Сверхзвуковые самолеты – B64C 30/00

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с двумя воздухозаборниками и мотогондолой, расположенной за углублением, которое ограничено расположенными последовательно друг за другом первой и второй парами плоских площадок. Плоские площадки каждой из пар развернуты друг относительно друга на тупые углы, ребра которых пропущены вблизи плоскости симметрии летательного аппарата. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока, подаваемого в воздухозаборники. 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиации и касается гиперзвуковых самолетов с газодинамической системой управления. Гиперзвуковой самолет содержит фюзеляж, консоли крыла, многодвигательный привод, два турбореактивных двигателя. Консоли крыла включают корневую, промежуточную и концевую секции, которые выполнены с крюком на концевой части и шарнирно соосно установлены в фюзеляже. Многодвигательный привод предназначен для изменения размаха крыла путем одновременного воздействия на концевые секции консолей крыла как силой рычага механизма, соединенного через винтовую передачу с валом электрического двигателя, установленного в продольной плоскости симметрии, так и моментом силы от вала соответствующего бокового электрического двигателя через планетарный редуктор. Турбореактивные двигатели выполнены с возможностью отбора газа в газодинамическую систему управления углом тангажа, крена и рысканья. Достигается уменьшение лобового сопротивления при полете с гиперзвуковой скоростью, повышение маневренности. 5 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам.

Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с мотогондолой и двумя воздухозаборниками, расположенными за углублением, которое ограничено первой площадкой, выполненной плоской, и парой вторых площадок, размещенных между первой площадкой и воздухозаборниками силовой установки. Вторые площадки соединены под углом друг с другом вдоль ребра, пропущенного вблизи плоскости симметрии летательного аппарата. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока, подаваемого в воздухозаборники. 10 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам.

Летательный аппарат содержит фюзеляж, хвостовая часть которого снабжена двумя плоскими площадками, размещенными последовательно друг за другом перед воздухозаборниками силовой установки и развернутыми друг относительно друга на тупой угол. Плоские площадки хвостовой части фюзеляжа соединены с обшивкой под углом друг к другу без плавного перехода. Ширина второй плоской площадки перед воздухозаборниками силовой установки выбрана превышающей ширину среза воздухозаборников. Вторая плоская площадка продлена по обе стороны внешних боковых стенок мотогондолы за срез воздухозаборников. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока в воздухозаборниках. 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Гиперзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с соплом, расположенным под нижней панелью хвостовой части фюзеляжа, крыло, киль и воздухозаборник, расположенный под фюзеляжем в его хвостовой части снизу. В носовой части летательного аппарата смонтированы выдвижные плоскости на роликах для выхода по желобу из фюзеляжа, которые компенсируют неблагоприятный момент, возникающий вследствие взаимодействия струи газа из сопла двигателя. Изобретение направлено на улучшение продольной балансировки. 8 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к реактивному двигателю летательного аппарата. Реактивный двигатель включает в себя обтекатель воздухозаборника, содержащий две раздельных в целом трубчатых секции. Секции включают в себя первую подвижную вперед секцию воздухозаборника и секцию, прикрепленную к конструкции двигателя. Между первой и второй секциями имеется зазор, причем зазор выполнен с возможностью обеспечения функции перепускания, когда секции находятся в непосредственной близости друг к другу, и функцию добавочного воздуха малой скорости, когда секции разделены более широким воздушным зазором. Технический результат заключается в улучшенном регулировании давления воздуха в реактивном двигателе летательного аппарата. 14 з.п. ф-лы, 18 ил.

