летательный аппарат, имеющий лямбда-образную коробчатую конфигурацию крыла

Формула изобретения

1. Летательный аппарат, содержащий фюзеляж (1), силовую установку (5), первую пару аэродинамических поверхностей (2) с прямой стреловидностью, присоединенных к верхней передней части фюзеляжа (1), вторую пару аэродинамических поверхностей (3) с обратной стреловидностью, присоединенных к нижней задней части фюзеляжа (1) в точке упомянутого фюзеляжа (1) за присоединением аэродинамических поверхностей (2) с прямой стреловидностью, и третью пару по существу вертикальных аэродинамических поверхностей (4),

отличающийся тем, что

законцовки аэродинамических поверхностей (3) с обратной стреловидностью присоединены к нижней стороне аэродинамических поверхностей (2) с прямой стреловидностью в промежуточной точке размаха упомянутых аэродинамических поверхностей (2) с прямой стреловидностью посредством по существу вертикальных аэродинамических поверхностей (4), причем аэродинамические поверхности (2) с прямой стреловидностью имеют более высокое относительное удлинение, чем у аэродинамических поверхностей (3) с обратной стреловидностью, что заставляет аэродинамические поверхности (2) с прямой стреловидностью иметь пониженное наведенное сопротивление без ухудшения их веса, в то время как их максимальный изгибающий момент снижается вследствие конструктивной опоры, которую аэродинамические поверхности (3) с обратной стреловидностью предоставляют аэродинамическим поверхностям (2) с прямой стреловидностью через вертикальные аэродинамические поверхности (4), и тем, что он также содержит систему (6) шасси, содержащую по меньшей мере одну стойку, присоединенную к нижнему участку носовой части фюзеляжа (1), и две стойки, присоединенные к нижней стороне аэродинамических поверхностей (3) с обратной стреловидностью, по меньшей мере две стойки нижней стороны аэродинамических поверхностей (3) с обратной стреловидностью и силовая установка (5) являются присоединенными к одному и тому же конструктивному лонжерону (11) аэродинамических поверхностей (3) с обратной стреловидностью, так что инерционные нагрузки, вводимые силовой установкой (5) в случаях приземления с большими вертикальными ускорениями, передаются на стойки шасси через кратчайший возможный путь нагружения в пределах планера, насколько позволено требованиями к разнесению стоек шасси и установке двигателей.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что аэродинамические поверхности (2) с прямой стреловидностью и аэродинамические поверхности (3) с обратной стреловидностью имеют углы стреловидности, чтобы обеспечивать горизонтальное разнесение между упомянутыми аэродинамическими поверхностями (2) с прямой стреловидностью и аэродинамическими поверхностями (3) с обратной стреловидностью, это разнесение снижает сжимаемое сопротивление при полете летательного аппарата на высоких скоростях вследствие аэродинамического взаимодействия аэродинамических поверхностей (2, 3).

3. Летательный аппарат согласно любому из пп.1-2, отличающийся тем, что горизонтальный вынос аэродинамических поверхностей (2) с прямой стреловидностью и аэродинамических поверхностей (3) с обратной стреловидностью обеспечивает достаточную продольную устойчивость и управление летательному аппарату без необходимости в горизонтальном стабилизаторе.

4. Летательный аппарат согласно любому из пп.1-2, отличающийся тем, что центр подъемной силы аэродинамических поверхностей (2) с прямой стреловидностью расположен впереди от центра тяжести летательного аппарата, центр подъемной силы аэродинамических поверхностей (3) с обратной стреловидностью является расположенным позади центра тяжести летательного аппарата, эта конфигурация помогает придавать статическую устойчивость летательному аппарату.

5. Летательный аппарат по любому из пп.1-2, отличающийся тем, что силовая установка (5) расположена на верхней стороне аэродинамических поверхностей (3) с обратной стреловидностью таким образом, что шум, излучаемый вниз выхлопными газами силовой установки (5), отсекается упомянутыми аэродинамическими поверхностями (3) с обратной стреловидностью, которые действуют в качестве шумоизолирующих экранов, уменьшающих воспринимаемый шум на земле во время полета летательного аппарата.

6. Летательный аппарат по п.5, отличающийся тем, что шум, излучаемый выхлопными газами силовой установки (5) и испускаемый вниз под углом (20), заключенным между 30 ^o и 70°, этот угол (20) измеряется от оси симметрии выхлопного сопла (12), пересекает верхнюю сторону аэродинамических поверхностей (3) с обратной стреловидностью, которые тем самым действуют в качестве шумоизолирующих экранов.

7. Летательный аппарат согласно любому из пп.1-2, отличающийся тем, что силовая установка (5) содержит по меньшей мере два двигателя (5) турбореактивного, турбовентиляторного, турбовинтового или бестуннельно-вентиляторного типа.

