 - 55^o, угол стреловидности передней кромки концевых частей крыла находится в пределах (-15) - (-23)^o, а угол стреловидности задней кромки крыла - (-32) - (-38)^o.

16. Самолет по п. 14 или 15, отличающийся тем, что отношение размаха корневой части крыла к размаху крыла составляет 0,36 - 0,38, а отношение размаха наплывов в месте их сопряжения с передними кромками корневых частей крыла к размаху крыла находится в пределах 0,22 - 0,25.

17. Самолет по п. 14, или 15, или 16, отличающийся тем, что отношение площади наплывов к площади крыла в плане составляет 0,15 - 0,22.

18. Самолет по п. 7, или 8, или 9, или 10, или 11, или 12, или 13, или 14, или 15, или 16, или 17, отличающийся тем, что самолет снабжен цельноповоротным передним горизонтальным оперением.

19. Самолет по п. 18, отличающийся тем, что консоли переднего горизонтального оперения установлены на соответствующих корневых наплывах крыла.

20. Самолет по п. 18 или 19, отличающийся тем, что каждая консоль переднего горизонтального оперения выполнена трапециевидной формы в плане.

21. Самолет по п. 18, или 19, или 20, отличающийся тем, что каждая консоль переднего горизонтального оперения установлена непосредственно у носка соответствующей консоли крыла.

22. Самолет по п. 20 или 21, отличающийся тем, что передняя кромка каждой консоли переднего горизонтального оперения имеет положительный угол стреловидности 45 - 50^o, а задняя кромка - отрицательный угол стреловидности (-15) - (-20)^o.

23. Самолет по п. 20, или 21, или 22, отличающийся тем, что отношение размаха переднего горизонтального оперения к размаху крыла находится в пределах 0,42 - 0,44.

24. Самолет по п. 20, или 21, или 22, или 23, отличающийся тем, что отношение площади переднего горизонтального оперения к площади крыла в плане находится в пределах 0,06 - 0,1.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к многоцелевым маневренным самолетам.

Известен сверхзвуковой маневренный самолет интегральной аэродинамической компоновки, который содержит несущий фюзеляж, стреловидное крыло с корневыми наплывами, горизонтальное и вертикальное хвостовое оперение, кабину, размещенную в головной части фюзеляжа, двигатель, установленный в мотогондоле, расположенной в хвостовой части фюзеляжа, и воздухозаборник двигателя (RU 2138423 С1, 27.09.99, МПК 6 В 64 С 30/00 ).

Известная конструкция (аэродинамическая компоновка) самолета имеет стреловидное крыло с прямой (положительной) стреловидностью. Однако для такого крыла характерно перетекание пограничного слоя от его середины к концевым частям и возникновение концевых срывов потока, а также увеличение угла скоса потока за крылом на больших углах атаки. Вследствие этого ухудшаются аэродинамические и маневренные характеристики самолета, поскольку уменьшается аэродинамическое качество самолета, ухудшаются несущие свойства, устойчивость и управляемость самолета на больших углах атаки. Кроме того, для самолета с крылом прямой стреловидности характерна сложная механизация крыла.

Задача настоящего изобретения заключается в разработке аэродинамической компоновки (т.е. в выборе форм и взаимного расположения отдельных элементов - крыла, фюзеляжа, оперения, воздухозаборника двигателя и т.д.) самолета, имеющего улучшенные аэродинамические и маневренные характеристики, а также упрощение механизации крыла.

