СИСТЕМА И СПОСОБ МИНИМИЗАЦИИ ВОЛНОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ПОСРЕДСТВОМ ДВУСТОРОННЕ АСИММЕТРИЧНОЙ КОНСТРУКЦИИ
SYSTEM AND METHOD FOR MINIMIZING WAVE RESISTANCE BY TWO-SIDED ASYMMETRICAL STRUCTURE

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
[0001] Настоящее изобретение относится в целом к конструкциям летательных аппаратов, а еще точнее к конструкциям для минимизации волнового сопротивления воздушного транспортного средства.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
[0002] Волновое сопротивление представляет собой явление, которое возникает как результат сжатия воздуха после достижения летательным аппаратом скорости звука. Сжатие создает ударную волну, которая может быть связана с локальным изменением давления и/или температуры воздуха. На дозвуковых скоростях волновое сопротивление формирует относительно малую часть общего аэродинамического сопротивления на летательном аппарате. Однако значительное увеличение волнового сопротивления происходит после достижения летательным аппаратом числа Маха, равного 1.
[0003] Известные способы минимизации волнового сопротивления включают проектирование летательного аппарата с конструкцией, которая соответствует правилу площадей Уиткомба. Правило площадей Уиткомба предписывает минимизацию изменения в площади сечения летательного аппарата в продольном направлении. При этом, летательный аппарат, соответствующий правилу площадей Уиткомба, имеет относительно плавное или постепенное изменение размера площади сечения независимо от изменений в форме разреза. В обычном летательном аппарате передний конец фюзеляжа летательного аппарата может иметь относительно небольшую площадь сечения. К сожалению, площадь сечения может значительно и резко увеличиваться в крыльях и/или двигателях, что может привести к существенному волновому сопротивлению на околозвуковых скоростях.
[0004] Попытки минимизировать изменения в площади продольного сечения летательного аппарата, имеющего локальное сужение фюзеляжа в соединении с крыльями для минимизации изменения в общей площади сечения в этом месте. К сожалению, проектирование и изготовление летательного аппарата с фюзеляжем, имеющим переменную форму сечения, увеличивает общую стоимость и сложность летательного аппарата. Кроме того, в коммерческом авиалайнере локальное сужение фюзеляжа в крыльях может быть экономически нежелательным вследствие потенциальной потери приносящих доход пассажирских седений или грузового пространства.
[0005] Другой подход к минимизации волнового сопротивления в летательном аппарате состоит в формировании крыльев со стреловидной конструкцией. Стреловидность крыла может минимизировать изменения в площади продольного сечения летательного аппарата путем распределения площади сечения крыльев по всей длине фюзеляжа. Стреловидность крыла может отсрочить начало подъема волнового сопротивления путем увеличения числа Маха, необходимого для создания ударных волн на крыльевой поверхности. Увеличение числа Маха может возникать вследствие выравнивания изобар давления со стреловидностью крыла таким образом, что ударные воздействия будут формироваться только в том случае, если компонент скорости, перпендикулярной изобарам давления, достигает звуковых скоростей. К сожалению, чрезмерная стреловидность крыла может иметь воздействие на низкие скоростные характеристики летательного аппарата. Кроме того, стреловидность крыла может добавлять стоимость и сложность к процессу проектирования и изготовления летательного аппарата.
[0006] Для летательного аппарата, работающего на дозвуковых скоростях, волновое сопротивление рассчитывают для относительно небольшой части общего аэродинамического сопротивления летательного аппарата согласно приведенному выше описанию. Однако небольшое уменьшение волнового сопротивления может преобразоваться в существенное увеличение топливной эффективности летательного аппарата. Военный летательный аппарат, который работает в околозвуковой области, может также извлекать пользу из уменьшения волнового сопротивления с обеспечением увеличения максимальной скорости и/или расширения диапазона.