8. Летательный аппарат по любому из пп.1-2, отличающийся тем, что аэродинамические поверхности (2) с прямой стреловидностью содержат поверхности (10) управления, расположенные на внутреннем участке упомянутых аэродинамических поверхностей (2) с прямой стреловидностью и прилегающие к фюзеляжу (1), так, что эти поверхности (10) управления способны отклоняться вниз, для того чтобы создавать момент кабрирования во время взлетного разбега, чтобы содействовать повороту летательного аппарата для отрыва от земли.

9. Летательный аппарат по любому из пп.1-2, отличающийся тем, что аэродинамические поверхности (3) с обратной стреловидностью содержат поверхности (9) управления, расположенные на внутреннем участке упомянутых аэродинамических поверхностей (3) с обратной стреловидностью, прилегающем к фюзеляжу (1), эти поверхности (9) управления выполнены с возможностью отклоняться вверх, для того чтобы создавать момент кабрирования во время взлетного разбега, чтобы содействовать повороту летательного аппарата для отрыва от земли.

10. Летательный аппарат согласно любому из пп.1-2, отличающийся тем, что аэродинамические поверхности (3) с обратной стреловидностью обеспечивают аэродинамические силы в направлении вверх во время крейсерского участка полета летательного аппарата.

11. Летательный аппарат согласно любому из пп.1-2, отличающийся тем, что аэродинамические поверхности (2) с прямой стреловидностью содержат поверхности (8) управления задней кромки, которые обеспечивают управление по крену летательному аппарату.

12. Летательный аппарат согласно любому из пп.1-2, отличающийся тем, что он также содержит выдвижной пассажирский трап (16), расположенный в задней нижней части фюзеляжа (1), чтобы предоставлять возможность доступа внутрь летательного аппарата без помощи наземного оборудования.

13. Летательный аппарат по любому из пп.1-2, отличающийся тем, что он также содержит пару аэродинамических поверхностей (14), присоединенных к задней части фюзеляжа (1), упомянутые аэродинамические поверхности (14) обеспечивают дополнительную статическую продольную устойчивость и, к тому же, продольное управление летательному аппарату, будучи выполненными с возможностью поворачиваться вокруг оси, перпендикулярной плоскости симметрии упомянутого летательного аппарата.

14. Летательный аппарат по любому из пп.1-2, отличающийся тем, что он также содержит пару аэродинамических поверхностей (15), присоединенных к передней части фюзеляжа (1), упомянутые аэродинамические поверхности (15) обеспечивают дополнительную статическую продольную устойчивость и, к тому же, продольное управление летательному аппарату, будучи выполненными с возможностью поворачиваться вокруг оси, перпендикулярной плоскости симметрии упомянутого летательного аппарата.

Описание изобретения к патенту

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к летательному аппарату, имеющему компоновку крыла, определяющую коробчатый или замкнутый каркас, который снижает наведенное подъемной силой сопротивление и который обеспечивает улучшенную конструктивную эффективность летательного аппарата, а также снижение воспринимаемого шума двигателей на земле.

Уровень техники

Экономическая эффективность является важным соображением в области техники конструирования летательных аппаратов. В последнее время воздействие на окружающую среду летательного аппарата также стало важным фактором, учитываемым в процессе конструирования. Вообще, может утверждаться, что как экономическая, так и относящаяся к окружающей среде эффективность улучшаются, когда летательный аппарат имеет низкое потребление топлива. Осуществляющими основной вклад в снижение потребления топлива летательным аппаратом факторами являются: более низкое аэродинамическое сопротивление, более низкий вес конструкции и более высокий коэффициент полезного действия движителя.

Аэродинамическое сопротивление летательного аппарата понимается как энергия на единичную длину, которую летательный аппарат передает воздуху, в котором он перемещается, и, фактически, как сила, оказывающая сопротивление перемещению летательного аппарата, которую сила тяги, выдаваемая силовой установкой, должна уравнивать в установившемся и горизонтальном полете.

Различные физические явления вносят вклад в формирование аэродинамического сопротивления, дающее начало различным формам сопротивления, анализируемым в процессе конструирования летательного аппарата, главным образом:

- Сопротивление трения, порождаемое передачей кинетической энергии приповерхностному слою или воздуху, который окружает обшивку летательного аппарата и который становится попутным воздушным потоком турбулентного воздуха, который летательный аппарат оставляет сзади. Сопротивление трения возрастает с квадратом скорости и пропорционально смоченной площади, которая является площадью поверхности обшивки летательного аппарата, подвергающейся воздействию наружного воздушного потока. Для того чтобы уменьшать сопротивление трения, желательно уменьшать смоченную площадь летательного аппарата.

