КРЫЛО С ЛАМИНАРНЫМ ОБТЕКАНИЕМ, ОПТИМИЗИРОВАННОЕ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА СВЕРХЗВУКОВОГО И ВЫСОКОГО ДОЗВУКОВОГО КРЕЙСЕРСКОГО ПОЛЕТА

1. Способ обеспечения летательного аппарата, имеющего фюзеляж и крыло, сконфигурированные для обширного ламинарного обтекания в расчетных условиях крейсерского полета, причем способ отличается этапами, на которых:
a) обеспечивают аэродинамические профили крыла двояковыпуклого типа, имеющие значения толщины, хорды и формы вдоль размаха крыла, которые обеспечивают, по существу, оптимальную дальность полета летательного аппарата в упомянутых расчетных условиях крейсерского полета, учитывая влияния лобового сопротивления крыла и веса крыла,
b) обеспечивают передние кромки крыла, которые сконфигурированы так, чтобы влиять на ламинарное обтекание, и
c) обеспечивают контуры фюзеляжа и крыла, которые в комбинации создают пониженное общее волновое сопротивление и создают обширные области ламинарного течения пограничного слоя на крыле,
d) обеспечивают угол стреловидности крыла, который способствует обеспечению упомянутых a), b) и c),
e) и упомянутые обеспечиваемые аэродинамические профили имеют в местах вдоль размаха отношение t/c максимальной толщины, t, к хорде, c, в таких местах упомянутое отношение t/c имеет значение вдоль размаха снаружи зоны влияния фюзеляжа такое, что среднее от упомянутого отношения задано как
,
где М - сверхзвуковое расчетное число Маха крейсерского полета,
f) и при этом для значений расчетного числа Маха М крейсерского полета между 1,3 и 2,8 соответствующие максимальные значения t/c примерно линейно пропорциональны максимальным значениям между 0,027 и 0,040, где t - толщина аэродинамического профиля, а c - хорда аэродинамического профиля вдоль размаха крыла снаружи зоны влияния фюзеляжа.
2. Способ по п.1, для которого зона влияния фюзеляжа определяется на наименьшем расчетном числе Маха крейсерского полета как часть крыла с внутренней стороны местоположения крыла, определяемого пересечением линий Маха, исходящих от пересечения продленных передней и задней кромок крыла и продольной плоскостью симметрии летательного аппарата.
3. Способ по п.2, для которого значения толщины и хорды вдоль размаха такие, что среднее значение упомянутого отношения, t/c, снаружи упомянутой зоны влияния фюзеляжа меньше, чем примерно 0,040.
4. Способ по п.1, дополнительно отличающийся по меньшей мере одним из следующего:
- t/c < примерно 0,027 для расчетной сверхзвуковой скорости крейсерского полета примерно 1,3 М,
- t/c < примерно 0,034 для расчетной сверхзвуковой скорости крейсерского полета примерно 2,0 М,
- t/c < примерно 0,040 для расчетной сверхзвуковой скорости крейсерского полета примерно 2,8 М.
5. Способ по п.1, в котором упомянутые контуры фюзеляжа и крыла объединяются, чтобы создать значения толщины, хорды и формы аэродинамического профиля вдоль размаха крыла, определяемые одним из следующего:
i) процессом, в котором лобовое сопротивление и вес летательного аппарата, а также результирующая дальность полета летательного аппарата определяются для ряда вариаций аэродинамического профиля, и
ii) прочими характеристиками или факторами летательного аппарата, включая форму фюзеляжа вблизи и впереди крыла.
6. Способ по п.5, в котором упомянутые прочие факторы, включенные в упомянутое определение, включают в себя стоимость производства, установку оборудования, легкость доступа, эксплуатационные и текущие расходы.
7. Способ по п.5, в котором упомянутые прочие факторы включают в себя дальность полета летательного аппарата на скоростях, отличных от расчетного числа Маха крейсерского полета, таких как, например, высокие дозвуковые скорости.
8. Способ по п.5, в котором упомянутые прочие факторы включают в себя топливную экономичность с точки зрения определенной дальности полета для конкретной задачи или выбранного сочетания задач.
9. Способ по п.5, в котором упомянутые прочие факторы включают в себя взлетно-посадочные характеристики летательного аппарата, а также связанные с этим пилотажные качества.
10. Способ по п.1, в котором аэродинамические профили двояковыпуклого типа обеспечены, чтобы иметь в местах вдоль размаха отношение t/c максимальной толщины t к хорде c, упомянутое отношение t/c лежит между примерно 0,015 и 0,047.
11. Способ по п.10, в котором для сверхзвукового расчетного числа Маха крейсерского полета, равного 1,3, среднее значение t/c вдоль размаха снаружи влияния фюзеляжа меньше, чем 0,027.
12. Способ по п.10, в котором t/c увеличивается примерно на 50% по мере того, как расчетное число Маха крейсерского полета увеличивается между 1,3 и 2,8.
13. Способ по п.1, в котором крыло дополнительно отличается ламинарной частью около 0,7.
