整体气动布局飞机(专利RU 2440916 C1)
本发明涉及多模飞行器。 飞行器包括集成机身气动布局(1)与流入(2),侧翼控制台(3)被平滑地连接到所述机身(1),全动水平尾翼(4),全动竖直稳定器(5)。 机身的中间部分是扁平的,并且与一组空气动力学轮廓成纵向关系。 发动机位于发动机短舱(6)中,彼此水平分离,并且发动机的轴线在飞行方向上与飞机的对称平面成锐角定向。 流入量(2)包括受控车削部件(8)。 本发明旨在降低雷达可见度,增加高迎角时的机动性和超音速时的空气动力学质量。 9惠普 f-ly,4 il。
本发明涉及在多种飞行高度下以超音速和亚音速飞行速度操作的多模飞行器。 本发明的先发范围是多模式超机动飞行器,其具有超音速的巡航飞行和雷达范围内的低水平可见度。
创造一种能够在各种高度和飞行速度下执行任务的飞机,具有超级机动性能力,同时在雷达波长范围内几乎没有可见性,这是一项复杂的技术任务。
对于这种飞机的空气动力学布局,要求在亚音速和超音速飞行速度下最大化空气动力学质量(增加升力和减小阻力),并在超低飞行速度下提供可控性。 对于机身的外部形式是降低雷达可见度的要求。 所有这些要求都是矛盾的,创造满足这些要求的飞机代表了一定的妥协。
已知的飞机,被认为是最接近的模拟,它结合了多模超音速飞机的特点,具有超级机动性和低雷达能见度。 众所周知的飞机是根据正常平衡方案制造的,具有全旋转水平尾翼,在所有飞行模式中提供纵向航道(俯仰)中飞机的控制。 除了对飞机的控制之外,在纵向通道中,全转水平尾部用于通过超音速飞行模式上的差动偏转来控制飞行器。
梯形机翼具有后缘的负扫掠,这使得可以在根部中实现高的弦长度值,以在机翼的绝对厚度的高值处减小该区域中的机翼的相对厚度。 该解决方案旨在同时降低跨越和超音速飞行速度下的波阻抗,以及增加机翼油箱中的燃料储备。
机翼前缘的机械化由自适应旋转脚趾表示,用于增加亚音速巡航飞行中的空气动力学质量值,改善机翼在大迎角时的流动,以及改善机动特性。
提出了机翼后缘的机械化:
Flapperon,用于控制起飞和着陆模式下的提升力,以及通过跨越和超音速飞行模式控制飞机;
副驾驶用于控制起飞和降落时的飞机起降。
两个由垂直尾翼组成的控制台,由龙骨和方向舵组成,可在轨道和空气制动中提供稳定性和可控性。 轨道通道的控制由方向舵的同相偏转和空气制动提供 - 通过方向舵的不同偏转。 垂直尾翼的弦的平面以锐角从垂直方向偏转,这允许降低飞机在横向半球中的雷达可见度。
发动机进气口位于机身两侧。 进气口的进气平面在两个平面上倾斜,这允许在所有飞行模式中稳定的空气流到发动机,包括在大迎角下。
飞机发动机位于尾部,彼此靠近,当将进气口定位在机身侧面时,允许进气通道的弯曲形状。 由于通过进气道设计筛选发动机压缩机,该解决方案用于降低发动机的雷达可见性,并因此降低整个飞机在前半球的可见度。 在垂直平面上偏离,“平坦”喷气发动机喷嘴的百叶窗允许控制推力矢量,这反过来使得可以在低飞行速度下控制俯仰通道中的飞机,并且还提供超临界攻角下的俯冲力矩储备以及全转弯水平羽毛。 该解决方案提供了超级机动性的功能(洛克希德马丁公司F / A-22猛禽:隐形战斗机。杰伊米勒.2005)。
着名飞机的缺点如下:
- 由于发动机彼此靠近而不能产生足够的控制力矩,因此在低速飞行时无法控制侧倾和偏航的通道。