- Наведенное сопротивление или наведенное подъемной силой сопротивление является силой лобового сопротивления, которая возникает всякий раз, когда перемещение объекта конечного размера изменяет направление воздушного потока, набегающего на него. Эта сила лобового сопротивления типично возникает на летательном аппарате благодаря крыльям, перенаправляющим набегающий воздух вниз для создания подъемной силы. При других параметрах, остающихся прежними, по мере того, как угол атаки летательного аппарата возрастает, наведенное сопротивление также возрастает.

Подъемная сила летательного аппарата создается ускорением воздушного потока над верхней поверхностью крыла, в связи с этим создающего перепад давлений между воздухом, протекающим по верхней и нижней поверхностям крыла. На крыле конечного размаха некоторая часть воздуха перетекает вокруг законцовки крыла с нижней поверхности на верхнюю поверхность, создавая завихрения законцовки крыла, которые тянутся позади крыльев летательного аппарата. Кинетическая энергия, поглощаемая вихрями законцовки крыла, в конечном счете, извлекается из силовой установки летательного аппарата, а потому является разновидностью сопротивления. Эти вихри законцовки крыла также видоизменяют воздушный поток вокруг крыла по сравнению с крылом бесконечного размаха, снижая эффективность крыла для вырабатывания подъемной силы, таким образом требуя более высокого угла атаки для компенсации и наклона суммарной аэродинамической силы назад. Наведенное сопротивление на аэродинамических поверхностях пропорционально квадрату скорости воздуха, то есть если скорость летательного аппарата возрастает, наведенное сопротивление на аэродинамических поверхностях уменьшается по мере того, как возрастает полная масса воздуха, отраженного крылом за единичное время.

С одной стороны, наведенное сопротивление зависит от формы крыла в плане, а с другой стороны, от скорости летательного аппарата. Крыло с высоким относительным удлинением, например крыло, которое является длинным и узким, создает меньшее наведенное сопротивление. Однако в этих длинных и узких крыльях подъемные силы создают большие консольные нагрузки, а потому большие изгибающие моменты, особенно в корневых частях крыльев, которые ведут к повышенному конструктивному весу крыла и летательного аппарата.

Повышенный вес узких крыльев в юности авиации приводил к летательному аппарату, содержащему многочисленные аэродинамические поверхности, усиленные подкосами и тросами, являющемуся обычной конструкцией биплана. По мере того как новые материалы становились имеющимися в распоряжении, конструкция летательного аппарата разрабатывалась в конфигурацию моноплана с относительными удлинениями крыльев порядка 10 в качестве компромисса между низким наведенным сопротивлением и приемлемым весом конструкции.

- Волновое или сжимаемое сопротивление. Современный высокоскоростной летательный аппарат осуществляет крейсерский полет на скоростях, близких к скорости звука, на приблизительно 0,8 махах, то есть восьми десятых скорости звука. На этих высоких скоростях воздушный поток ускоряется формой аэродинамической поверхности, которая может приводить к локальным скоростям потока, очень близким к или выше скорости звука, которые, в свою очередь, создают потерю кинетической энергии, обусловленную необратимыми эффектами при сжатии и расширении воздуха. Это еще одна разновидность аэродинамического сопротивления, особенного у полета на скоростях, близких или более высоких, чем скорость звука, известная как волновое или сжимаемое сопротивление, обусловленное сжимаемыми эффектами. Начиная с середины 20-го столетия было хорошо известно, что волновое сопротивление может значительно снижаться конструированием крыльев с прямой стреловидностью, так что локальный воздушный поток проходит вокруг аэродинамической поверхности кажущейся толщины, уменьшенной на косинус угла прямой стреловидности, тогда как конструктивно крыло ведет себя, как имеющее свою реальную толщину.

Так как летательный аппарат должен выдавать достаточную аэродинамическую подъемную силу, чтобы поддерживать свой вес в установившемся полете, ясно, что для данной конфигурации и нагрузки летательного аппарата более тяжелые летательные аппараты будут иметь большее сопротивление и, таким образом, большее потребление топлива, конструктивная эффективность или легкость являются желательными признаками конструкции, для того чтобы улучшать экономическую эффективность летательного аппарата.

Одной из мер общего коэффициента полезного действия движителя энергоустановки летательного аппарата является масса топлива, требуемого для выдачи заданной силы тяги, в единицу времени. Что касается тепловых двигателей, используемых в авиации, например турбореактивных, турбовентиляторных, турбовентиляторных винтовых, турбовинтовых, поршневых двигателей, и т.д., общий коэффициент полезного действия движителя зависит от конструкции внутренних механизмов и рабочих температур термодинамического цикла двигателя, но также обратно пропорционален отношению скорости выхлопных газов к скорости летательного аппарата. Поэтому, для того чтобы увеличивать коэффициент полезного действия движителя у двигателя летательного аппарата, желательно увеличивать диаметр элементов, которые сообщают импульс воздуху, например винта, вентилятора, бестуннельного вентилятора, так что для данной силы тяги, то есть переноса импульса в единицу времени, увеличен массовый расход и снижена скорость выхлопа. Это привело к постоянному увеличению диаметра двигателей летательного аппарата в течение прошедших десятилетий до точки, где становится трудным располагать двигатели в классическом местоположении под крыльями.

