хвостовая часть самолета крещишина и способ уменьшения завихрений воздушного потока

Формула изобретения

1. Хвостовая часть фюзеляжа самолета, выполненная в виде тонкостенной обечайки, сужающейся к заднему концу, присоединенная широкой кольцевой частью к переборке, с противоположной стороны которой размещена грузопассажирская кабина самолета, отличающаяся тем, что на хвостовой части обечайки выполнены отверстия и наклонный аэродинамический канал, первое отверстие выполнено в верхней хвостовой части обечайки и совмещено с верхней кромкой наклонного аэродинамического канала, нижняя кромка которого совмещена со вторым отверстием, выполненным в виде среза хвостовой части обечайки.

2. Хвостовая часть фюзеляжа по п.1, отличающаяся тем, что сопряжение первого отверстия в верхней хвостовой части обечайки и аэродинамического канала выполнено плавными скруглениями.

3. Хвостовая часть фюзеляжа по п.1, отличающаяся тем, что наклонный аэродинамический канал выполнен расширяющимся в направлении к хвостовой части обечайки.

4. Хвостовая часть фюзеляжа по п.1, отличающаяся тем, что верхняя хвостовая часть обечайки выполнена в виде крыла с несимметричным аэродинамическим профилем.

5. Способ уменьшения в полете завихрений воздушного потока за хвостовой частью фюзеляжа, содержащего наклонный аэродинамический канал, отличающийся тем, что часть завихренного воздушного потока с верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа всасывается во вход аэродинамического канала под действием разряжения воздуха за хвостовой частью фюзеляжа, стабилизируется и формируется в струю в аэродинамическом канале и упорядоченной струей выбрасывается в пространство за хвостовой частью фюзеляжа в завихрения воздушного потока.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике и применимо для улучшения аэродинамического качества самолетов классической схемы, в том числе, при их модернизации.

Фюзеляж транспортного самолета классической схемы выполнен в виде тела сигарообразной формы круглого сечения с удлинением (отношением длины к диаметру) от 9 до 14. Удобообтекаемая гладкая форма, круглое поперечное сечение и большое удлинение обеспечивают сравнительно небольшое лобовое сопротивление фюзеляжа в общем балансе аэродинамических сопротивлений самолета (около 25% от сопротивления самолета в крейсерском режиме). При углах атаки от 0° до 5° воздушный поток набегает на фюзеляж практически параллельно строительной горизонтали (предельной оси). Ламинарный пограничный слой у носовой части фюзеляжа постепенно переходит в турбулентный и стекает без срыва с хвостовой части фюзеляжа в виде завихрений воздушного потока. Такой режим обтекания фюзеляжа наблюдается в крейсерском полете самолета. Для обеспечения плавного течения воздушного потока в пограничном с фюзеляжем слое конец хвоста самолета заострен с плавно убывающим диаметром поперечного сечения к концу фюзеляжа. Для предотвращения касания хвостовой части фюзеляжа поверхности взлетно-посадочной полосы при взлете и посадке хвостовая часть фюзеляжа выполнена приподнятой над строительной горизонталью. У грузовых транспортных самолетов, имеющих отклоняющуюся рампу, хвостовая часть более плоская и более поднята, чем у пассажирских самолетов, что приводит к увеличению донного сопротивления фюзеляжа и ухудшению аэродинамических характеристик. Наклонная сужающаяся часть фюзеляжа, составляющая от 10% до 17% его длины, неудобна для размещения пассажиров и груза и, как правило, коммерчески не используется (см. информацию "Средний магистральный самолет ТУ-214. Казань. Казанское авиационное объединение им. С.П.Горбунова. 2000).

Разновидностью транспортных являются самолеты с хвостовым размещением от двух до трех двигателей. Два двигателя размещены симметрично относительно оси фюзеляжа в гондолах, соединенных с фюзеляжем пилонами. Этим обеспечивается максимальное снижение моментов рыскания и крена, возникающих при отказе любого двигателя. Так как турбины двигателей должны находиться для уменьшения шума за герметичным днищем пассажирской кабины, двигатели размещены на сужающейся части хвоста фюзеляжа. Утяжеление хвостовой части фюзеляжа двигателями приводит к сдвигу центра масс пустого самолета назад, вследствие чего крыло и шасси необходимо размещать ближе к оперению. Это увеличивает длину носовой части фюзеляжа, испытывающей большие изгибающие моменты, и затрудняет балансировку самолета. При загрузке самолета и заправке топливом центр масс сдвигается вперед. Тем самым создаются необходимые в полете запасы статической устойчивости. Четкая работа автоматики, ведающей выработкой топлива в полете, способствует сохранению положения центра масс в установленном интервале центровок (см. Т.И.Лигум и др. Аэродинамика самолета ТУ154Б. М.: Транспорт, 1985).

Технической задачей изобретения является уменьшение нерациональной длины и массы хвостовой части фюзеляжа, уменьшение аэродинамического сопротивления путем уменьшения завихрений воздушного потока за хвостом самолета, улучшение центровок и балансировки самолета.

Технический результат достигается путем отсоса пограничного слоя воздушного потока с наружных поверхностей спинки фюзеляжа через расширяющийся аэродинамический канал, соединяющий спинку фюзеляжа с наклонным срезом хвоста фюзеляжа.

На фиг.1 изображен хвост фюзеляжа, вид сбоку с разрезом по оси симметрии, на фиг.2 изображен хвост фюзеляжа, вид сверху, на фиг.3 изображен хвост фюзеляжа, вид снизу, причем хвостовое оперение условно не показано.

Хвостовая часть фюзеляжа самолета выполнена в виде тонкостенной обечайки 1, которая снабжена хвостовой частью 2, сужающейся к ее концу 3. Хвостовая часть 2 обечайки 1 присоединена широкой кольцевой частью к переборке 4, с противоположной стороны которой размещена грузопассажирская кабина самолета.

В хвостовой части 2 обечайки 1 выполнены отверстия и наклонный аэродинамический канал. Отверстие 5 выполнено в верхней хвостовой части обечайки 1 и совмещено с верхней кромкой аэродинамического канала 6, нижняя кромка которого совмещена с отверстием 7, которое выполнено в виде среза хвостовой части 2 обечайки 1.

Сопряжение аэродинамического канала 6 с отверстием 5 может быть выполнено плавными округлениями. Наклонный аэродинамический канал 6 может быть выполнен расширяющимся к отверстию 7. Верхняя хвостовая часть 2 обечайки 1 может быть выполнена в виде крыла 8 с несимметричным аэродинамическим профилем.

Движение самолета в полете вызывает разряжение воздушного потока вдоль сужающейся хвостовой части 2 и за ее концом 3, от чего воздух через отверстие 5 и наклонный аэродинамический канал 6 устремляется в пространство за хвостом фюзеляжа, создавая воздушный поток в аэродинамическом канале 6. В результате понижается давление воздуха над отверстием 5 и за отверстием 5 над хвостовой частью 2. Турбулентный поток над обечайкой 1 всасывается в аэродинамический канал 6, формируется и стабилизируется в нем и упорядоченной струей выбрасывается в пространство за хвостом фюзеляжа. Над крылом 8 создается понижение давления воздуха и дополнительная подъемная сила, а поток воздуха из аэродинамического канала 6 размывает и уменьшает завихрения воздушного потока за концом 3 хвостовой части обечайки 1, тем самым снижая сопротивление воздуха полету самолета.

Классический толстый и длинный хвост фюзеляжа заменен короткой и тонкой хвостовой частью 2.