летательный аппарат, содержащий устройство уменьшения индуктивного лобового сопротивления

Формула изобретения

1. Летательный аппарат, содержащий продольный фюзеляж, по меньшей мере, два боковых крыла, симметрично присоединенных с одной и другой стороны фюзеляжа, и, по меньшей мере, одну гондолу реактивного двигателя, закрепленную на каждом боковом крыле при помощи пилона (18) крепления реактивного двигателя, отличающийся тем, что на каждом из пилонов крепления реактивного двигателя выполняют, по меньшей мере, один профилированный несущий корпус (20; 30) таким образом, чтобы создавать результирующую движущую силу под действием косого воздушного потока, при этом упомянутый, по меньшей мере, один корпус (20; 30) проходит, начиная от конца (20а; 30а), закрепленного на пилоне (18) крепления реактивного двигателя, и удаляясь от этого конца в направлении удлинения, имеющего наклон, по меньшей мере, в 30° по отношению к верхней поверхности рассматриваемого бокового крыла.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один корпус (20; 30) расположен на линии верхней кромки пилона (18) крепления реактивного двигателя или вблизи нее.

3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один корпус (20; 30) расположен вдоль продольного направления пилона крепления реактивного двигателя на расстоянии от части пилона, закрепленной на боковом крыле, составляющем от 10% до 70% местной хорды несущей поверхности.

4. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один корпус (20; 30) содержит смачиваемую поверхность и размер удлинения или высоту, измеренную от конца упомянутого корпуса, закрепленного на пилоне крепления реактивного двигателя, при этом смачиваемая поверхность и высота находятся в соотношении поверхность/высота, заключенным между 1 и 4.

5. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один корпус (20; 30) содержит смачиваемую поверхность, которую регулируют в зависимости от степени необходимого уменьшения лобового сопротивления и от общих размеров летательного аппарата.

6. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один корпус (20; 30) содержит так называемый свободный конец (20b; 30b), противоположный концу, закрепленному на пилоне крепления реактивного двигателя, при этом свободный конец направлен назад по отношению к переднему положению закрепленного конца (20а; 30а), придавая, таким образом, корпусу наклон назад в продольном направлении.

7. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один корпус имеет форму небольшого крыла.

8. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один корпус (30) содержит стенку, определяющую внутренний канал (32) удаления потока текучей среды, при этом упомянутый канал на одном конце (32а) сообщается с внутренней частью пилона (18) крепления реактивного двигателя, откуда поступает поток текучей среды и, на расстоянии от этого конца, по меньшей мере, с одним отверстием (34, 32b), выполненным в стенке корпуса и выходящим наружу этого корпуса.

Описание изобретения к патенту

Изобретение касается устройства, позволяющего уменьшить аэродинамическое лобовое сопротивление на летательном аппарате.

На летательных аппаратах постоянно предпринимаются попытки снижения аэродинамического лобового сопротивления во время полета на крейсерской скорости по разным соображениям, в частности с целью экономии топлива.

Поэтому главной задачей настоящего изобретения является снижение аэродинамического лобового сопротивления летательного аппарата.

В этой связи объектом изобретения является летательный аппарат, содержащий продольный фюзеляж, по меньшей мере, два боковых крыла, симметрично присоединенные по одну и другую сторону фюзеляжа, и, по меньшей мере, одну гондолу реактивного двигателя, закрепленную на каждом боковом крыле при помощи пилона крепления реактивного двигателя.

Согласно изобретению на каждом из пилонов крепления реактивного двигателя выполняют, по меньшей мере, один профилированный несущий корпус таким образом, чтобы создавать результирующую движущую силу под действием косого воздушного потока.

