САМОЛЕТ С АЭРОДИНАМИЧЕСКИ НЕСУЩИМ КОРПУСОМ

Полезная модель относится к области самолетостроения и может быть применена в космической технике при создании космических транспортных аппаратов, обладающих аэродинамическим качеством.
Наиболее близким к предложенной модели является летательный аппарат, разработанный научно-производственной фирмой «ЭКИП», г.Москва, Россия, имеющий вид толстого крыла малого удлинения, объединяющего функции крыла и фюзеляжа, имеющий органы аэродинамической стабилизации, двигательную установку и посадочное устройство, основанное на принципе «воздушной подушки» (Л.Н.Щукин Летательные аппараты «ЭКИП», Гражданская авиация, 1993, №6, с.11-15).
К недостаткам прототипа относится малое значение коэффициента подъемной аэродинамической силы и относительно большое значение коэффициента аэродинамической силы лобового сопротивления особенно при около- и сверхзвуковых скоростях полета.
Кроме того, аэродинамическая компоновка прототипа обуславливает недостаточную степень статической устойчивости при полете на крейсерском режиме и на режимах взлета и посадки.
Целью предложенной полезной модели является повышение коэффициента подъемной аэродинамической силы, уменьшение коэффициента аэродинамической силы лобового сопротивления, а также повышение степени статической устойчивости летательного аппарата подобного типа на всех режимах полета.
Поставленная цель достигается тем, что самолет с аэродинамически несущим корпусом, состоящий из корпуса, объединяющего функции крыла и фюзеляжа, органов аэродинамической стабилизации, двигательной установки и посадочного устройства, имеет корпус, выполненный в виде уплощенного, хорошо обтекаемого профилированного
тела, боковая поверхность которого образована верхней выпуклой и нижней плоской поверхностями, а геометрическая форма в плане корпуса представляет собой эллипс, большая ось которого совпадает с продольной осью самолета, при этом отношение малой оси эллипса к большой оси находится в диапазоне значений 0,40...0,85.
ymax
На фиг.1 изображена аэродинамическая компоновка предложенного самолета при виде сверху - вид самолета в плане. На фиг.2 - вид самолета спереди, на фиг.3 - вид самолета сбоку. На фиг.4 - график зависимости значения коэффициента аэродинамической подъемной силы С от удлинения крыла λ для крыльев различной геометрической формы в плане.
Самолет состоит из корпуса 1, горизонтального оперения - стабилизатора 2, вертикального оперения - киля 3, расположенных в задней части корпуса, а также двигателей 4, расположенных в гондолах 5, закрепленных на корпусе с помощью пилонов 6.
На нижней поверхности корпуса 1 установлено посадочное устройство, например, в виде колесного шасси 7.
В другом варианте компоновки двигатели могут размещаться внутри корпуса.
При обтекании корпуса самолета воздушным потоком на его верхней поверхности возникает разрежение, создающее подъемную аэродинамическую силу, максимальное значение коэффициента которой соответствует предложенной форме корпуса в плане.
Кроме того, большая величина продольного размера корпуса по сравнению с поперечным уменьшает относительную толщину профиля корпуса, что обуславливает уменьшение коэффициента аэродинамической силы лобового сопротивления и приводит к увеличению коэффициента статической устойчивости в полете.
Используемая геометрическая форма корпуса в плане в виде вытянутого по потоку эллипса, обеспечивает минимальное индуктивное аэродинамическое сопротивление корпуса по сравнению со всеми другими возможными формами корпуса.
уmах
Диапазон отношения малой оси эллипса к его большой оси 0,40...0,85 выбран на основании анализа зависимости максимального значения коэффициента аэродинамической подъемной силы С от удлинения λ для крыльев различной геометрической формы в плане, приведенной на рис.4.
уmах
На графике (рис.4) видно, что максимальное значение С для крыла эллиптической формы в плане имеет место при величине удлинения крыла λ равном 0,75...0,80.
Если α - большая полуось эллипса, В - малая полуось эллипса, то площадь эллипса S=αВπ.
Если большая полуось эллиптического крыла расположена по потоку, то размах такого крыла L равен 2 В и удлинение его определяется выражением:
Так как , то .
уmах
Диапазон значений удлинения такого эллиптического крыла, в котором величина С превышает в λ 1,1...1,3 раза его значения для всех других крыльев различной геометрической формы в плане, лежит в пределах значений λ≈0,5...1,1, что соответствует соотношению осей эллипса .
уmах
При всех других значениях удлинения эллиптическое крыло не обладает преимуществом по величине коэффициента подъемной силы С по сравнению с крыльями другой геометрической формы.
Уменьшение коэффициента аэродинамической силы лобового сопротивления достигается минимизацией коэффициента индуктивного сопротивления. Из теории крыла конечного размаха известно выражение определяющее величину этого коэффициента
,
i
imin
где множитель k больше единицы, и зависит от формы крыла в плане. Для предлагаемого крыла эллиптической формы в плане этот коэффициент имеет минимально возможное значение k=1, и за счет этого достигается уменьшение коэффициента лобового сопротивления самолета.
Предлагаемая форма аэродинамически несущего корпуса в плане, (при соблюдении надлежащей центровки самолета) упрощает решение вопроса обеспечения продольной статической устойчивости и управляемости самолета на всех режимах полета. Это достигается за счет возможности разнесения координат центра тяжести и центра приложения аэродинамической силы (центра давления) по большой оси эллиптического крыла.