Дополнительным соображением касательно относящейся к окружающей среде эффективности летательного аппарата является шумовая характеристика, которую он создает вдоль своей траектории полета, особенно в фазах взлета и приземления, где летательный аппарат находится ближе всего к земле. Увеличение диаметра движущих элементов также помогает уменьшить шум, испускаемый двигателем. Дополнительные снижения воспринимаемого шума могут быть получены, если шум, излучаемый двигателями, может экранироваться конструкцией летательного аппарата.

Типичный современный большой высокоскоростной транспортный летательный аппарат имеет тенденцию иметь конфигурацию моноплана, с одиночным крылом или аэродинамической поверхностью относительного удлинения около 10 и углами прямой стреловидности приблизительно от 30 до 40 градусов, с двигателями большого диаметра, свешивающимися из-под крыльев или прикрепленными к задней части фюзеляжа. Эта конфигурация эволюционировала в течение последних нескольких десятилетий и стала весьма оптимальной. Однако, на основании нашего предыдущего обсуждения, очевидно, что дополнительные улучшения в показателях потребления топлива могли бы быть возможны, если бы относительное удлинение крыла могло бы быть увеличено без чрезмерного ухудшения веса или если могла бы быть уменьшена общая смоченная площадь летательного аппарата, например, с удалением стабилизирующих элементов на хвостовом оперении, которые не вносят прямого вклада в вырабатывание подъемной силы. Общий коэффициент полезного действия движителя также мог бы быть увеличен, если бы конфигурация летательного аппарата могла вмещать двигатели большего диаметра.

Подобным образом улучшение конструкции могло бы быть ассоциативно связано с уменьшением воспринимаемого шума на земле, полученным двигателями большего диаметра, либо конфигурацией летательного аппарата, которая помогает экранировать шум двигателя от земли.

Различные изобретатели сделали вклад в развитие концепций летательного аппарата, которые стремятся достичь некоторых из улучшений конструкции летательного аппарата, перечисленных выше.

Например, документ WO 2004/074093 раскрывает летательный аппарат коробчатого типа со стреловидным крылом, содержащий крылья с отрицательной стреловидностью, присоединенные к задней верхней части фюзеляжа, крылья с положительным углом стреловидности, являющиеся присоединенными к передней нижней части фюзеляжа, из условия, чтобы эта конфигурация крыльев определяла аэродинамический канал, предназначенный для обеспечения статической устойчивости полета летательного аппарата. Достоинство этой конфигурации состоит в том, что оба крыла осуществляют вклад в вырабатывание подъемной силы, тем самым устраняя горизонтальные стабилизирующие поверхности классической конфигурации, упомянутые поверхности, несмотря на обеспечение устойчивости, осуществляют вклад в увеличение сопротивления трения. Более того, так как крылья соединены на законцовках, вихри законцовок каждого крыла имеют тенденцию нейтрализовать друг друга, что снижает наведенное сопротивление подъемной системы аэродинамических поверхностей. С конструктивной точки зрения соединение крыльев на законцовке дает взаимную крутильную опору между крыльями, которая должна иметь тенденцию снижать вес. Однако эта конфигурация летательного аппарата, где заднее крыло выше, чем переднее крыло, склонна к широко известной проблеме глубокого сваливания, при котором отделенный воздушный поток с переднего крыла на высоких углах атаки может закрывать заднее крыло, приводя к устойчивому и трудному восстановлению положения кабрирования летательного аппарата и потере подъемной силы. Дополнительно, двигатели расположены на фюзеляже, так что в случаях, где летательный аппарат подвергается высоким ускорениям, инерционные нагрузки, вводимые двигателями, будут должны передаваться фюзеляжем на крылья, приводя к увеличению веса. Более того, шасси также расположено в нижней части фюзеляжа между крыльями, так что в случаях приземления с большими вертикальными ускорениями фюзеляж будет должен противостоять изгибающим моментам, вносимым крыльями и локальными нагрузками в опорной конструкции шасси, которые также требуют тяжелой конструкции. Также должно быть отмечено, что в этой конфигурации не достигается никакого экранирования шума двигателя, так как есть прямой путь проникновения шумов между двигателями и землей.