[0007] Таким образом, существует потребность в данной области техники в конструкции летательных аппаратов, которая минимизирует волновое сопротивление и которая может иметь минимальное воздействие на конструирование летательного аппарата и процесс производства.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0008] Вышеописанные недостатки, связанные с минимизацией волнового сопротивления, решены и облегчены, в частности, посредством настоящего изобретения, которое обеспечивает воздушное транспортное средство, имеющее двустороннее асимметричную конструкцию. Воздушное транспортное средство может содержать корпус, имеющий продольную ось. Воздушное транспортное средство может дополнительно содержать продольно смещенные гондолы двигателей, асимметрично удлиненные гондолы двигателей и/или продольно смещенные выступающие аэродинамические поверхности, содержащие стабилизаторы, управляющие поверхности и/или крылья большого относительного удлинения.
[0009] В дополнительном примере реализации воздушное транспортное средство может содержать летательный аппарат, имеющий двустороннее асимметричную конструкцию. Летательный аппарат может содержать фюзеляж и гондолу двигателя, установленную на каждой из противоположных сторон фюзеляжа. Гондола двигателя, расположенная на одной стороне фюзеляжа, может иметь переднюю удлиняющую часть гондолы. Гондола двигателя, расположенная на противоположной стороне фюзеляжа, может иметь заднюю удлиняющую часть гондолы.
[0010] Кроме того, раскрыт способ минимизации волнового сопротивления воздушного транспортного средства. Способ может включать обеспечение наличия корпуса воздушного транспортного средства, имеющего продольную ось, ориентированную в целом параллельно направлению полета вперед, и продольное смещение по меньшей мере пары компонентов, расположенных на противоположных сторонах корпуса, относительно продольной оси. Компоненты могут содержать гондолы двигателей, крылья большого относительного удлинения, стабилизаторы, управляющие поверхности и/или внешние накопители.
[0011] Изобретение может включать воздушное транспортное средство, имеющее двусторонне асимметричную конструкцию, которая может содержать корпус, имеющий продольную ось, ориентированную в целом параллельно направлению полета вперед; и по меньшей мере один из следующих компонентов, устанавливаемых на противоположных сторонах корпуса: продольно смещенные гондолы двигателей; асимметрично удлиненные гондолы двигателей; и продольно смещенные выступающие аэродинамические поверхности, содержащие по меньшей мере одно из стабилизаторов, управляющих поверхностей и крыльев большого относительного удлинения. Гондолы двигателей могут быть установлены на крылья. По меньшей мере часть приблизительно постоянной площади сечения передней гондолы может быть в целом выровнена в продольном направлении с впускным отверстием двигателя задней гондолы. Кроме того, один из переднего и заднего концов приблизительно постоянной площади сечения передней гондолы может быть в целом продольно выровнен с впускным отверстием двигателя задней гондолы. Задний конец приблизительно постоянной площади сечения задней гондолы может быть в целом продольно выровнен с соплом двигателя передней гондолы. Воздушное транспортное средство может иметь область уменьшения площади сечения передней гондолы, которая перекрывает область увеличения площади сечения задней гондолы. Асимметрично удлиненные гондолы двигателей могут содержать переднюю удлиняющую часть гондолы, скрепленную с гондолой двигателя на одной стороне корпуса; и/или заднюю удлиняющую часть гондолы, скрепленную с гондолой двигателя на противоположной стороне корпуса. Воздушное транспортное средство может включать самолет. Воздушное транспортное средство может содержать по меньшей мере одну из крылатой ракеты, ракеты и космического транспортного средства.
[0012] Изобретение может включать летательный аппарат, имеющий двустороннее асимметричную конструкцию, которая может содержать фюзеляж; гондолу двигателя, расположенную на каждой из противоположных сторон фюзеляжа; гондолу двигателя, расположенную на одной стороне фюзеляжа, имеющего переднюю удлиняющую часть гондолы; и гондолу двигателя, расположенную на противоположной стороне фюзеляжа, имеющего заднюю удлиняющую часть гондолы.