Конструкция околозвукового и сверхзвукового крыла с ламинарным обтеканием летательного аппарата включает гибридный плоский разрезной закрылок, связанный с крылом и содержащий плоский закрылок, отклоняемый вниз под первым углом, и разрезной закрылок, отклоняемый вниз под вторым углом, который превышает первый угол. Конструкция может включать наплыв, тянущийся впереди внутренней протяженности крыла, скошенную законцовку крыла, обратный зализ на сопряжении наплыва или фюзеляжа с передней кромкой крыла, внутренний предкрылок, тянущийся приблизительно на 15% от размаха консоли крыла, и гибридный плоский разрезной закрылок, расположенный на задней кромке крыла. Изобретение направлено на уменьшение положительного градиента давления на задней кромке верхней поверхности закрылка. 16 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздухозаборников сверхзвуковых пассажирских самолетов. В первом варианте исполнения летательный аппарат (ЛА) содержит крыло, фюзеляж, по меньшей мере, один воздушно-реактивный двигатель (ВРД), расположенный в хвостовой части фюзеляжа. Воздухозаборник указанного ВРД имеет два канала, один из которых расположен с верхней стороны, а другой с нижней стороны носовой части фюзеляжа. Во втором варианте ЛА содержит два ВРД, расположенных в хвостовой части фюзеляжа один над другим в плоскости симметрии ЛА. Воздухозаборник верхнего ВРД расположен с верхней стороны носовой части фюзеляжа, а воздухозаборник нижнего ВРД расположен с нижней стороны носовой части фюзеляжа. Функцию генератора скачков уплотнения в вышеуказанных сверхзвуковых воздухозаборниках выполняет носовая часть фюзеляжа, выполненная в виде горизонтального многоступенчатого клина. В третьем варианте выполнения ЛА содержит, но меньшей мере, один ВРД, размещенный в мотогондоле, расположенной с нижней стороны крыла. Фюзеляж ЛА прикреплен к крылу посредством указанной мотогондолы. ВРД имеют воздухозаборники, в которых в качестве генераторов скачков уплотнения использован общий вертикальный клин. Достигается возможность создания сверхзвуковых административных самолетов. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. Конструктивно-силовая схема фюзеляжа включает поперечные и продольные силовые элементы, представленные соответственно фюзеляжными шпангоутами (17-25) и продольными стенками (26-29). Набор продольных стенок (26-29) проходит через всю среднюю (3) и хвостовую (5) части фюзеляжа. Центроплан (12) организован в плоскости максимальных строительных высот крыла и образован шпангоутами (17-25). В нижней части фюзеляжа выполнены крупногабаритные продольные вырезы для грузовых отсеков (10) и (14). Конструктивно-силовая схема вырезов включает продольные стенки 26, соединенные со шпангоутами центроплана (12). Изобретение направлено на перераспределение возникающих в силовых элементах напряжений от внешних нагрузок за счет рационального расположения силовых элементов каркаса планера. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области проведения профилактических мероприятий, касающихся снежных лавин, в частности к искусственному вызову сброса лавин в заданное время. Способ вызова сброса снежных лавин звуковыми ударами, создаваемыми при пролете ЛА со сверхзвуковой скоростью в районе расположения заранее выбранной цели, включает наблюдение и прицеливание летчика через визир индикатора на лобовом стекле на подстилающую поверхность земли. При помощи вычислителя траектории полета самолета строится расчетная траектория полета по логарифмической спирали. Для фокусирования звукового удара над участком выбранной цели обеспечивается движение ЛА по траектории полета с точностью до 1-2 м относительно расчетной траектории виража-спирали. Для вызова схода лавины формируют пространственную структуру N-образной волны давления. Каждый участок снежной лавины поочередно за время, равное периоду N-образной волны давления, сначала нагружается положительным импульсом волны, а затем отрицательным импульсом. Достигается повышение эффективности схода снежных лавин с помощью звуковых ударов путем инициирования звуковой волны, создаваемой самолетом. 4 ил.