Этот корпус обдувается локальным воздушным потоком большой силы, возникающим в результате взаимодействия фюзеляжа и главной несущей поверхности с передним продольным воздушным потоком летательного аппарата. Направление этого потока не находится на одной линии с общим продольным направлением переднего воздушного потока летательного аппарата, а направлено под углом по отношению к этому главному направлению. Подъемная сила, создаваемая на этом корпусе, направлена перпендикулярно к направлению косого локального потока. Эта подъемная сила в большей степени направлена в сторону конца главной несущей поверхности и в меньшей степени - в сторону носа летательного аппарата. Такая сила в проекции на траекторию полета создает результирующую движущую силу.

Необходимо отметить, что корпус создает локальные силы лобового сопротивления.

Вместе с тем, участие этих локальных сил в результирующем лобовом сопротивлении летательного аппарата в значительной степени компенсируется результирующей движущей силой, создаваемой в результате проекции несущей силы корпуса на ось результирующего лобового сопротивления летательного аппарата.

Согласно отличительному признаку, упомянутый, по меньшей мере, один корпус проходит, начиная от конца, закрепленного на пилоне крепления реактивного двигателя и удаляясь от этого конца в направлении удлинения, имеющем наклон, по меньшей мере, в 30° по отношению к верхней поверхности рассматриваемого бокового крыла.

Наклон направления удлинения корпуса не обязательно является вертикальным (90°), но не должен слишком приближаться к горизонтали, так как в этом случае корпус не сможет использовать воздушный поток, наклонный по отношению к горизонтальному направлению переднего воздушного потока, для создания несущей силы.

Согласно отличительному признаку, упомянутый, по меньшей мере, один корпус расположен на линии верхней кромки пилона крепления реактивного двигателя или вблизи нее.

При таком расположении корпуса он может воспринимать часть энергии, содержащейся в поперечном воздушном потоке.

Согласно отличительному признаку, упомянутый, по меньшей мере, один корпус расположен вдоль продольного направления пилона крепления реактивного двигателя на расстоянии от части пилона, закрепленной на боковом крыле, составляющем от 10% до 70% местной хорды несущей поверхности.

При расположении корпуса на таком расстоянии от несущей поверхности он может отбирать энергию косых потоков. Действительно, если бы корпус находился слишком близко от несущей поверхности, возникало бы нежелательное взаимодействие с потоком передней кромки несущей поверхности.

Согласно отличительному признаку, упомянутый, по меньшей мере, один корпус содержит смачиваемую поверхность и имеет размер удлинения или высоту, измеренную от конца упомянутого корпуса, закрепленного на пилоне крепления реактивного двигателя, при этом смачиваемая поверхность и высота находятся в соотношении поверхность/высота, заключенном между 1 и 4.

Действительно, слишком большая смачиваемая поверхность корпуса создавала бы очень хорошую несущую силу, но в то же время и слишком большое собственное лобовое сопротивление.

Следует отметить, что увеличивая высоту корпуса при постоянной площади, уменьшают создаваемое им собственное лобовое сопротивление.

Таким образом, соответственно адаптируя площадь и высоту корпуса, получают хороший компромисс между получаемой несущей силой, которую желательно увеличивать, и собственным лобовым сопротивлением, создаваемым корпусом, которое желательно сводить к минимуму.

Согласно отличительному признаку, упомянутый, по меньшей мере, один корпус содержит смачиваемую поверхность, которую регулируют в зависимости от степени искомого уменьшения лобового сопротивления и от общих размеров летательного аппарата.

Согласно отличительному признаку, упомянутый, по меньшей мере, один корпус содержит так называемый свободный конец, противоположный концу, закрепленному на пилоне крепления реактивного двигателя, при этом свободный конец направлен назад по отношению к переднему положению закрепленного конца, придавая, таким образом, корпусу наклон назад в продольном направлении.

Следует отметить, что при скоростях летательного аппарата порядка 0,4 Маха или 0,5 Маха свободный конец корпуса может располагаться по существу на вертикали конца корпуса, закрепленного на пилоне крепления. Вместе с тем, когда летательный аппарат достигает околозвуковых скоростей, предпочтительно наклонять свободный конец корпуса назад, чтобы ограничить сверхзвуковые явления.