Документ US 4365773 раскрывает летательный аппарат, имеющий фюзеляж и пару первых крыльев, тянущихся наружу от киля, и пару вторых крыльев, тянущихся наружу от передней части фюзеляжа на более низком возвышении, чем первая пара крыльев, пара крыльев представляет сдвоенную треугольную форму или ромбовидную форму наряду с фюзеляжем летательного аппарата. Конкретное достоинство этой конфигурации состоит в том, что соединенные крылья образуют ромбовидную форму на виде спереди, так что они взаимно несут нагрузку по изгибу, а также по кручению, что может давать в результате более легкую конструкцию крыльев, хотя может ожидаться существенно более тяжелый киль и задняя часть фюзеляжа, чем в классической конфигурации. Однако эта конфигурация летательного аппарата, где заднее крыло выше, чем переднее крыло, также предрасположена к широко известной проблеме глубокого сваливания.

Документ US 4053125 предусматривает подобную конфигурацию типа соединенных крыльев, как была раскрыта.

Документ US 6340134, на котором основана вводная часть пункта 1 формулы изобретения, раскрывает конфигурацию крыла летательного аппарата, имеющую крыло с высоким относительным удлинением, формирующее пониженное наведенное сопротивление. Документ раскрывает конфигурацию, содержащую основное крыло и вспомогательное крыло с высоким относительным удлинением, эти основное и вспомогательное крылья присоединяются к по меньшей мере двум подкосам. Эта конфигурация также содержит горизонтальные стабилизаторы и рули высоты, необходимые для управления летательным аппаратом по тангажу. Летательный аппарат по US 6340134 реально функционирует как летательный аппарат с бипланом полуторопланного типа, где нижнее крыло является существенно меньшим, чем верхнее крыло, и действует, главным образом, в качестве опоры для подкосов. Хотя значительное снижение наведенного сопротивления может ожидаться от этой конфигурации, сопротивление трения, создаваемое горизонтальным стабилизатором, остается, как и в традиционной конфигурации. Использование конструктивно эффективного нижнего крыла для предоставления опоры верхнему крылу является фактором, дающим возможность иметь по меньшей мере крыло очень высокого относительного удлинения, не навлекая на себя серьезного ухудшения веса. В показателях воспринимаемого шума двигателя эта конфигурация также равносильна классической конфигурации летательного аппарата, так как двигатели расположены под крыльями, поэтому предусмотрен прямой путь проникновения шумов между упомянутыми двигателями и землей. Дополнительно, то обстоятельство, что два крыла по существу параллельны, может приводить к повышенному сжимаемому сопротивлению в полете на высоких скоростях вследствие аэродинамического взаимодействия крыльев, которое образует проток между ними.

Настоящее изобретение предназначено для разрешения вышеупомянутых недостатков.

Сущность изобретения

Согласно изобретению, раскрыт летательный аппарат, содержащий фюзеляж 1, силовую установку 5, первую пару аэродинамических поверхностей 2 с прямой стреловидностью, присоединенных к верхней передней части фюзеляжа 1, вторую пару аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью, присоединенных к нижней задней части фюзеляжа 1 в точке упомянутого фюзеляжа 1 по направлению к корме от присоединения аэродинамических поверхностей 2 с прямой стреловидностью, и третью пару по существу вертикальных аэродинамических поверхностей 4, законцовки аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью являются присоединенными к нижней стороне аэродинамических поверхностей 2 с прямой стреловидностью в промежуточной точке размаха упомянутых аэродинамических поверхностей 2 с прямой стреловидностью посредством по существу вертикальных аэродинамических поверхностей 4, аэродинамические поверхности 2 с прямой стреловидностью имеют более высокое относительное удлинение, чем у аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью, что заставляет аэродинамические поверхности 2 с прямой стреловидностью иметь пониженное наведенное сопротивление без ухудшения их веса, в то время как их максимальный изгибающий момент снижается вследствие конструктивной опоры, которую аэродинамические поверхности 3 с обратной стреловидностью предоставляют аэродинамическим поверхностям 2 с прямой стреловидностью через вертикальные аэродинамические поверхности 4.

Согласно изобретению, аэродинамические поверхности 2 с прямой стреловидностью и аэродинамические поверхности 3 с обратной стреловидностью имеют углы стреловидности из условия, чтобы обеспечивать горизонтальное разнесение между упомянутыми аэродинамическими поверхностями 2 с прямой стреловидностью и аэродинамическими поверхностями 3 с обратной стреловидностью, это разнесение снижает сжимаемое сопротивление при полете летательного аппарата на высоких скоростях вследствие аэродинамического взаимодействия аэродинамических поверхностей 2 и 3, которое также полезно для устойчивости и управления в полете.

К тому же горизонтальный вынос аэродинамических поверхностей 2 с прямой стреловидностью и аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью конфигурации летательного аппарата согласно изобретению обеспечивает достаточную продольную устойчивость и управление летательному аппарату без необходимости в горизонтальном стабилизаторе, давая в результате уменьшение общей смоченной площади, а потому более низкое сопротивление трения.

