Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
ВЫСОКОСКОРОСТНОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ
ВЫСОКОСКОРОСТНОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

ВЫСОКОСКОРОСТНОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к авиационной технике, а именно к движущимся с гиперзвуковыми или сверхзвуковыми скоростями летательным аппаратам с воздушно-реактивными двигателями. Целью изобретения является повышение эксплуатационных характеристик двигателя путем повышения сжатия потока перед воздухозаборником, и улучшение летно-технических характеристик летательного аппарата. Это достигается тем, что аэродинамической поверхности летательного аппарата, расположенной перед воздухозаборником, имеющей обычно поперечно-выпуклую или плоскую форму и стреловидные передние кромки, придается форма с поперечной вогнутостью, кривизна которой увеличивается в направлении потока. При обтекании такой поверхности сверхзвуковым потоком под углом атаки реализуется течение со сходящимися линиями тока и с повышением давления по потоку. Тем самым повышается степень сжатия струи, захватываемой воздухозаборником, повышаются эксплуатационные характеристики двигателя и соответственно летно-технические характеристики летательного аппарата. 2 з. п. ф-лы, 3 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2007332
Класс(ы) патента: B64C1/26
Номер заявки: 4916551/23
Дата подачи заявки: 05.03.1991
Дата публикации: 15.02.1994
Заявитель(и): Институт теоретической и прикладной механики СО РАН
Автор(ы): Гунько Ю.П.; Шашкин А.П.; Маркелов Г.Н.
Патентообладатель(и): Институт теоретической и прикладной механики СО РАН
Описание изобретения: Изобретение относится к авиационной технике, а именно к движущимся с гиперзвуковыми или сверхзвуковыми скоростями летательным аппаратам с воздушно-реактивными двигателями.
Для известных конфигураций сверхзвуковых летательных аппаратов типичной является аэродинамическая компоновка с расположением воздухозаборника двигателя под фюзеляжем или крылом, когда струя, захватываемая воздухозаборником, омывает или прилегает к находящейся под углом атаки нижней поверхности носовой части аппарата. В проектах гиперзвуковых летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями также обычными являются такие компоновки с фюзеляжем, выполненным в виде несущего корпуса, у которого носовая часть имеет стреловидную, в частности треугольную, форму в плане с поперечно-выпуклой или плоской нижней поверхностью. Под углом атаки на этих поверхностях линии тока являются расходящимися, т. е. имеет место боковое растекание, и сжатие сверхзвукового потока менее эффективно, например, по сравнению с плоским течением. Аналогичные поперечно-выпуклые или плоские аэродинамические поверхности перед воздухозаборником используются в проектах гиперзвуковых летательных аппаратов других компоновок с расположением двигателя сбоку или сверху несущего корпуса, а также под и над консолями крыла. Какие-либо попытки повышения эффективности сжатия сверхзвуковой струи, захватываемой воздухозаборником, путем придания специальной поперечной формы поверхности летательного аппарата, расположенной перед воздухозаборником, неизвестны.
Целью настоящего изобретения является повышение эффективности двигателя за счет повышения сжатия струи, захватываемой воздухозаборником, и соответственно улучшение характеристик летательного аппарата.
Сущность изобретения заключается в тех отличительных признаках, что расположенной, например, перед воздухозаборником аэродинамической поверхности летательного аппарата, вместо обычной поперечно-выпуклой или плоской формы, придается форма с поперечной вогнутостью, причем профиль поверхности в каждом поперечном сечении при этом может быть выполнен либо с постоянной кривизной, либо с переменной, но радиусы кривизны поперечного профиля как в том, так и в другом случае должны уменьшаться вдоль продольных образующих вниз по потоку.
При обтекании сверхзвуковым потоком под местным углом атаки такой вогнутой поверхности реализуется течение со сходящимися линиями тока и с повышением давления вниз по потоку по сравнению с поверхностью, не имеющей указанной поперечной вогнутости, причем получаемая степень сжатия зависит от степени уменьшения радиусов поперечной кривизны вдоль продольных образующих вниз по потоку. Тем самым повышается эффективность сжатия струи, захватываемой установленным ниже по потоку воздухозаборником, и достигается поставленная цель.