Изобретение относится к системе воздухозаборника двигателя сверхзвукового летательного аппарата. Конструкция воздухозаборника содержит скос воздухозаборника и кромку обтекателя. Кромка и скос сконфигурированы для создания первого косого скачка уплотнения (СУ), который тянется наружу от передней части скоса, чтобы проходить впереди кромки, и замыкающего СУ, который тянется наружу от задней части скоса до области непосредственно впереди кромки или до самой кромки. Скос содержит первую часть относительно небольшой вогнутости, сконфигурированную для создания системы начального СУ, который тянется от первой части впереди кромки и в пределах траектории потока воздуха через конструкцию воздухозаборника. Вторая промежуточная часть скоса является прямой и сконфигурирована для создания потока с постоянным числом Маха. За второй частью следует в направлении потока третья часть относительно неглубокой вогнутости, сконфигурированная для создания системы дополнительного косого СУ. Дополнительный косой СУ тянется от третьей части так, что система пересекает упомянутый замыкающий СУ в положении в пределах входящего воздуха, захваченного между системой скоса и кромкой. Четвертая часть относительно прямая и сконфигурирована для создания потока с постоянным числом Маха, связанного с воздухом, протекающим через среднюю часть воздухозаборника. Пятая часть обеспечивает начальный поворот потока к двигателю перед замыкающим СУ. Система воздухозаборника выполнена для создания системы сжатия СУ и распределения полного давления, которое является намеренно неравномерным по любой осевой плоскости, расположенной сзади от замыкающего скачка уплотнения. Достигается эффективная работа в широком диапазоне режимов от низких скоростей на взлете до высокоскоростного крейсерского полета. 14 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники. Многоцелевой сверхзвуковой конвертируемый самолет имеет планер с плавным сопряжением низкорасположенного крыла W-образной формы в плане и фюзеляжа, силовую установку, крыльевые гондолы, трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой и главными опорами. Самолет выполнен по аэродинамической схеме «утка» с тремя поверхностями управления тангажом: передним горизонтальным оперением, флапперонами средней части крыла и цельноповоротными щитками. Силовая установка включает основной и два вспомогательных турбореактивных двухконтурных двигателя. Крыло выполнено изменяемой геометрии. Планер снабжен кормовым и крыльевыми щитками, выполнен с близко расположенным передним горизонтальным оперением и цельноповоротными щитками, расположенными по внешним бортам двух хвостовых балок для торможения, каждая из которых снабжена сверху килем хвостового оперения. Фюзеляж имеет ромбовидную форму поперечного сечения, выполнен с усеченным V-образным низом, оснащен для основного двигателя подфюзеляжным плоским воздухозаборником. Крыло имеет наплывы U-образной формы в плане со стреловидными обтекателями, образующими кессон с узлами навеса трех поверхностей управления тангажем, среднюю часть с флапперонами до крыльевых гондол и отклоняемые стреловидные концевые части, смонтированные на гондолах. Верхние поверхности трапециевидных в плане кормового и крыльевых щитков покрыты теплостойким материалом, поглощающим тепло, и расположены на конце соответствующей гондолы в продолжение нижней части с возможностью уменьшения инфракрасного излучения. Изобретение направлено на повышение аэродинамической эффективности и дальности полета. 2 ил.

Самолет содержит фюзеляж, в котором средняя часть (2) плавно сопряжена со стреловидными консолями крыла (3), головной частью (1) и хвостовой частью (6), где расположены цельноповоротное вертикальное оперение (4) и цельноповоротное горизонтальное оперение (5). В головной части (1) фюзеляжа расположен фонарь (10). Фюзеляж имеет увеличенную ширину в поперечном сечении и набран из аэродинамических профилей, высота которых позволяет поместить основной грузовой отсек в фюзеляже между воздухозаборниками. Изобретение направлено на равномерное распределение воздушной нагрузки и увеличение несущих свойств фюзеляжа. 10 ил.

Изобретение относится к самолетостроению, в частности к конструкции самолетов истребительной авиации. Истребитель имеет фюзеляж, состоящий из носового и хвостового модулей. Диаметр хвостового модуля значительно больше диаметра носового модуля. При стыковке модулей торцами носовой модуль частично входит в полость хвостового модуля с образованием между модулями кольцевого воздухозаборника. Технический результат изобретения состоит в разработке истребителя модульной конструкции, которая делает планер истребителя более компактным и обтекаемым. 2 ил.