Более того, согласно летательному аппарату с лямбда-образной коробчатой конфигурацией крыла по изобретению, центр подъемной силы аэродинамических поверхностей 2 с прямой стреловидностью расположен впереди от центра тяжести летательного аппарата, центр подъемной силы аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью является расположенным позади от центра тяжести летательного аппарата, эта конфигурация помогает придавать статическую устойчивость летательному аппарату.

Кроме того, летательный аппарат, имеющий лямбда-образную коробчатую конфигурацию крыла по изобретению, содержит силовую установку 5, расположенную на верхней стороне аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью таким образом, что шум, излучаемый вниз выхлопными газами силовой установки 5, отсекается упомянутыми аэродинамическими поверхностями 3 с обратной стреловидностью, которые действуют в качестве шумоизолирующих экранов, уменьшающих воспринимаемый шум на земле во время полета летательного аппарата.

Краткое описание чертежей

Вышеприведенные цели и многие из сопутствующих преимуществ этого изобретения станут легче оцениваемыми по достоинству, по мере того как таковые станут лучше понятны, посредством ссылки на последующее подробное описание, которое берется в соединении с прилагаемыми чертежами, на которых:

фиг.1 показывает вид в перспективе летательного аппарата, имеющего компоновку крыльев, определяющую коробчатый или замкнутый каркас согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения;

фиг.2 показывает вид сверху летательного аппарата, имеющего компоновку крыльев, определяющую коробчатый или замкнутый каркас согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения;

фиг.3 показывает вид сбоку летательного аппарата, имеющего компоновку крыльев, определяющую коробчатый или замкнутый каркас согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения;

фиг.4 показывает вид спереди летательного аппарата, имеющего компоновку крыльев, определяющую коробчатый или замкнутый каркас согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения;

фиг.5 представляет местный вид сбоку летательного аппарата согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, показывающий один из двигателей силовой установки, основную опору шасси и внутреннюю конструкцию крыла с обратной стреловидностью;

фиг.6 показывает вид сверху летательного аппарата, имеющего компоновку крыльев, определяющую коробчатый или замкнутый каркас согласно еще одному варианту осуществления изобретения, который содержит дополнительные горизонтальные стабилизирующие поверхности, присоединенные к фюзеляжу упомянутого летательного аппарата.

Подробное описание изобретения

Согласно первому аспекту, изобретение относится к летательному аппарату, содержащему фюзеляж 1; первую пару аэродинамических поверхностей 2 с прямой стреловидностью, присоединенных к верхней передней части фюзеляжа 1; вторую пару аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью, присоединенных к нижней задней части фюзеляжа 1; третью пару по существу вертикальных аэродинамических поверхностей 4, присоединяющих самую наружную законцовку аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью к промежуточной точке размаха пары аэродинамических поверхностей 2 с прямой стреловидностью; силовую установку 5, присоединенную к паре аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью; систему 6 шасси; по меньшей мере одну по существу вертикальную аэродинамическую поверхность 7, присоединенную к хвостовой части фюзеляжа 1, которая обеспечивает курсовую устойчивость и управление летательному аппарату.

Законцовки аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью присоединены к нижней стороне аэродинамических поверхностей 2 с прямой стреловидностью в промежуточной точке размаха упомянутых аэродинамических поверхностей 2 с прямой стреловидностью посредством по существу вертикальных аэродинамических поверхностей 4, действующих в качестве конструктивного соединения аэродинамических поверхностей 2 с прямой стреловидностью и аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью, предназначенного для передачи нагрузок/усилий между аэродинамическими поверхностями 2 с прямой стреловидностью и аэродинамическими поверхностями 3 с обратной стреловидностью, упомянутые аэродинамические поверхности 4 являются сконструированными, чтобы действовать в качестве аэродинамических ограждений или концевых крылышек аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью с целью снижения интенсивности аэродинамических вихрей, которые нормально вырабатываются на законцовках аэродинамических поверхностей, так что наведенное аэродинамическое сопротивление упомянутых аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью снижается.

Аэродинамические поверхности 3 с обратной стреловидностью обеспечивают аэродинамические силы в направлении вверх во время крейсерского участка полета летательного аппарата.