Таким образом, ограничивают лобовое сопротивление, создаваемое корпусом в околозвуковом режиме скорости.

Согласно отличительному признаку, упомянутый, по меньшей мере, один корпус имеет форму небольшого крыла, которая придает корпусу аэродинамический профиль.

Согласно отличительному признаку, упомянутый, по меньшей мере, один корпус содержит стенку, определяющую внутренний канал удаления потока текучей среды, при этом упомянутый канал на одном конце сообщается с внутренней частью пилона крепления реактивного двигателя, откуда поступает поток текучей среды и, на расстоянии от этого конца, по меньшей мере, с одним отверстием, выполненным в стенке корпуса и выходящим наружу этого корпуса.

Такая конструкция позволяет, например, удалять через корпус внутренний воздушный поток в пилоне крепления реактивного двигателя наружу этого пилона.

Другие отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве неограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 - общий схематичный вид в перспективе, иллюстрирующий расположение несущего корпуса, в соответствии с настоящим изобретением, по отношению к фюзеляжу и к несущей поверхности летательного аппарата;

фиг.2 - увеличенный схематичный вид в перспективе, со стороны фюзеляжа, корпуса, показанного на фиг.1;

фиг.3 - увеличенный схематичный вид сверху корпуса, показанного на фиг.2, и действующих сил;

фиг.4 - схематичный вид спереди корпуса, показанного на фиг.1 и 2;

фиг.5 - вид варианта выполнения корпуса, показанного на фиг.4, в другом угловом направлении;

фиг.6 и 7 - схематичный вид корпуса согласно варианту выполнения с внутренним каналом удаления потока и отверстиями.

Как показано на фиг.1, обозначенный общей позицией 10 летательный аппарат содержит фюзеляж 12, с которым соединены два боковых крыла, расположенных симметрично с одной и другой стороны фюзеляжа.

На фиг.1 показано только одно из боковых крыльев 14.

Гондола 16 реактивного двигателя закреплена на крыле 14 при помощи пилона 18 крепления реактивного двигателя.

Сам пилон 18 крепления закреплен под крылом, при этом его не показанное на чертеже крепление известно и его подробное описание опускается.

Вышеуказанная конструкция, состоящая из гондолы 16 реактивного двигателя и пилона 18 крепления, идентична конструкции, предусмотренной на другом боковом крыле, не показанном на этом чертеже.

Следует отметить, что в зависимости от типа летательного аппарата на каждом боковом крыле можно предусмотреть несколько таких компоновок.

Как показано на фиг.1 и 2, несущий корпус 20 расположен на пилоне 18 крепления реактивного двигателя.

Этот корпус имеет, например, профиль в виде небольшой несущей поверхности, чтобы не создавать слишком большого собственного лобового сопротивления.

В примере, показанном на фиг.1 и 2, корпус 20 выполнен в виде небольшого крыла.

Действительно, форма корпуса подобна форме крыла самолета, который летел бы со средней локальной скоростью места установки несущего корпуса на пилоне 18.

Как показано на фиг.3, когда летательный аппарат летит на крейсерской скорости, общий воздушный поток, действующий на летательный аппарат, имеет продольное направление F. Во время контакта летательного аппарата с этим потоком образуются локальные косые, то есть не продольные потоки, которые способствуют снижению общего лобового сопротивления летательного аппарата, в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг.3 стрелкой 22 показано направление одного из косых потоков, называемых также боковыми потоками.

При встрече этого локального косого потока и несущего корпуса 20 последний создает аэродинамическую силу 24 перпендикулярно к направлению косого локального потока.

Эта несущая сила содержит значительную продольную составляющую 26, которая представляет собой результирующую движущую силу, способствующую уменьшению общего аэродинамического лобового сопротивления летательного аппарата.

Несмотря на то что встреча локального косого потока с несущим корпусом 20 создает также локальные силы лобового сопротивления на этом корпусе (эти паразитные силы на чертеже не показаны), они в значительной мере компенсируются продольной составляющей, создаваемой результирующей движущей силой 24.