Изобретение относится к административным самолетам большой дальности. Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло, вертикальное оперение, шасси и силовую установку, состоящую из двигателей, сверхзвуковых воздухозаборников и сопел. Передняя часть фюзеляжа выполнена с уплощенным носовым обтекателем, который плавно сопрягается с кабиной пилотов и пассажирским салоном с круговыми сечениями. Передняя кромка корневой секции крыла выполнена закругленной и плавно сопрягается с фюзеляжем. Задняя кромка корневой секции крыла выполнена с изломом. На конце выступающей за вертикальное оперение части выполнен руль высоты, который объединен с горизонтальным оперением. Крыло выполнено с углом поперечного V. Сверхзвуковые воздухозаборники размещены над верхней поверхностью крыла по бокам фюзеляжа, а перед воздухозаборниками крыло и фюзеляж выполнены с поджатием. Перед воздухозаборниками выполнены перфорированные участки для забора пограничного слоя. Сверхзвуковые воздухозаборники содержат механизм управляемого перепуска воздуха из канала слива пограничного слоя в канал воздуховода к двигателю. Критическое сечение сверхзвукового сопла расположено над верхней поверхностью фюзеляжа между двумя килями вертикального оперения. Плоское сопло выполнено с поворотной верхней створкой. Хвостовая часть фюзеляжа плавно переходит в плоскую в поперечном направлении поверхность и заканчивается рулем высоты. Хвостовой руль высоты содержит механизм смещения его вниз на взлетно-посадочных режимах. Перед рулем высоты на верхней поверхности фюзеляжа расположена поворотная панель реверса, под которой расположены каналы для нижних струй реверса. Изобретение направлено на минимизацию воздействия на экологию при достижении высоких характеристик в крейсерском полете. 5 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиации, конкретно к боевым самолетам. Гиперзвуковой самолет содержит фюзеляж, носовую коническую часть, крылья, стабилизаторы, топливные баки, ракетную двигательную установку и трубопроводы подвода компонентов топлива к ней. На верхней части фюзеляжа вдоль его продольной оси установлен боевой лазер авиационного базирования. Ракетная двигательная установка установлена в задней части фюзеляжа и содержит турбонасосный агрегат с установленными на валу крыльчатками окислителя и горючего, турбиной, пусковой турбиной и соосно установленным газогенератором, две камеры сгорания и плоское центральное тело между ними. Турбонасосный агрегат и боевой лазер авиационного базирования соединены трубопроводом отбора газа, содержащим регулятор расхода газа. Предложенный гиперзвуковой самолет характеризуется улучшенными боевыми качествами. 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, а именно к устройствам снижения звукового удара самолета. На нижней поверхности затупленной носовой части фюзеляжа, в области формирования промежуточной (висячей) ударной волны, на участке поверхности, в поперечном секторе с углом не менее 90° с проницаемой перфорацией организуют поперек набегающего потока выдув под давлением криогенной жидкости. В качестве криогенной жидкости используют жидкий азот либо криогенное топливо двигателей самолета. Самолет содержит фюзеляж с затупленной носовой частью и участком поверхности с проницаемой перфорацией. Носовая часть фюзеляжа выполнена в форме степенного тела вращения. Поверхность тела вращения гладко сопряжена с поверхностью сферического затупления, величина радиуса затупления выбрана из условия обеспечения сопротивления носовой части не более исходного степенного тела вращения равного удлинения . Участок поверхности с проницаемой перфорацией размещен в области формирования висячего скачка давления на нижней поверхности, в поперечном секторе с углом не менее 90°, и термоизолирован по периметру от смежных поверхностей фюзеляжа, причем степень перфорации поверхности на участке уменьшается вниз по потоку. Достигается существенное снижение уровня звукового удара практически без увеличения аэродинамического сопротивления самолета. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, а именно к пассажирским сверхзвуковым самолетам, к самолетам с обратной стреловидностью крыла и к пассажирским самолетам, имеющим аварийно-спасательные модули. Самолет содержит фюзеляж, шасси, два крыла с элеронами, силовую установку, включающую четыре подъемно-маршевых турбореактивных двигателя, каждый из которых прикреплен к крылу самолета снизу соплом назад. Каждое крыло прикреплено к фюзеляжу с возможностью поворота относительно оси фюзеляжа, горизонтально на угол 53° градуса. Самолет содержит переднее горизонтальное оперение с возможностью поворота по горизонтали параллельно относительно оси фюзеляжа, а также содержит горизонтальное и вертикальное оперение. Фюзеляж включает пассажирские аварийно-спасательные катапультирующиеся модули, а также кабину пилотов с катапультирующимися креслами. Достигается повышение надежности и безопасности для пассажиров в процессе полета, при спуске в аварийно-спасательных модулях, уменьшение расхода топлива при взлете и посадке. 4 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к области акустической техники и авиации, а именно к полетам самолетов со сверхзвуковыми скоростями. Способ характеризуется перераспределением возмущенного давления в носовую часть самолета за счет дополнительного переднего крыла. Площадь переднего крыла задают в диапазоне от 10 до 40% от суммарной площади переднего и заднего крыльев. Определяют расстояние между бортовыми хордами переднего и заднего крыльев по формулам, которые включают расстояние от конца бортовой хорды переднего крыла до начала бортовой хорды заднего крыла, длину корпуса самолета, относительную длину бортовой хорды переднего крыла и длину бортовой хорды переднего крыла. Изобретение направлено на снижение уровня звукового удара без снижения аэродинамического качества самолета. 11 ил.