Изобретение может охватывать способ минимизации волнового сопротивления воздушного транспортного средства, который может включать этапы: обеспечение наличия корпуса воздушного транспортного средства, имеющего продольную ось, ориентированную в целом параллельно направлению полета вперед; и продольное смещение гондол двигателей путем асимметричного удлинения гондол двигателей воздушного транспортного средства. Этап продольного смещения гондол двигателей может включать выравнивание в продольном направлении по меньшей мере части приблизительно постоянной площади сечения передней гондолы с впускным отверстием двигателя задней гондолы. Этап продольного смещения гондол двигателей может включать выравнивание в продольном направлении по меньшей мере одного из переднего и заднего концов приблизительно постоянной площади сечения передней гондолы с впускным отверстием двигателя задней гондолы. Этап продольного смещения гондол двигателей может включать перекрывание области уменьшения площади сечения передней гондолы с областью увеличения площади сечения задней гондолы. Этап продольного смещения гондол двигателей может включать по меньшей мере одно из добавления передней удлиняющей части гондолы к гондоле двигателя на одной стороне корпуса существующего воздушного транспортного средства; и добавления задней удлиняющей части гондолы к гондоле двигателя на противоположной стороне корпуса существующего воздушного транспортного средства. Гондолы двигателей могут быть установлены на крылья. Этап продольного смещения стабилизаторов может включать продольное смещение по меньшей мере одного из горизонтальных и вертикальных стабилизаторов. Этап продольного смещения внешних накопителей может включать установку внешних накопителей двусторонне симметричным образом на противоположных сторонах корпуса; и снятие внешнего накопителя на одной стороне корпуса перед снятием внешнего накопителя на противоположной стороне корпуса. По меньшей мере один из внешних накопителей может содержать ракету, бомбу или топливную подвеску. Воздушное транспортное средство может содержать самолет.
[0013] Описанные особенности, функции и преимущества могут быть достигнуты независимо друг от друга в различных примерах реализации настоящего изобретения или могут быть объединены в других примерах реализации, дополнительные сведения о которых можно получить из приведенных далее описания и чертежей.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0014] Эти и другие особенности настоящего изобретения станут более очевидны из чертежей, причем одинаковые номера относятся к одинаковым частям на всех чертежах.
[0015] На фиг. 1 показан вид сверху базовой конструкции летательного аппарата, имеющего двусторонне симметричную структуру.
[0016] На фиг. 1А схематически показан вид в разрезе площади локального продольного сечения базовой конструкции летательного аппарата по фиг. 1, выполненном вдоль плоскости разреза в переднем положении летательного аппарата.
[0017] На фиг. 1В схематически показан вид в разрезе площади локального продольного сечения базовой конструкции, выполненном вдоль плоскости разреза в промежуточном положении.
[0018] На фиг. 1С схематически показан вид в разрезе площади локального продольного сечения базовой конструкции, выполненном вдоль плоскости разреза в заднем положении.
[0019] На фиг. 2 показан вид сверху летательного аппарата с двусторонне асимметричной структурой, имеющего конструкцию со смещением двигателей.
[0020] На фиг. 2А схематически показан вид в разрезе площади локального продольного сечения конструкции со смещением двигателей летательного аппарата по фиг. 2, выполненном вдоль плоскости разреза в переднем положении.
[0021] На фиг. 2В схематически показан вид в разрезе площади локального продольного сечения конструкции со смещением двигателей, выполненном вдоль плоскости разреза в первом промежуточном положении.
[0022] На фиг. 2С схематически показан вид в разрезе площади локального продольного сечения конструкции со смещением двигателей, выполненном вдоль плоскости разреза во втором промежуточном положении.
[0023] На фиг. 2D схематически показан вид в разрезе площади локального продольного сечения конструкции со смещением двигателей, выполненном вдоль плоскости разреза в заднем положении.
[0024] На фиг. 3 показан график, отображающий площадь продольного сечения в зависимости от положения базовой конструкции летательного аппарата и смещения двигателей конструкции летательного аппарата.
[0025] На фиг. 4 показан график, отображающий изменение площади сечения в зависимости от положения для графиков площади сечения базовой конструкции и конструкции со смещением двигателей по фиг.3.
[0026] На фиг. 5 показан вид сверху примера реализации летательного аппарата с двусторонне асимметричной конструкцией, имеющей смещенные крылья и смещенные горизонтальные стабилизаторы.
[0027] На фиг. 6 показан вид сверху примера реализации летательного аппарата с двусторонне асимметричной конструкцией, имеющей переднюю и заднюю удлиняющие части гондол, скрепленные с гондолами двигателей на противоположных сторонах летательного аппарата.
[0028] На фиг. 7А показан вид сверху примера реализации крылатой ракеты с двусторонне симметричной конструкцией.