Профиль вогнутости с постоянной кривизной позволяет получать поверхности, более простые в изготовлении. Простейшую форму вогнутой поверхности с нужными свойствами представляет поверхность круглого конуса, которую можно назвать "обратной конической". Радиус кривизны этой поверхности в каждом поперечном сечении есть величина постоянная, но по отношению к набегающему потоку она должна быть сориентирована таким образом, чтобы вдоль сходящихся продольных прямолинейных образующих радиус кривизны уменьшался вниз по потоку. Профиль же вогнутости с переменной кривизной дает более сложные поверхности, но позволяет сформировать поле потока с желаемыми свойствами перед воздухозаборником.
Перечисленные признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от известных, не выявлены в других технических решениях при изучении данной области техники и, следовательно, являются новыми и имеют изобретательский уровень.
На фиг. 1 и 2 в ортогональных проекциях показан летательный аппарат, например, с нижней аэродинамической поверхностью перед воздухозаборником, имеющей поперечно-вогнутую форму; на фиг. 3 эта поверхность для наглядности показана в аксонометрической проекции.
Летательный аппарат содержит корпус (фюзеляж) 1 и воздухозаборник 2. Нижняя аэродинамическая поверхность 3 корпуса 1 перед воздухозаборником 2 имеет стреловидные передние кромки 4 и выполнена с вогнутым поперечным профилем 5. Показана простейшая форма вогнутой поверхности типа "обратного конуса". Радиус R этой поверхности в каждом поперечном сечении уменьшается при удалении от носка вниз по потоку вдоль продольных образующих 6 и изменяется от первоначального значения Rо до Rk < Rо в сечении перед воздухозаборником.
Вогнутую предлагаемым образом аэродинамическую поверхность перед воздухозаборником могут также иметь летательные аппараты других известных компоновок с расположением двигателя сбоку или сверху несущего корпуса, а также под и над крылом. Причем эта поверхность не обязательно должна быть носовой, она может быть образована перед воздухозаборником, но за аэродинамической поверхностью другой формы, так что в этом случае ее "передние кромки" будут сопрягаться с этой расположенной выше по потоку поверхностью. Для летательных аппаратов, имеющих указанные аэродинамические поверхности с поперечной вогнутостью, обтекаемые потоком под местным углом атаки, обеспечивается тот же самый эффект трехмерного сжатия. В случае расположения вогнутой предлагаемым образом поверхности на наветренной стороне летательного аппарата перед воздухозаборником, или не обязательно перед ним, дополнительное сжатие создает также дополнительную подъемную силу.
Параметры кривизны профиля вогнутой поверхности в поперечном сечении должны выбираться для летательного аппарата конкретного назначения в соответствии с заданным для него продольным профилем и с учетом его крейсерской скорости и других характеристик режимов полета.
Для подтверждения реализуемости положительного эффекта предлагаемых вогнутых аэродинамических поверхностей сжатия были проведены расчеты обтекания конфигураций с простейшей "обратной конической" формой этих поверхностей и с различными стреловидными передними кромками. Расчеты проводились численно с использованием уравнений газодинамики в частных производных Эйлера и показали при различных сврехзвуковых скоростях реализуемость режимов обтекания с эффектом сжатия, степень которого зависит от геометрических параметров конфигурации. (56) Техническая информация ОНТИ ЦАГИ, N 10 (1418), стр. 9, 1981 г.
Формула изобретения: 1. ВЫСОКОСКОРОСТНОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, содержащий профилированную аэродинамическую поверхность сжатия, выполненную, например перед воздухозаборником двигателя, отличающийся тем, что, с целью повышения эксплуатационных характеристик двигателя путем повышения сжатия потока перед воздухозаборником и улучшения летно-технических характеристик летательного аппарата, профилированная аэродинамическая поверхность выполнена с поперечной вогнутостью, причем радиусы кривизны профилей вогнутости уменьшаются в каждом поперечном сечении в направлении потока.
2. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что профиль поперечного сечения вогнутой поверхности выполнен с постоянным радиусом кривизны.
3. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что профиль поперечного сечения вогнутой поверхности выполнен с переменным радиусом кривизны.