14. Летательный аппарат, имеющий фюзеляж и крыло, сконфигурированные для обширного ламинарного обтекания при сверхзвуковом расчетном числе Маха М крейсерского полета, крыло отличающееся тем, что
a) угол стреловидности передней кромки достаточно мал, чтобы поддерживать присоединенный скачок уплотнения при расчетном крейсерском полете, но не более, чем примерно 20 градусов, и
b) аэродинамические профили крыла двояковыпуклого типа имеют значения отношения толщины t к хорде c вдоль размаха крыла, в соответствии с чем среднее значение упомянутого отношения, t/c, вдоль размаха снаружи зоны влияния фюзеляжа задано неравенством:
,
где упомянутая зона влияния фюзеляжа определена на расчетном числе Маха, М, крейсерского полета как часть крыла с внутренней стороны местоположения крыла, определяемого пересечением линий Маха, исходящих от пересечений продленных передней и задней кромок крыла и плоскостью симметрии фюзеляжа, и
c) упомянутые передние кромки имеют выпуклую форму и эффективную толщину, h, определенную как расстояние между точками касания передней кромки с верхней и нижней поверхностями крыла, в каждом месте вдоль размаха, так что h/t меньше, чем примерно 0,05, где t - максимальная толщина крыла в таком месте, и
d) контуры фюзеляжа и крыла, в комбинации предусматривают уменьшенное волновое сопротивление и обширное ламинарное течение пограничного слоя на крыле, первое отличается тем, что общая площадь поперечного сечения летательного аппарата плавно изменяется вместе с продольным положением относительно летательного аппарата, а последнее - дополнительным избеганием резких изменений наклона и кривизны полуденных линий на сторонах фюзеляжа, расположенных рядом и впереди упомянутого крыла.
15. Летательный аппарат по п.14, для которого значения толщины и хорды вдоль размаха такие, что среднее значение упомянутого отношения, t/c, снаружи упомянутой зоны влияния фюзеляжа, меньше, чем примерно 0,040.
16. Летательный аппарат по п.14, в котором упомянутые контуры фюзеляжа и крыла объединяются, чтобы создать значения толщины, хорды и формы аэродинамического профиля вдоль размаха крыла, определяемые одним из следующего:
i) лобовым сопротивлением и весом летательного аппарата, а также результирующей дальностью полета летательного аппарата, определенной для ряда вариаций аэродинамического профиля, и
ii) прочими характеристиками или факторами летательного аппарата, включая форму фюзеляжа вблизи и впереди крыла.
17. Летательный аппарат по п.16, в котором упомянутые прочие факторы, включенные в упомянутое определение, включают в себя стоимость производства, установку оборудования, легкость доступа, эксплуатационные и текущие расходы.
18. Летательный аппарат по п.16, в котором упомянутые прочие факторы включают в себя дальность полета летательного аппарата на скоростях, отличных от расчетного числа Маха крейсерского полета.
19. Летательный аппарат по п.16, в котором упомянутые прочие факторы включают в себя топливную экономичность с точки зрения определенной дальности полета для конкретной задачи или выбранного сочетания задач.
20. Летательный аппарат по п.16, в котором упомянутые прочие факторы включают в себя взлетно-посадочные характеристики летательного аппарата, а также связанные с этим пилотажные качества.
21. Летательный аппарат по п.14, в котором аэродинамические профили двояковыпуклого типа обеспечены, чтобы иметь в местах вдоль размаха отношение t/c максимальной толщины t к хорде c, упомянутое отношение t/c лежит между примерно 0,015 и 0,047.
22. Способ по п.1, в котором упомянутые выпуклые передние кромки обеспечены, чтобы иметь эффективный размер по толщине между примерно,01 дюйма и примерно,10 дюйма.
23. Летательный аппарат по п.14, в котором фюзеляж, имеющий нижнее пространство внутри соединений передней и задней кромки крыла левой стороны и правой стороны с наплывами на левой стороне и правой стороне, упомянутое нижнее пространство фюзеляжа имеет уменьшенную ширину в местах внутри упомянутых соединений передней и задней кромки и по отношению к ширине фюзеляжа на позициях продольно между упомянутыми местами, чтобы таким образом содействовать в оптимизации ламинарного обтекания воздуха над крылом на сверхзвуковых скоростях летательного аппарата.
24. Летательный аппарат, имеющий фюзеляж и крыло, сконфигурированные для обширного ламинарного обтекания в расчетных условиях крейсерского полета, крыло отличающееся тем, что
a) аэродинамические профили крыла двояковыпуклого типа имеют значения толщины, хорды и формы вдоль размаха крыла, которые обеспечивают, по существу, оптимальную дальность полета летательного аппарата в упомянутых расчетных условиях крейсерского полета, учитывая влияния лобового сопротивления крыла и веса крыла,
b) передние кромки имеют выпуклую форму и эффективную толщину, h, определенную как расстояние между точками касания передней кромки с верхней и нижней поверхностями крыла, в каждом месте вдоль размаха крыла, так что h/t меньше, чем примерно 0,05, где t - максимальная толщина крыла в таком месте, и
с) фюзеляж и крыло имеют контуры, которые вместе обеспечивают комбинацию уменьшенного волнового сопротивления и обширного ламинарного течения пограничного слоя на крыле, первое отличается тем, что общая площадь поперечного сечения летательного аппарата плавно изменяется вместе с продольным положением относительно летательного аппарата, а последнее - дополнительным избеганием резких изменений наклона и кривизны полуденных линий на сторонах фюзеляжа, расположенных рядом и впереди упомянутого крыла,
d) крыло имеет угол стреловидности, который способствует обеспечению упомянутых a), b) и c) и
e) упомянутые аэродинамические профили имеют в местах вдоль размаха отношение t/c максимальной толщины, t, к хорде, c, в таких местах, упомянутое соотношение t/c имеет значение вдоль размаха снаружи зоны влияния фюзеляжа такое, что среднее от упомянутого соотношения задано как
.