[0029] На фиг. 7В показан вид сверху крылатой ракеты по фиг. 7А с двусторонне асимметричной конструкцией, имеющей смещенные крылья ракеты.
[0030] На фиг. 8А показан вид сверху примера реализации летательного аппарата, имеющего внешние накопители, установленные в двусторонне симметричной конструкции.
[0031] На фиг. 8В показан вид сверху летательного аппарата по фиг. 8А, причем первый из внешних накопителей снят на одной стороне фюзеляжа и на внешней стороне крыла.
[0032] На фиг. 8С показан вид сверху летательного аппарата по фиг. 8В, причем второй из внешних накопителей снят на противоположной стороне фюзеляжа по фиг. 8В и на внутренней стороне крыла.
[0033] На фиг. 8D показан вид сверху летательного аппарата по фиг. 8С, причем третий из внешних накопителей снят с той же стороны фюзеляжа, что и на фиг. 8С.
[0034] На фиг. 8Е показан вид сверху примера реализации летательного аппарата, имеющего внешние накопители, установленные в двусторонне асимметричной конструкции.
[0035] На фиг. 9 показана блок-схема, имеющая одну или большее количество операций, которые могут быть включены в способ минимизации волнового сопротивления воздушного транспортного средства.
[0036] На фиг. 10 показан график, отображающий соотношение коэффициента волнового сопротивления/минимального сопротивления в сравнении с расстоянием смещения как процентное отношение максимального расстояния смещения для двусторонне асимметричной конструкции летательного аппарата, имеющей смещенные крылья, смещенные двигатели, и длин смещенных гондол двигателей.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0037] Согласно чертежам, которые представлены для иллюстрации различных примеров реализации настоящего изобретения, на фиг. 1 показан вид сверху воздушного транспортного средства 100, выполненного в виде летательного аппарата 102 или самолета. Летательный аппарат 102 показан в виде летательного аппарата 102 с трубой и крылом или самолета и показан в базовой конструкции 132, причем компоненты 114 летательного аппарата размещены в двусторонне симметричной конструкции 130 относительно продольной оси 106 летательного аппарата 102. Летательный аппарат 102 может быть выполнен таким образом, что продольная ось 106 корпуса 104 ориентирована в целом параллельно направлению 112 полета вперед летательного аппарата 102, соответствующему направлению встречного воздушного потока 110.
[0038] Корпус 104 летательного аппарата 102 может содержать фюзеляж 170, проходящий от переднего конца 172 фюзеляжа к заднему концу 174 фюзеляжа. Задний конец 174 фюзеляжа может содержать хвостовое оперение 260. Хвостовое оперение 260 может содержать одну или большее количество хвостовых поверхностей, таких как один или большее количество стабилизаторов 268, и/или управляющих поверхностей. Например, хвостовое оперение 260 может содержать горизонтальные стабилизаторы 268, один или большее количество вертикальных стабилизаторов 262 и одну или большее количество управляющих поверхностей 272, таких как руль высоты (не показан) и/или руль направления (не показан) для управления направлением перемещения летательного аппарата 102. В базовой конструкции 132 летательного аппарата 102 на фиг. 1 стабилизаторы 268 размещены в двусторонне симметричной конструкции 130, причем горизонтальные стабилизаторы 268 расположены в том же самом положении и в целом выровнены в продольном направлении друг с другом.
[0039] На фиг. 1 летательный аппарат 102 может дополнительно содержать одну или большее количество выступающих аэродинамических поверхностей 190, которые могут проходить по направлению наружу от корпуса 104 или фюзеляжа 170. Например, летательный аппарат 102 может содержать два крыла 192, которые могут быть установлены на противоположных сторонах фюзеляжа 170. Крылья 192, расположенные на каждой стороне фюзеляжа 170, могут быть выполнены по существу аналогичными друг другу. Например, крылья 192, расположенные на каждой стороне фюзеляжа 170, могут в целом иметь такой же размер, форму, контур, профили крыльев, размах крыла, конусность, стреловидность (например, переднюю или заднюю), положительный угол поперечного «V» или отрицательный угол поперечного «V». Несмотря на отображение на со стреловидной по направлению назад и сужающейся конструкцией, крылья 192 могут быть выполнены с нестреловидной конструкцией или стреловидной по направлению вперед конструкцией. Кроме того, крылья 192 могут быть выполнены с конструкцией без сужения, причем сечение крыла (не показано) или хорда является в целом постоянной вдоль полуразмаха каждого крыла 192.