- 发动机彼此靠近的位置使得无法在机身中安排货舱;
- 进气通道的弯曲形状需要增加其长度,从而增加飞机的重量;
- 在发动机喷嘴控制系统发生故障的情况下,不可能确保飞机从超临界攻角“下降”;
- 使用带有方向舵的固定翼片需要增加所需的垂直尾翼面积,以确保超音速飞行模式下的行驶稳定性,这导致尾翼的重量增加,从而导致整个飞机的重量增加,以及阻力增加。
本发明所涉及的技术成果是创造一种具有低雷达可见度,高迎角时的超级机动性,超音速时的高空气动力学质量,同时在亚音速模式下保持高空气动力学质量的飞机,能够在内部隔间容纳大型货物。 。
该技术结果是通过飞机集成空气动力学布局实现的,包括机身,机翼,与机身平滑相关的控制台,水平和垂直尾翼,双发动机动力装置,机身设有位于发动机进气口入口上方的流入装置,包括受控转动部件,机身的中间部分是扁平的,并由一组空气动力学轮廓纵向形成,发动机短舱间隔开 水平方向的其他吨,并且发动机的轴线与飞行方向上的飞行器的对称平面成锐角定向。
此外,垂直尾部形成实心转弯,可能存在同相和差异偏差。
此外,全旋转垂直尾翼安装在位于机身侧梁上的挂架上,而发动机舱和空调热交换器的进气口位于挂架前部。
此外,水平尾部形成实心转弯,可能存在同相和差异偏差。
此外,发动机的喷嘴具有同相和差异偏差的可能性。
此外,发动机进气口位于机组舱后面的前机身侧面,而发动机进气口的下边缘位于机身旁路下方。
此外,发动机进气口的输入在两个平面上倾斜 - 相对于飞机的垂直纵向和横向平面。
另外,弦控制器的平面全转垂直尾部以垂直方向偏离垂直平面。
另外,流入的旋转部分的前缘,机翼控制台和水平尾部彼此平行。
另外,机翼的后边缘和水平尾部彼此平行。
附图说明本发明,其中在图1中示出了整体空气动力学布局的飞机 - 顶视图;
图.2 - 飞机集成空气动力学布局 - 侧视图;
图3 - 飞机集成空气动力学布局 - 前视图;
在图.4中 - 查看图2的A.
在提交的图纸上显示的位置:
1 - 机身,
2 - 机身的涌入,
3 - 机翼控制台,
4 - 一体式垂直尾部装配控制台(CSSC),
5 - 全转水平尾翼装置(CCTV),
6 - 发动机短舱,
7 - 发动机进气口,
8控制旋转部分机身的涌入,
9 - 翼袜,
10 - 副翼,
11 - 挡板,
12-pylon CVL,
13 - 用于空调系统的发动机舱和热交换器通风的进气口,
14 - 发动机旋转喷嘴,
15 - 发动机喷射旋转喷嘴片,
16 - 发动机旋转喷嘴的旋转轴
17 - 发动机旋转喷嘴的旋转平面。
飞机集成的空气动力结构是通过正常均衡电路形成的单翼和包括机身1涌入2,侧翼控制台3平滑地与机身1缀合物,全动水平尾翼(以下简称 - CSSC)4,所有移动垂直稳定剂(以下简称 - TSPVO 5,一种双发动机动力装置,其发动机位于6发动机舱内。 6发动机短舱彼此水平分离,发动机的轴线与飞行方向上的飞机对称平面成锐角。
2机身1位于发动机的7进气口上方,包括8的受控车削部件。 8 2重叠的转动部分是1机身中间扁平部分的前缘。
3机翼控制台与1机身平滑配合,配备前后边缘机械化,包括9旋转袜,10副翼和11挡板。