Изобретение относится к области ракетной и космической техники. Преимущественная область использования - маневрирующие гиперзвуковые летательные аппараты длительного атмосферного планирования. Предложенный способ управления полетом гиперзвукового летательного аппарата основан на полетной информации о температуре поверхности. При движении аппарата в плотных слоях атмосферы нагревается поверхность теплозащитного покрытия и информация, поступающая от температурных датчиков, в блоке цифровой вычислительной машины сравнивается с информацией из блока задания траектории. По результатам сравнения выдается команда на исполнительные устройства для изменения траектории. Способ обеспечивает повышение маневренности летательного аппарата, повышение точности приземления, а также снижение массы теплозащиты летательного аппарата за счет коррекции траектории по менее напряженным тепловым участкам. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации. Самолет-истребитель содержит фюзеляж, шасси, два крыла, силовую установку, включающую два подъемно-маршевых турбореактивных двигателя, каждый из которых прикреплен к крылу горизонтального хвостового оперения снизу соплом назад. Каждое крыло прикреплено к фюзеляжу самолета-истребителя и состоит из подвижных секций с возможностью вдвигаться внутрь фюзеляжа горизонтально относительно оси, расположенной параллельно продольной оси фюзеляжа самолета-истребителя. Самолет-истребитель содержит переднее горизонтальное оперение с возможностью поворота по горизонтали параллельно относительно оси фюзеляжа, горизонтальное оперение, выполняющее роль крыла и включающее элероны, и вертикальное оперение, а также кабину пилота с катапультирующимся креслом. Изобретение направлено на повышение устойчивости полета. 1 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретения относятся к области авиации. В вариантах выполнения самолет может содержать заднюю часть корпуса, интегрированную с треугольным крылом и сужающимся назад фюзеляжем, для обеспечения плавного распределения площади спереди назад. Силовая установка, содержащая двигатель, воздухозаборник и реактивное сопло, может быть интегрирована в заднюю часть корпуса для частично скрытого расположения позади крыла. В одном варианте выполнения вход воздухозаборника может быть расположен под крылом, а выход сопла может быть расположен на или над крылом. S-образный впускной канал может доставлять воздух к установленному сзади интегрированному двигателю. Самолет может содержать установленные сзади рули высоты, установленные на крыле элевоны и установленное спереди переднее оперение для управления тангажом. Конструкция самолета может быть модульной для использования преимуществ общих признаков между околозвуковой и сверхзвуковой структурами. Предложен также способ изготовления самолета. Технический результат - уменьшение лобового сопротивления. 6 н. и 54 з.п. ф-лы, 47 ил.

Изобретение относится к авиации и касается технологии управления обтеканием воздушным потоком сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА). При этом способе через установленную перед носовой частью ЛА полую аэродинамическую иглу выпускают под давлением рабочее тело из продольного канала иглы наружу в виде отдельных струй и образуют при вершине иглы аэродинамический конус. Используют рабочее тело, имеющее при нормальных условиях плотность не менее 0,06 г/см³, выпускают струи рабочего тела из иглы со скоростью истечения