[0040] В примерах реализации системы и способа, раскрытых в настоящей заявке, крылья 192 могут быть выполнены в виде крыльев 192 большого относительного удлинения. Например, крылья 192 большого относительного удлинения могут иметь относительное удлинение размаха крыльев (не показано) до средней хорды (не показана), составляющее по меньшей мере 2. В одном из примеров реализации коммерческого авиалайнера, аналогичного показанному на фиг. 1 и 2, крылья 192 большого относительного удлинения могут быть выполнены при относительном удлинении в диапазоне от приблизительно 2 до 10 или выше. Каждое крыло 192 может иметь корневую часть 198 крыла, законцовку 202 крыла, переднюю кромку 204 и заднюю кромку 206. Корневая часть 198 крыла имеет корневую хорду 200, проходящую между самой передней точкой на передней кромке 204 и самой задней точкой на задней кромке 206. В настоящем изобретении корневая часть 198 крыла образована на пересечении крыла 192 с фюзеляжем 170. В базовой конструкции 132 летательного аппарата 102 на фиг. 1 крылья 192 размещены в двусторонне симметричной конструкции 130, причем крылья 192 расположены в том же самом положении.
[0041] На фиг. 1 летательный аппарат 102 может дополнительно содержать один или более количество движительных блоков 230. Летательный аппарат 102 показан с конструкцией, имеющей пару двигателей, имеющих пару движительных блоков 230, скрепленных с крыльями 192 на противоположных сторонах фюзеляжа 170. Движительные блоки 230 могут быть расположены приблизительно в том же самом боковом месте на противоположных сторонах фюзеляжа 170. В одном из примеров реализации воздушное транспортное средство 100 (то есть летательный аппарат 102) может содержать равные количества гондол 232 двигателей или движительные блоки 230 на противоположных сторонах корпуса 104. Каждый движительный блок 230 из пары может быть расположен в том же самом боковом положении на противоположных сторонах фюзеляжа 170. При этом каждый из движительных блоков 230 пары могут быть установлены приблизительно на том же самом расстоянии от фюзеляжа 170 на его противоположных сторонах. В одном непоказанном примере реализации нечетные количества движительных блоков 230 или гондол 232 двигателей может быть включены в летательный аппарат 102. Кроме того, движительные блоки 230 могут быть установлены в любом месте на крыльях 192, фюзеляже 170 и/или на других конструкциях (не показаны), которые могут составлять единое целое с летательным аппаратом 102, так что движительные блоки 230 не ограничены их установкой в положениях, показанных на фиг. 1. Движительные блоки 230 на каждой стороне фюзеляжа 170 могут в целом иметь схожую конструкцию несмотря на то, что система и способ, раскрытые в настоящей заявке, могут быть применены к летательному аппарату 102, имеющему различные конструкции движительных блоков.
[0042] На фиг. 1 каждый из движительных блоков 230 может содержать гондолы 232 двигателей или движительные блоки 230, которые показаны установленными на крылья в отличие от гондол двигателей (не показаны) или движительных блоков (не показаны), которые могут составлять единое целое с фюзеляжем (не показан). В любых примерах реализации, раскрытых в настоящей заявке, гондолы двигателей могут быть установлены на фюзеляж (не показано) посредством опор или держателей, проходящих по направлению наружу от фюзеляжа. В примерах реализации, раскрытых в настоящей заявке, гондолы 232 двигателей на каждой стороне фюзеляжа 170 могут иметь по существу аналогичные диаметры, длины и конструкции гондол.
[0043] Каждая гондола 232 двигателя может в целом образовывать внешнюю геометрическую форму движительного блока 230. Кроме того, каждая гондола 232 двигателя имеет впускное отверстие 238 двигателя, которое в настоящем изобретении задано в виде самой передней точки и/или лицевой стороны гондолы 232 двигателя. В настоящем изобретении гондола 232 двигателя проходит от впускного отверстия к соплу 240 двигателя, заданному в настоящем изобретении в виде самой задней точки и/или заднего конца гондолы 232 двигателя или самой задней точки движительного блока 230. В базовой конструкции 132 летательного аппарата 102 на фиг. 1, установленные на крылья гондолы 232 двигателей выполнены в двусторонне симметричной конструкции 130, причем впускные отверстия 238 двигателей и сопла 240 двигателей в целом расположены в том же самом положении.