4 CPGO安装在1机身的侧尾梁上。 5 CCTV安装在连接12机身侧尾梁的1挂架上。 在12挂架的前部设有13进气口,用于清洗空调系统的发动机舱和热交换器。 在5挂架上安装12 CCTVR可以增加5 CCTVO轴支撑的肩部,从而减少飞机滑翔机机架动力元件的无功负荷,从而减轻重量。 5 CCTV支架肩部的增加是由于上支架位于12挂架内部,实际上可以增加支撑肩部(支架之间的距离)。 另外,吊架是12整流罩液压驱动TSPVO 5 4和CSSC,允许由机身外部液压致动器1增加荚果6之间货舱的去除。
输入入口7马达布置在所述前机身1的每一侧,用于机舱乘务员,旋转部分8涌入2和在两个平面倾斜的 - 相对于所述飞行器的垂直纵向和横向平面,其中,所述的进气口7引擎输入的下缘位于其下机身1 。
发动机配备有14旋转轴对称喷嘴,喷嘴在与飞机对称平面成一定角度的平面内旋转。 发动机的14喷嘴具有共模和差分偏差的可能性,通过偏转推力矢量来控制飞机。 方案取向14上fig.4显示旋转喷嘴在其上显示:部分15喷嘴14旋转式发动机,旋转式喷嘴16 14喷气发动机的旋转轴线和旋转17喷嘴14发动机的旋转平面。
该飞机在雷达波长范围内的能见度较低,并且由于具有超级机动性,因此可以在各种高度和飞行速度下执行任务。
在亚音速飞行速度提高空气动力效率通过形成中间部分的表面上实现1机身(除鼻子和尾部分)在纵向关系(在纵向部分)组翼型件和使用的铰链部分8涌入2,它允许包括表面1机身创造电梯。
的空气动力学效率在通过使用翼的与控制台3梯形形状在俯视与大后掠前缘,大限制来实现,根的弦长的一个大值和所述终端的弦长度的一小值亚音速飞行速度高电平。 这样的一组解决方案允许机翼的绝对高度的大值,尤其是在根部中,以实现机翼的相对厚度的小值,这减小了在跨飞行速度和超音速飞行速度下发生的阻力增加的值。
CSNO 4能够在纵向通道中控制具有共模偏差的飞行器,在横向通道中控制具有跨越和超音速飞行速度的差异偏差的能力。
5 CCTV可在所有飞行速度下提供稳定性和轨道控制,并提供空气制动。 5 CCTV控制台完全偏离,确保了超声速飞行速度下所需静态空间不足的稳定性。 当在轨道中发生大气扰动或阵风时,5 CCTV控制台在干扰扰动方向上的共模偏差发生。 该解决方案允许减小羽毛的面积,从而减小羽毛和整个飞机的质量和阻力。 轨道通道中的控制是通过5 CCTV的共模偏差和空气制动来实现的 - 具有CCTV 5的差分偏差。
机翼化用于控制升力和侧倾。 9机翼旋转袜用于增加临界迎角并在机翼周围提供无冲击流动,用于围绕起飞,着陆,机动和巡航亚音速飞行模式的极地飞行。 副翼10设计用于通过侧倾控制飞机,在起飞和着陆模式下具有差异偏差。 11 Flapperons设计用于在起飞和着陆模式下共模向下偏差的情况下控制升力的增量,并在差异偏差的情况下控制侧倾。
所述旋转部分流入8 2 1机身向下拒绝飞行器的质心,即在攻角飞行期间促进过大的力矩的产生上的潜水接近1度之前降低计划投影90机身的面积。 因此,在14喷射喷嘴控制系统失效的情况下,可以通过偏转发动机的推力矢量而在不使用飞机控制的情况下从超临界迎角的飞行模式切换到低攻角的飞行。 与此同时,8重叠的转弯部分2是2机身1重叠前沿的机械化。 当8的转弯部分在巡航飞行模式下向2偏转时,它执行的功能类似于9机翼袜的功能。
位于8转弯部分下方的侧进气口的使用确保了在所有空间位置的飞机的所有飞行模式下发动机的稳定运行,这是由于在高迎角和滑移时的入射流的对齐。