Указанная задача (технический результат) достигается тем, что в сверхзвуковом маневренном самолете, который содержит профилированный несущий фюзеляж, состоящий из головной части, оснащенной носовым обтекателем, центральной части и хвостовой части, крыло, плавно сопряженное с фюзеляжем, корневые наплывы крыла, дифференциальное цельноповоротное хвостовое горизонтальное оперение, вертикальное оперение, состоящее по меньшей мере из одного вертикального киля с рулем направления, кабину, размещенную в головной части фюзеляжа, по меньшей мере одну гондолу двигателя, расположенную в хвостовой части фюзеляжа, воздушно-реактивный двигатель, установленный в гондоле, и по меньшей мере один сверхзвуковой воздухозаборник двигателя с воздушным каналом, согласно изобретению крыло выполнено обратной стреловидности и снабжено закрылками. Передняя кромка корневых частей крыла выполнена прямолинейной с положительным углом стреловидности, передняя кромка концевых частей крыла - прямолинейной с отрицательным углом стреловидности, а задняя кромка крыла выполнена прямолинейной с отрицательным углом стреловидности. Корневые наплывы крыла установлены вдоль правого и левого бортов головной части фюзеляжа, каждый из наплывов имеет острую криволинейную переднюю кромку с положительным углом стреловидности. Передняя кромка наплывов сопряжена с передней кромкой соответствующих корневых частей крыла. Значение угла стреловидности передней кромки наплывов плавно увеличивается в направлении от носового обтекателя. При этом в месте сопряжения передней кромки наплывов с передней кромкой корневых частей крыла угол стреловидности равен от 85 до 90^o, а длина каждого наплыва вдоль соответствующего борта фюзеляжа, начиная от передней кромки бортового профиля консоли крыла, составляет от 0,55 до 0,75 длины головной части фюзеляжа.

Кроме того, воздушно-реактивный двигатель может быть выполнен по типу двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой и с отклоняемым вектором тяги.

Воздухозаборник двигателя может быть расположен под фюзеляжем.

Рекомендуется самолет снабдить двумя боковыми воздухозаборниками с воздушными каналами, разделенными сужающейся хвостовой частью фюзеляжа, при этом воздухозаборники установлены симметрично относительно плоскости симметрии самолета под корневыми частями крыла.

Самолет также может быть снабжен двумя воздухозаборниками, установленными под фюзеляжем симметрично относительно плоскости симметрии самолета, при этом каждый воздухозаборник имеет прямоугольное поперечное сечение и выступающую вперед верхнюю кромку.

Целесообразно самолет снабдить двумя гондолами с установленными в них двигателями.

Самолет может быть выполнен по схеме моноплана со средним расположением крыла или по схеме моноплана с верхним расположением крыла.

Рекомендуется переднюю кромку наплывов расположить в одной плоскости с плоскостью хорд корневых частей крыла.

При этом передняя кромка корневых наплывов крыла в плане может иметь форму параболы, фокус которой находится на плоскости симметрии самолета.

Целесообразно, чтобы вертикальное оперение состояло из разнесенных относительно плоскости симметрии самолета двух килей.

При этом кили вертикального оперения следует установить с углом развала от 5 до 15^o.

Каждый киль может быть установлен перед соответствующей консолью хвостового горизонтального оперения.

Целесообразно, чтобы передняя кромка корневых частей крыла в месте их сопряжения с передней кромкой корневых наплывов находилась от носка обтекатекателя на расстоянии от 0,55 до 0,6 длины фюзеляжа.

При этом угол стреловидности передней кромки корневых частей крыла может составлять от 45 до 55^o, угол стреловидности передней кромки концевых частей крыла находится в пределах от минус 15 до минус 23^o, а угол стреловидности задней кромки крыла - от минус 32 до минус 38^o.

Отношение размаха корневой части крыла к размаху крыла может составлять от 0,36 до 0,38, а отношение размаха наплывов в месте их сопряжения с передними кромками корневых частей крыла к размаху крыла находится в пределах от 0,22 до 0,25.

Отношение площади наплывов к площади крыла в плане может составлять от 0,15 до 0,22.

Рекомендуется самолет снабдить цельноповоротным передним горизонтальным оперением.

Наряду с этим рекомендуется консоли переднего горизонтального оперения установить на соответствующих корневых наплывах крыла.

Целесообразно каждую консоль переднего горизонтального оперения выполнить трапециевидной формы в плане.

Каждую консоль переднего горизонтального оперения рекомендуется установить непосредственно у носка соответствующей консоли крыла.

При этом передняя кромка каждой консоли переднего горизонтального оперения может иметь положительный угол стреловидности от 45 до 50^o, а задняя кромка - отрицательный угол стреловидности от минус 15 до минус 20^o.