[0044] Несмотря на то что движительные блоки 230 в настоящем изобретении показаны и описаны в контексте турбинных двигателей, имеющих гондолы 232 двигателей, система и способ, раскрытые в настоящей заявке, могут быть применены к летательному аппарату 102, имеющему турбовинтовые двигатели или другие винтовые двигатели, и может дополнительно содержать поршневые двигатели или, без ограничения, любой другой тип движительного блока. Кроме того, система и способ, раскрытые в настоящей заявке, могут относиться к форме в плане летательного аппарата, отличной от летательного аппарата 102 с трубой и крылом, показанного на фиг. 1. Например, система и способ, раскрытые в настоящей заявке, могут относиться к летательному аппарату с составными крыльями или любому другому типу воздушного транспортного средства 100 или воздушному/космическому транспортному средству, без ограничения, которое работает в околозвуковом режиме полета, рядом с ним или выше него.
[0045] На фиг. 1А показан разрез площади локального продольного сечения 176 базовой конструкции 132 летательного аппарата 102, выполненный вдоль плоскости 140 разреза, проходящей через фюзеляж 170 в переднем положении 134, которое показано на фиг. 1. Площадь 176 сечения фюзеляжа на фиг. 1А отражает площадь сечения летательного аппарата, смещающую встречный воздушный поток 110 (см. фиг. 1).
[0046] На фиг. 1В показан разрез площади локального продольного сечения летательного аппарата 102 с базовой конструкцией 132, выполненный вдоль плоскости разреза 140 в промежуточном положении 136 (см. фиг. 1) летательного аппарата 102. Площадь сечения на фиг. 1В содержит площадь 176 сечения фюзеляжа 170 и площадь 242 сечения обеих гондол 232 двигателей. При этом на фиг. 1В показано резкое увеличение площади сечения, смещающей встречный воздушный поток 110 (фиг. 1) для летательного аппарата 102 с обычной базовой конфигурацией 132.
[0047] На фиг. 1С показан разрез площади локального продольного сечения летательного аппарата 102 с базовой конструкцией 132, выполненный вдоль плоскости разреза 140 в заднем положении 138 (см. фиг. 1) летательного аппарата 102. Площадь сечения на фиг. 1С содержит площадь 176 сечения фюзеляжа 170, площадь 242 сечения обеих гондол 232 двигателей и площадь 208 сечения крыла 192 на каждой стороне фюзеляжа 170 в заднем положении 138. На фиг. 1С дополнительно показано резкое увеличение площади сечения, которое возникает на относительно коротком расстоянии между промежуточным положением 136 и задним положением 138 (см. фиг. 1) и которое может соответствовать существенному увеличению волнового сопротивления после достижения летательным аппаратом 102 с базовой конструкцией 132 скорости звука.
[0048] На фиг. 2 показан вид сверху летательного аппарата 102, предпочтительно имеющего двусторонне асимметричную конструкцию 150, имеющую гондолы 232 двигателей, которые смещены в продольном направлении относительно друг друга. На фиг. 2 гондолы 232 двигателей содержат переднюю гондолу 234, которая может быть расположена впереди задней гондолы 236 на противоположной стороне фюзеляжа 170. При этом гондолы 232 двигателей на фиг. 2 могут быть смещены в продольном направлении друг относительно друга на расстояние смещения двигателя согласно приведенному далее описанию. За исключением гондол 232 двигателей, конструкция 152 со смещением двигателей летательного аппарата 102 на фиг. 2 может быть по существу аналогична базовой конструкции 132 летательного аппарата 102 на фиг. 1 в отношении двусторонней симметрии оставшихся компонентов 114 летательного аппарата 102 в отношении выступающих аэродинамических поверхностей 190, таких как крылья 192, горизонтальные стабилизаторы 268 и другие компоненты 114.