发动机在隔离的发动机舱6中的位置允许您在它们之间放置一个用于大货物的隔间。 为了阻止其中一个发动机发生故障时的展开时刻,它们的轴线与飞机的对称平面成锐角,使得运转发动机的推力矢量更接近飞机的质心。 发动机的这种布置连同使用旋转喷射喷嘴14,其在与飞行器的对称平面成锐角倾斜的平面中旋转,允许使用发动机的推力矢量 - 纵向,横向和轨道通道来控制飞行器。 利用旋转喷嘴14的共模偏差执行纵向通道中的控制,产生相对于飞行器质心的俯仰力矩。 通过14喷嘴的差动偏转控制飞机在侧通道中,同时产生侧倾力矩和横摆力矩,而侧倾力矩由空气动力控制装置(10副翼和11挡板)的偏转抵消。 利用旋转喷嘴14的差异偏差来执行横向通道中的飞行器的控制,从而相对于飞行器的质心产生滚动力矩。
通过一系列建设性技术措施降低飞机的雷达可见度,这些措施尤其包括机身线的形成,包括:
- 8 2溢流,3机翼控制台和4水平尾翼单元转动部分前缘的平行度; 3机翼控制台后缘和4水平尾翼单元的平行度,可以定位从飞机滑翔机的支承面反射的电磁波的峰值,从而降低方位角平面内的整体雷达平面能见度;
- 以一个角度与垂直平面(对称平面的平面中),这有助于电磁波照射在机体的与所述侧角在上和下半球的元件的反射的切线到机身的横截面,包括天篷,的轮廓的取向,从而降低雷达飞机在侧半球的能见度总体水平;
- 在两个平面锥形输入发动机的进气口 - 相对于垂直纵向和横向平面的平面允许以反映从正面和侧面的角度输入入口电磁波入射,从辐射源掉,从而降低了飞行器的整体水平雷达信号在这些角度。
索赔
1。 包括机身,机翼控制台,其平滑地与机身,水平和垂直稳定剂,双发动机推进系统,其特征在于,所述机身设置有位于所述入口到发动机的进气口和包括一个从动旋转部的上方流入缀合飞机集成的空气动力结构中,机身的中间部分形成通过一组空气动力学轮廓纵向平整并形成,发动机短舱彼此水平分离,并且发动机轴线 冷杉以一锐角的平面的对称平面中的飞行方向取向。
2。 根据权利要求1的飞行器,其特征在于,垂直尾翼组件完全转动,具有共模和差动偏转的可能性。
3。 所述根据飞机p.2,其特征在于,全动式垂直稳定地安装在位于机身的尾梁的侧吊架,与挂架的前部设置的进气口和发动机室吹调节系统的热交换器。
4。 根据条款1的飞行器,其特征在于,水平尾部完全转动,具有共模和差动偏转的可能性。
5。 根据权利要求1的飞行器,其特征在于,发动机的喷射喷嘴具有同相和差异偏差的可能性。
6。 根据权利要求1的飞行器,其特征在于,发动机的进气口位于乘员舱后面的前机身的侧面,而发动机的进气口的下边缘位于机身旁路的下方。
7。 根据权利要求1的飞行器,其特征在于,发动机的进气口倾斜地在两个平面内制成 - 相对于飞机的垂直纵向和横向平面。
8。 根据权利要求1所述的飞行器,其特征在于,全转垂直尾翼的控制台的弦的平面以锐角从垂直平面偏转。
9。 如权利要求1所述的飞行器,其特征在于,入口,翼形控制台和水平尾翼的旋转部分的前缘彼此平行。
10。 根据权利要求1的飞行器,其特征在于,机翼和水平尾翼的后边缘彼此平行。
联邦知识产权局(Rospatent)
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