Кроме того, как будет показано ниже, можно также уменьшить и эти локальные силы лобового сопротивления.

Как показано на фиг.1 и 2, несущий корпус 20 расположен продольно вдоль верхней кромки пилона 18 крепления реактивного двигателя, с одной стороны, на расстоянии от части пилона, закрепленной на крыле 14 и, с другой стороны, на расстоянии от части пилона, закрепленной на гондоле 16.

В частности, корпус расположен перед передней кромкой несущей поверхности на расстоянии, составляющем от 10% до 70% хорды несущей поверхности.

Действительно, необходимо, чтобы корпус не находился слишком близко к несущей поверхности, чтобы избежать отрицательного влияния взаимодействий этой несущей поверхности с передней кромкой.

Кроме того, слишком близкое расположение несущего корпуса 20 от пилона 18 крепления, соединенной с гондолой 16, может помешать созданию достаточно сильных косых потоков.

Корпус 20 располагают, например, на пилоне 18 крепления реактивного двигателя в месте, где проскальзывание, то есть отклонение между локальным косым потоком и передним потоком летательного аппарата (продольный поток) является максимальным.

В частности, несущий корпус 20 содержит два противоположных конца: конец 20а, являющийся основанием, который закреплен на пилоне крепления реактивного двигателя (фиг.2), и конец 20b, удаленный от этого пилона.

Таким образом, корпус проходит в направлении удлинения, называемом также высотой, которое в примере, показанном на фиг.4 (вид гондолы спереди; стрелка показывает направление фюзеляжа), по существу является перпендикулярным к, по существу, горизонтальной верхней поверхности (спинка) несущей поверхности 14.

Вместе с тем, следует отметить, что направление удлинения несущего корпуса 20, показанного в вертикальном положении на фиг.1 и 2, может иметь наклон по отношению к верхней поверхности несущей поверхности под углом наклона, который не обязательно должен быть равным 90°, а, по меньшей мере, равен 30°.

Угол наклона, отличный от 90°, показан на фиг.5 (вид гондолы спереди; стрелка показывает направление фюзеляжа).

Действительно, такой угол наклона корпуса позволяет ему создавать достаточную несущую силу, чтобы существенно уменьшить общее аэродинамическое лобовое сопротивление летательного аппарата при встрече корпуса с локальным косым потоком.

Следует также заметить, что несущий корпус может принимать такой наклон, когда он закреплен на линии верхней кромки пилона 18 крепления реактивного двигателя, а также когда он расположен вблизи этой линии верхней кромки.

Следует отметить, что смачиваемую поверхность несущего корпуса 20 регулируют в зависимости от искомой степени снижения аэродинамического лобового сопротивления летательного аппарата, а также от общих размеров летательного аппарата.

Определяя размеры несущего корпуса, стремятся создать максимум несущей силы за счет минимальной поверхности, чтобы несущий корпус не создавал слишком большого лобового сопротивления.

Следует отметить, что определяют законы скручивания и прогиба профилей, образующих несущий корпус, в зависимости от изменения вдоль передней кромки несущего корпуса, с одной стороны, проскальзывания, измеряемого в общей аэродинамической системе координат летательного аппарата, и, с другой стороны, необходимой аэродинамической нагрузки на корпус.

В частности, определяют профиль каждого поперечного сечения корпуса, взятого перпендикулярно к его высоте, в зависимости от локального косого потока.

Следует отметить, что определение размеров производят путем регулирования размера удлинения или высоты корпуса и его смачиваемой поверхности.

Так, соотношение между наружной поверхностью корпуса и его высотой, как правило, находится в пределах от 1 до 4 (это значение зависит от общих размеров самолета), чтобы достичь хорошего компромисса между несущей силой, создаваемой при встрече локального косого потока с корпусом, которая должна быть максимальной, и собственного локального индуктивного лобового сопротивления, которое необходимо уменьшить.