[0049] На фиг. 2 гондолы 232 двигателей могут быть смещены на заданное расстояние 244 смещения. В показанном примере реализации передняя гондола 234 и задняя гондола 236 расположены в целом в том же самом боковом положении на противоположных сторонах фюзеляжа 170. Однако передняя гондола 234 может быть расположена таким образом, что по меньшей мере часть приблизительно постоянной площади 249 сечения (то есть показанная штрихом) передней гондолы 234 в целом выровнена в продольном направлении с впускным отверстием двигателя 238 (то есть передней частью) задней гондолы 236. Например, положение переднего конца 250 приблизительно постоянной площади сечения 249 передней гондолы 234 в целом выровнено с впускным отверстием двигателя 238 задней гондолы 236, что может обеспечить оптимальное расстояние 244 смещения, которое соответствует минимизации волнового сопротивления для конструкции летательного аппарата. При этом передняя гондола 234 и задняя гондола 236 могут быть смещены в продольном направлении на расстояние 244 смещения, которое минимизирует скорость изменения (например, увеличения или уменьшения) площади сечения летательного аппарата по отношению к скорости изменения площади сечения двусторонне симметричного летательного аппарата. В одном из примеров реализации передняя гондола 234 может быть расположена спереди от несмещенного положения (не показано) или в исходном симметричном положении передней гондолы 234. Аналогичным образом, задняя гондола 236 может быть расположена сзади от несмещенного положения (не показано) или в исходном симметричном положении задней гондолы 236. Однако передняя гондола 234 и задняя гондола 236 могут быть расположены в любом месте относительно их соответствующих несмещенных положений.
[0050] В одном из примеров реализации гондолы 232 двигателей могут быть смещены на расстояние 244 смещения, которое является настолько большим, насколько это физически возможно. Например, гондолы 232 двигателей могут быть смещены на любую величину в диапазоне от отсутствия смещения (то есть выровнено в продольном направлении) до расстояния 244 смещения 244, причем впускное отверстие 238 двигателя одной гондолы 232 двигателя выровнено с соплом 240 двигателя гондолы 232 двигателя на противоположной стороне фюзеляжа 170. Также возможны большие расстояния 244 смещения двигателей. В одном из примеров реализации гондолы 232 двигателей могут быть смещены в продольном направлении таким образом, что по меньшей мере часть приблизительно постоянной площади сечения 249 передней гондолы 234 в целом выровнена в продольном направлении с впускным отверстием двигателя задней гондолы 236. Приблизительно постоянная площадь 249 сечения показана штрихом на фиг. 2 и может содержать область с максимальной площадью сечения гондолы 232 двигателя. При этом приблизительно постоянная площадь 249 сечения гондолы 232 двигателя может иметь немного искривленную внешнюю поверхность (например, выпукло искривленную) и необязательно ограничена постоянным внешним диаметром или постоянной формой разреза.
[0051] В примере реализации, показанном на фиг. 2, положение впускного отверстия 238 двигателя (например, передняя сторона) задней гондолы 236 на одной стороне фюзеляжа 170 может быть в целом выровнена в продольном направлении с задним концом 251 приблизительно постоянной площади сечения 249 передней гондолы 234 на противоположной стороне фюзеляжа 170. В дополнительном непоказанном примере реализации положение заднего конца 251 приблизительно постоянной площади сечения 249 задней гондолы 236 может быть в целом выровнено в продольном направлении с соплом 240 двигателя передней гондолы 234. В другом непоказанном примере реализации сопло 240 двигателя передней гондолы 234, расположенной на одной стороне фюзеляжа 170, может быть в целом продольно выровнено с впускным отверстием двигателя 238 задней гондолы 236, расположенной на противоположной стороне фюзеляжа 170. Предпочтительно, вышеописанные положения переднего и заднего концов 250, 251 приблизительно постоянной площади сечения 249 могут соответствовать минимизации волнового сопротивления летательного аппарата 102.