Согласно изобретению, и как будет яснее видно на фиг.2, аэродинамические поверхности 2 с прямой стреловидностью имеют значительно более высокое относительное удлинение, определенное как квадрат размаха, поделенный на площадь крыла (относительное удлинение представляет, насколько длинными и узкими являются крылья), нежели у аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью. Это делает аэродинамические поверхности 2 с прямой стреловидностью очень эффективными в аэродинамическом смысле, так как их наведенное сопротивление гораздо ниже, чем у классической аэродинамической поверхности, имеющей относительное удлинение порядка десяти, не ухудшая их вес, так как их максимальный момент изгиба весьма значительно снижается благодаря конструктивной опоре, которую аэродинамические поверхности 3 с обратной стреловидностью предоставляют узким аэродинамическим поверхностям 2 с прямой стреловидностью через вертикальные аэродинамические поверхности 4. Аэродинамические поверхности 3 с обратной стреловидностью сконструированы, чтобы быть конструктивно эффективными, для того чтобы обеспечивать несение нагрузки изгиба для аэродинамических поверхностей 2 с прямой стреловидностью и, к тому же, выдерживать нагрузки, привносимые силовой установкой 5 и основной частью системы 6 шасси, расположенной на нижней стороне упомянутых аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью. Конструктивная эффективность аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью достигается наличием в распоряжении относительно толстых аэродинамических поверхностей, так что внутренние нагрузки в несущих нагрузку обшивках снижаются, что приводит к длинным хордам или длинам аэродинамических поверхностей, а потому к уменьшенному относительному удлинению. Уменьшенное относительное удлинение аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью нормально приводило бы к высокому наведенному аэродинамическому сопротивлению, если законцовки аэродинамических поверхностей были свободными, но в настоящем изобретении вертикальные аэродинамические поверхности 4 действуют в качестве аэродинамического заграждения, разделяющего верхние и нижние поверхности аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью и, таким образом, снижающего интенсивность концевого вихря и ассоциативно связанного наведенного сопротивления.

Высокое относительное удлинение аэродинамических поверхностей 2 с прямой стреловидностью и использование аэродинамических поверхностей 4 в качестве аэродинамических ограждений для аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью имеют следствием сниженное общее наведенное сопротивление летательного аппарата, имеющего конфигурацию крыла по настоящему изобретению. Дополнительно, то обстоятельство, что в предпочтительном варианте осуществления настоящего изобретения нет дополнительных горизонтальных стабилизирующих поверхностей в качестве горизонтального выноса пары аэродинамических поверхностей 2 и 3, дает достаточную продольную устойчивость и управление, имеет следствием уменьшение общей смоченной площади по сравнению с классической конфигурацией, а потому более низкое сопротивление трения. Углы стреловидности пары аэродинамических поверхностей 2 и 3, а также обеспечение разнесения между аэродинамическими поверхностями, требуемого для устойчивости и управления, также полезны для полета на высокой скорости, близкой к скорости звука. Поэтому может быть сказано, что летательный аппарат, имеющий конфигурацию крыла по настоящему изобретению, названную лямбда-образной коробчатой конфигурацией вследствие формы крыла в плане упомянутой конфигурации крыла, подобной таковой у символа лямбда, добивается общего снижения аэродинамического сопротивления.

В настоящем изобретении, если летательный аппарат, летящий в сбалансированном и установившемся состоянии, подвергается возмущению кабрирования по углу атаки, как может вызываться столкновением с порывом ветра в полете, увеличение подъемной силы на аэродинамических поверхностях 3 с обратной стреловидностью будет большим, чем на аэродинамических поверхностях 2 с прямой стреловидностью, так что результирующий момент тангажа будет иметь тенденцию понижать нос летательного аппарата, это является основным условием статической устойчивости. Вышеприведенный аргумент требует, чтобы центр подъемной силы аэродинамических поверхностей 2 с прямой стреловидностью был расположен впереди центра тяжести летательного аппарата и чтобы центр подъемной силы аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью был расположен позади центра тяжести летательного аппарата, и это достигается в настоящем изобретении геометрической компоновкой аэродинамических поверхностей в показателях их углов стреловидности и местоположения их прикреплений к фюзеляжу 1. В таком случае может быть видно, что с обоими парами аэродинамических поверхностей 2, 3, выдающими положительную подъемную силу и скомпонованными таким образом, чтобы обеспечивать естественную статическую устойчивость, нет необходимости иметь дополнительный горизонтальный стабилизатор.

Управление по тангажу и балансировка летательного аппарата получаются отклонением в соответствующем направлении поверхностей 10 управления на аэродинамических поверхностях 2 с прямой стреловидностью, расположенных на внутреннем участке упомянутых аэродинамических поверхностей 2 с прямой стреловидностью и прилегающих к фюзеляжу 1, эти поверхности 10 управления выполнены с возможностью отклоняться вниз, для того чтобы создавать момент кабрирования во время взлетного разбега, чтобы содействовать поворачиванию летательного аппарата для отрыва от земли, и поверхностей 9 управления, расположенных на внутреннем участке аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью, прилегающем к фюзеляжу 1, эти поверхности 9 управления выполнены с возможностью отклоняться вверх, для того чтобы создавать момент кабрирования во время взлетного разбега, чтобы содействовать поворачиванию летательного аппарата для отрыва от земли. Таким образом, для того чтобы производить поворачивание летательного аппарата во время взлетного разбега, поверхности 10 управления должны отклоняться вниз, а поверхности 9 управления должны отклоняться вверх. Из вышеприведенного обсуждения ясно, что в предпочтительном варианте осуществления настоящего изобретения нет необходимости в обладании дополнительным горизонтальным стабилизатором, который не осуществляет вклад в подъемную силу, но который требуется в классической конфигурации для обеспечения устойчивости. Поэтому общая смоченная площадь летательного аппарата, имеющего лямбда-образную коробчатую конфигурацию крыла по настоящему изобретению, может быть уменьшена с ассоциативно связанным снижением сопротивления трения и, таким образом, улучшением топливной экономичности.