Например, смачиваемая поверхность составляет 4 м², а высота корпуса равна 1 м, что дает соотношение, равное 4.

Кроме того, чтобы получить максимально возможную несущую силу для корпуса 20, угловое положение корпуса регулируют поворотом вокруг вертикальной оси, по которой определяют его высоту.

Таким образом, осуществляют регулировку корпуса по отношению к оси, в основном перпендикулярной к профилям, образующим корпус, то есть регулируют положение корпуса по отношению к локальному косому потоку, чтобы одна из несущих поверхностей корпуса оптимально обдувалась потоком.

Таким образом, можно достичь аэродинамическое качество, то есть соотношение между несущей силой и лобовым сопротивлением.

Следует отметить, что в зависимости от поля давления, которое образуется на корпусе, то есть в зависимости от характеристик потока, окружающего самолет, наличие упомянутого корпуса может улучшить воздушный поток на несущей поверхности.

В некоторых условиях можно действительно использовать влияние индуктивного сжатия за задней кромкой несущего корпуса, чтобы задерживать сжимаемость главной несущей поверхности.

Таким образом, на профили крыла, которые находятся сзади несущего корпуса, действуют скорости, меньшие скоростей, которые создавались бы при отсутствии корпуса.

Как показано в примере выполнения на фиг.1 и 2, свободный конец 20b корпуса не обязательно расположен на вертикали конца 20а. Действительно, конец 20b можно сместить в продольном направлении (ось фюзеляжа) назад таким образом, чтобы он находился сзади по отношению к переднему положению конца 20а, закрепленного на пилоне 18 крепления реактивного двигателя.

Таким образом, корпус 20 имеет наклон назад, который имеет особое значение для ограничения собственного лобового сопротивления, создаваемого корпусом в режиме околозвуковых скоростей, то есть для локальных чисел Маха, превышающих 0,6.

Как показано на фиг.6 (частичный вид в разрезе пилона с его окружением), согласно варианту, корпус 30 содержит внутренний канал 32, образующий проход для воздушного потока, поступающего из внутренней части пилона 18 крепления реактивного двигателя.

В частности, внутренний поток в пилоне 18 крепления поступает, например, из холодной части внутренней системы кондиционирования воздуха реактивного двигателя.

Таким образом, наличие корпуса 30 используют для удаления этого потока, поступающего из пилона.

В частности, корпус 30 содержит стенку, наружная поверхность которой определяет наружную форму корпуса и внутренняя поверхность которой определяет внутренний канал удаления потока текучей среды.

Как показано на фиг.6, этот канал сообщается концом 32а с внутренней частью пилона 18 крепления реактивного двигателя и проходит в пилоне и вдоль корпуса, будучи направленным к его свободного концу 30b своим противоположным концом 32b.

В стенке корпуса в одном или нескольких местах этого корпуса выполнено одно или несколько сквозных отверстий, таких как отверстие 34, показанное в увеличенном виде в разрезе по линии А-А на фиг.7, чтобы обеспечивать удаление наружу потока, циркулирующего в канале.

На фиг.7 показан профиль 30с стенки несущего корпуса в сечении разреза, а также профиль этой стенки в основании корпуса, которое совпадает с его концом 30а.

Следует отметить, что отверстия можно выполнять вдоль стенки корпуса равномерно или не равномерно.

Их выполняют на стороне корпуса, противоположной стороне, обдуваемой косым потоком (сторона, обращенная вверх на фиг.3).

Отверстие или отверстия можно альтернативно выполнять на свободном конце 30b корпуса или вблизи этого конца.

Конец 32b канала сам по себе образует отверстие.

Следует отметить, что отверстия имеют проходное сечение, составляющее от 0,1 до 2 дм² в зависимости от летательного аппарата.

Следует также отметить, что можно объединить две возможности, а именно выполнять отверстия вдоль стенки корпуса и до его свободного конца.