Кроме того, рекомендуется, чтобы отношение размаха переднего горизонтального оперения к размаху крыла находилось в пределах от 0,42 до 0,44.

Также целесообразно, чтобы отношение площади переднего горизонтального оперения к площади крыла в плане находилось в пределах от 0,06 до 0,1.

На чертеже изображена проекция в плане сверхзвукового маневренного самолета с крылом обратной стреловидности.

Сверхзвуковой маневренный самолет содержит профилированный несущий фюзеляж 1, состоящий из головной части, оснащенной носовым коническим обтекателем 2, центральной части и хвостовой части, крыло 3, плавно сопряженное с фюзеляжем, корневые наплывы 4 крыла, дифференциальное цельноповоротное хвостовое горизонтальное оперение 5, вертикальное оперение 6, состоящее по меньшей мере из одного вертикального киля с рулем направления, кабину 7, размещенную в головной части фюзеляжа, по меньшей мере одну гондолу двигателя, расположенную в хвостовой части фюзеляжа, воздушно-реактивный двигатель, установленный в гондоле, и по меньшей мере один сверхзвуковой воздухозаборник двигателя с воздушным каналом. Крыло самолета выполнено обратной стреловидности и снабжено закрылками. Передняя кромка корневых частей 8 крыла 3 выполнена прямолинейной с положительным углом стреловидности, передняя кромка концевых частей 9 крыла - прямолинейной с отрицательным углом стреловидности. Задняя кромка крыла выполнена прямолинейной с отрицательным углом стреловидности. Корневые наплывы 4 крыла установлены вдоль правого и левого бортов головной части фюзеляжа. Каждый из наплывов имеет острую криволинейную переднюю кромку с положительным углом стреловидности. Передняя кромка наплывов сопряжена с передней кромкой соответствующих корневых частей крыла. Значение угла стреловидности передней кромки наплывов 4 плавно увеличивается в направлении от носового обтекателя 2. При этом в месте сопряжения передней кромки наплывов с передней кромкой корневых частей 8 крыла угол стреловидности равен от 85 до 90^o, а длина каждого наплыва вдоль соответствующего борта фюзеляжа, начиная от передней кромки бортового профиля 10 консоли крыла, составляет от 0,55 до 0,75 длины головной части фюзеляжа.

Для повышения экономичности и маневренности самолета воздушно-реактивный двигатель выполнен по типу двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой (ДТРДФ) и с отклоняемым вектором тяги.

В зависимости от назначения и летно-технических данных самолет может быть снабжен воздухозаборником, расположенным под фюзеляжем, или двумя боковыми воздухозаборниками с воздушными каналами, разделенными сужающейся хвостовой частью фюзеляжа, при этом воздухозаборники установлены симметрично относительно плоскости симметрии самолета под корневыми частями крыла. Самолет также может быть снабжен двумя воздухозаборниками, установленными под фюзеляжем симметрично относительно плоскости симметрии самолета. Каждый воздухозаборник имеет прямоугольное поперечное сечение и выступающую вперед верхнюю кромку.

Для повышения тяговооруженности, маневренности и надежности самолет снабжен двумя гондолами 11 с установленными в них двигателями (ДТРДФ).

Самолет может быть выполнен по схеме моноплана с верхним расположением крыла.

В предпочтительном варианте самолет целесообразнее выполнить по схеме моноплана со средним расположением крыла. При этом передняя кромка наплывов 4 расположена в одной плоскости с плоскостью хорд корневых частей 8 крыла. Предусмотрено, что передняя кромка корневых наплывов в плане может иметь форму параболы, фокус которой находится на плоскости симметрии самолета.

Передняя кромка корневых частей 8 крыла в месте их сопряжения с передней кромкой корневых наплывов 4 находится от носка обтекатекателя 2 на расстоянии от 0,55 до 0,6 длины фюзеляжа. Угол стреловидности передней кромки корневых частей крыла составляет от 45 до 55^o. Угол стреловидности передней кромки концевых частей 9 крыла находится в пределах от минус 15 до минус 23^o, а угол стреловидности задней кромки крыла - от минус 32 до минус 38^o. Отношение размаха корневой части крыла к размаху крыла составляет от 0,36 до 0,38, а отношение размаха наплывов в месте их сопряжения с передними кромками корневых частей крыла к размаху крыла находится в пределах от 0,22 до 0,25. При этом отношение площади наплывов к площади крыла в плане составляет от 0,15 до 0,22.