В еще одном варианте осуществления настоящего изобретения летательный аппарат дополнительно может содержать по существу горизонтальную пару аэродинамических поверхностей 14, расположенных в задней части фюзеляжа 1, эти аэродинамические поверхности 14 являются способными отклоняться вокруг оси, перпендикулярной плоскости симметрии летательного аппарата, для обеспечения управления по тангажу упомянутому летательному аппарату, эта конфигурация является пригодной для случая, в котором, в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления изобретения, требуется дополнительная устойчивость или управление.

В еще одном другом варианте осуществления настоящего изобретения летательный аппарат дополнительно может содержать по существу горизонтальную пару аэродинамических поверхностей 15, расположенных в передней части фюзеляжа 1, эти аэродинамические поверхности 15 являются способными отклоняться вокруг оси, перпендикулярной плоскости симметрии летательного аппарата, для обеспечения управления по тангажу упомянутому летательному аппарату, эта конфигурация является пригодной для случая, в котором, в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления изобретения, требуется дополнительная устойчивость или управление.

Управление по крену и горизонтали летательного аппарата на низких скоростях обеспечивается поверхностями 8 управления задней кромки, являющимися установленными на наружной части аэродинамических поверхностей 2 с прямой стреловидностью.

Силовая установка 5 летательного аппарата типично содержит по меньшей мере два двигателя 5 турбореактивного, турбовентиляторного, турбовинтового или бестуннельного вентиляторного типа, упомянутые двигатели 5 являются конструктивно присоединенными к верхней стороне аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью и являются расположенными таким образом, что упомянутые аэродинамические поверхности 3 с обратной стреловидностью действуют в качестве шумоизолирующих экранов для снижения воспринимаемого шума, производимого выхлопными газами упомянутых двигателей 5 на земле во время полета летательного аппарата. Это снижение воспринимаемого шума или экранирование шума достигается, когда нисходящая часть излучения шума выхлопных газов, вырабатываемых двигателями 5, испускаемая под углом 20 между 30 и 75 градусами, этот угол 20°С измеряется от оси симметрии струи выхлопных газов, перехватывается верхней стороной аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью, которые действуют в качестве шумоизолирующих экранов в этом случае.

По существу вертикальная аэродинамическая поверхность 7, расположенная в задней части фюзеляжа 1, действует в качестве хвостового оперения, для того чтобы обеспечивать курсовую устойчивость и управление летательному аппарату.

Система 6 шасси содержит по меньшей мере одну стойку, присоединенную к нижней части передней части фюзеляжа 1, и две стойки, присоединенные к нижней стороне аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью (фиг.1). По меньшей мере две стойки нижней стороны аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью системы 6 шасси и двигатели 5 присоединены к одному и тому же конструктивному лонжерону 11 аэродинамических поверхностей 3 с обратной стреловидностью, так что инерционные нагрузки, привносимые двигателями 5 в случаях приземления с большими вертикальными ускорениями, передаются на по меньшей мере две стойки системы 6 шасси, а с них на землю через возможный кратчайший путь нагружения в пределах планера, насколько это позволено требованиями к разнесению стоек шасси и установке двигателя.

Благодаря расположению силовой установки 5 над аэродинамическими поверхностями 3 с обратной стреловидностью может достигаться низкое расстояние от поверхности земли или расстояние от нижней стороны фюзеляжа 1 до земли, поэтому предоставляя возможность установки двигателей большого диаметра без требования длинных и тяжелых стоек системы 6 шасси. Это низкое расстояние от поверхности земли и отсутствие горизонтальных стабилизирующих поверхностей в задней части фюзеляжа 1 делает лямбда-образную коробчатую конфигурацию крыла летательного аппарата по настоящему изобретению особенно пригодной для установки выдвижного трапа 16 в задней нижней части фюзеляжа 1 (фиг.3), чтобы предоставлять возможность прямого доступа пассажиров внутрь летательного аппарата без необходимости в дополнительном наземном оборудовании.

Хотя настоящее изобретение было полностью описано в связи с предпочтительными вариантами осуществления, очевидно, что модификации могут быть введены в пределах его объема, с рассмотрением такового в качестве ограниченного не этими вариантами осуществления, а содержимым последующей формулы изобретения.