сверхзвуковой самолет

Формула изобретения

СВЕРХЗВУКОВОЙ САМОЛЕТ, содержащий фюзеляж с крылом и силовой установкой, отличающийся тем, что суммарная максимальная площадь поперечного сечения (максимальный мидель) фюзеляжа, крыла и силовой установки самолета расположена на 55 60% длины самолета в направлении от его носа.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиации, в частности к сверхзвуковым летательным аппаратам, например к сверхзвуковым истребителям, а также транспортным самолетам.

Одной из основных проблем создания сверхзвуковых самолетов является обеспечение минимального возможного волнового сопротивления.

Известно, что волновое сопротивление самолета равно волновому сопротивлению эквивалентного тела вращения.

Величина волнового сопротивления зависит от конфигурации эквивалентного тела вращения, значения максимального миделя, положения максимального миделя по длине самолета и т.д.

Известны сверхзвуковые самолеты и их основные геометрические параметры (см. таблицу).

Из данных таблицы видно, что положение максимального миделя находится на равном и более чем 62% длины самолета.

Самолет Г-18, выбранный в качестве прототипа, имеет положение максимального миделя на 64% длины самолета и величина его волнового сопротивления значительна, что является недостатком.

Проведенные расчеты и экспериментальные исследования показали, что значение волнового сопротивления зависит от положения максимального миделя по длине самолета.

Минимальное волновое сопротивление достигается при положении максимального миделя на (55-60)% длины самолета.

Самолеты-аналоги, а также самолет, выбранный за прототип, имеют положение максимального миделя на большем проценте длины и не достигают минимально возможного волнового сопротивления.

Целью изобретения является повышение аэродинамического качества за счет достижения минимально возможного волнового сопротивления.

Это достигается тем, что максимальная площадь поперечного сечения самолета (максимальный мидель) крыла, фюзеляжа, силовой установки, расположена на 55-60% длины самолета.

Сопоставительный анализ с прототипом показывает, что в предлагаемом самолете максимальный мидель находится на меньшем проценте длины самолета, на оптимальном расстоянии от носа самолета, обеспечивая минимально возможное волновое сопротивление.

Таким образом изобретение соответствует критерию изобретения "новизна".

Сравнение изобретения не только с прототипом, но и с другими техническими решениями в данной области техники не позволяет выявить в них признаки, отличающие предлагаемое решение от прототипа, что позволяет сделать вывод о соответствии критерию "существенные отличия".

На фиг. 1 показана проекция самолета (план); на фиг.2 график "площадей" самолета, изменение площадей поперечных сечений по длине самолета, где

положение максимального миделя по длине самолета;

S мидель самолета;

относительная длина самолета; на фиг.3 график изменения волнового сопротивления, выраженного отношением , где

С_хв фактическое волновое сопротивление самолета;

C_хвопт минимальное волновое сопротивление при положении миделя на (55-60)%

Самолет содержит фюзеляж 1, крыло 2, горизонтальное 3 и вертикальное 4 оперения и силовую установку 5.

Изменение поперечных сечений по длине самолета в виде графика представлены на фиг.2, на котором указано положение максимального миделевого сечения.

Проведенные расчетные и экспериментальные исследования показали, что величина волнового сопротивления зависит от положения максимального миделевого сечения по длине самолета.

Величина волнового сопротивления имеет минимальное значение при положении максимального миделя на 55-60% длины. Это связано с особенностью распределения давления в носовой и в хвостовой части самолета, которое в свою очередь зависит от угла наклона поверхности и интенсивности скачков уплотнения. Оптимальное распределение давления и скачков уплотнения, обеспечивающее минимальное волновое сопротивление, достигается при положении максимального миделя на 55-60% длины самолета. Расположение миделя более 60% длины приводит к резкому росту волнового сопротивления (см. фиг.3).

Величина волнового сопротивления является одним из важных показателей аэродинамического совершенства самолета, таких как время разгона, расхода топлива на сверхзвуковых режимах полета, дальность полета. Поэтому уменьшение волнового сопротивления является определяющим средством для улучшения летно-технических характеристик самолета.

Использование изобретения позволяет существенно уменьшить волновое сопротивление и обеспечить оптимальные летно-технические характеристики.