Для повышения устойчивости и управляемости в самолете использовано вертикальное оперение (ВО) 6, состоящее из разнесенных относительно плоскости симметрии самолета двух килей, установленных с углом развала от 5 до 15^o. В зависимости от аэродинамической компоновки самолета каждый киль ВО может быть установлен перед соответствующей консолью хвостового горизонтального оперения (ГО) 5.

Для улучшения взлетно-посадочных и маневренных характеристик самолет может быть снабжен цельноповоротным передним горизонтальным оперением (ПГО) 12. Предусмотрены установка консолей ПГО на соответствующих корневых наплывах крыла 4 и выполнение каждой консоли трапециевидной формы в плане. Целесообразно каждую консоль ПГО установить непосредственно у носка соответствующей консоли крыла. При этом рекомендуется, чтобы угол стреловидности передней кромки каждой консоли ПГО находился в пределах от 45 до 50^o, а задней кромки - в пределах от минус 15 до минус 20^o. Наряду с этим рекомендуется, чтобы отношение размаха переднего горизонтального оперения к размаху крыла находилось в пределах от 0,42 до 0,44, а отношение площади переднего горизонтального оперения к площади крыла в плане находилось в пределах от 0,06 до 0,1.

Следует отметить также, что установка корневых наплывов 4 данной конфигурации, крыла обратной стреловидности, а также переднего горизонтального оперения 12 позволяет упростить механизацию, а следовательно, и конструкцию крыла. В частности, крыло может быть оборудовано только закрылками 13. В предложенной конструкции отсутствуют предкрылки, аэродинамические гребни, уступы на передней кромке крыла, интерцепторы, коническая крутка крыла, т.е. элементы, характерные для самолетов с крылом прямой стреловидности.

Самолет функционирует следующим образом.

При полете самолета образуется стабильный спиральный поток вихрей (пелена вихрей), сходящих с острых кромок наплывов 4. Эта пелена вихрей уменьшает область отрыва потока от поверхности крыла в корневой части (околофюзеляжной зоне) и препятствует поперечному течению потока по крылу при увеличении угла атаки. Благодаря этому возникает дополнительная подъемная сила, уменьшается сопротивление и обеспечиваются более высокая устойчивость и управляемость, т.е. существенно улучшается маневренность самолета при больших углах атаки. Кроме того, при сверхзвуковом полете уменьшается околозвуковое нарастание профильного сопротивления и увеличивается подъемная сила передней части фюзеляжа, что и обеспечивает более высокое аэродинамическое качество самолета.

Аэродинамическое управление самолетом осуществляется с помощью закрылков 13, дифференциального цельноповоротного хвостового горизонтального оперения (ГО) 5, цельноповоротного переднего горизонтального оперения (ПГО) 12, рулей направления, установленных на двухкилевом вертикальном оперении (ВО) 6, и отклонением вектора тяги, например, с помощью перестановки створок или отклонения выходного сопла ДТРДФ.

Для управления по крену консоли хвостового ГО отклоняются дифференциально, а для управления по тангажу - одновременно. Два вертикальных ВО обеспечивают необходимую путевую устойчивость при возникающих вихревых потоках, создаваемых наплывами.

При малых скоростях полета, а также на взлете и посадке ПГО увеличивает подъемную силу, выполняя функцию предкрылков. На больших скоростях полета ПГО создает дополнительную подъемную силу и улучшает характер обтекания крыла.

Использование в конструкции корневых наплывов предложенной геометрии в сочетании с крылом обратной стреловидности определенных параметров позволяет улучшить аэродинамические и маневренные характеристики самолета.

Наряду с этим предложенная конструкция (аэродинамическая схема) самолета позволяет упростить механизацию крыла.