[0052] В дополнительном непоказанном примере реализации гондолы 232 двигателей могут быть смещены в продольном направлении, так что область уменьшения площади сечения передней гондолы 234 по меньшей мере частично перекрывает область увеличения площади сечения задней гондолы 236. Область уменьшения площади сечения гондолы 232 двигателя может содержать часть гондолы, расположенной сзади приблизительно постоянной площади сечения 249. Область увеличения площади сечения гондолы 232 двигателя может содержать часть гондолы, расположенной спереди приблизительно постоянной площади сечения 249. Путем перекрывания уменьшающегося сечения гондолы, расположенной на одной стороне фюзеляжа, и увеличивающейся площади сечения гондолы, расположенной на противоположной стороне фюзеляжа, скорость изменения площади сечения летательного аппарата 102 может быть минимизирована по отношению к воздушному транспортному средству, имеющему двусторонне симметричные (несмещенные) гондолы двигателей.
[0053] Для любого одного из двусторонне асимметричных примеров реализации, раскрытых в настоящей заявке, расстояние смещения для двух компонентов 114 (например, гондолы 232 двигателей, крыльев 192, стабилизаторов 268, управляющих поверхностей 272 и т.д.) на противоположных сторонах фюзеляжа 170 может быть аналитически определено согласно способу, описанному далее для расчета одного или большего количества расстояний смещения, которые соответствуют минимизации волнового сопротивления для летательного аппарата 102. В альтернативном варианте значение расстояния смещения может быть определено экспериментально или путем сочетания анализа и эксперимента.
[0054] Конструкция 152 со смещением двигателей на фиг. 2 отражает любое сочетание двусторонне асимметричных конструкций 150, которые могут предпочтительно минимизировать увеличение волнового сопротивления летательного аппарата 102. В настоящем изобретении волновое сопротивление в воздушном транспортном средстве 100 может быть предпочтительно минимизировано путем установки одной или большего количества пар компонентов 114 в смещенной конструкции на противоположных сторонах фюзеляжа 170. Например, согласно приведенному далее подробному описанию волновое сопротивление может быть минимизировано путем продольного смещения пары выступающих аэродинамических поверхностей 190 летательного аппарата 102. Выступающие аэродинамические поверхности 190 могут быть образованы в виде любого элемента, который проходит по направлению наружу от корпуса 104 или фюзеляжа 170 воздушного транспортного средства 100 или летательного аппарата 102.
[0055] В настоящем изобретении выступающие аэродинамические поверхности 190 могут содержать крылья 192 большого относительного удлинения, горизонтальные стабилизаторы 268, вертикальные стабилизаторы 262, наклонные стабилизаторы (не показаны), передние горизонтальные оперения (не показаны), управляющие поверхности 272 и другие выступающие аэродинамические поверхности 190. Стабилизаторы могут быть образованы в виде аэродинамических поверхностей, которые обеспечивают курсовую устойчивость летательному аппарату 102 или воздушному транспортному средству 100. В одном из примеров реализации стабилизаторы могут содержать постоянные и неподвижные выступающие аэродинамические поверхности 190. В настоящем изобретении выступающие аэродинамические поверхности 190 могут также содержать управляющие поверхности 272, такие как для аэродинамического управления или управления направлением перемещения летательного аппарата 102 или воздушного транспортного средства 100, и могут содержать в целом подвижные управляющие поверхности 272. Например, рулевая поверхность 272 может содержать руль, руль высоты, элевон, руль направления и высоты или одну из множества подвижных поверхностей. Рулевая поверхность 272 может быть шарнирно соединена на одной кромке с другим элементом, таким как стабилизатор. Однако рулевая поверхность 272 может быть скреплена с возможностью поворота с воздушным транспортным средством 100 или летательным аппаратом 102 в виде отдельного компонента. Например, рулевая поверхность 272 может содержать цельноповоротный руль высоты, руль или другую конструкцию рулевой поверхности. В настоящем изобретении выступающая аэродинамическая поверхность 190 может содержать любой элемент, структуру, устройство или компонент, который отражает изменение площади сечения по отношению к встречному воздушному потоку 110, проходящему поверх воздушного транспортного средства 100 или летательного аппарата 102.
[0056] На фиг. 2А показан вид в разрезе площади локального продольного сечения конструкции 152 со смещением двигателей летательного аппарата 102, выполненном вдоль плоскости 140 разреза в переднем положении 154 на фиг. 2. Переднее положение 154 на фиг. 2 расположено в том же самом месте, что и переднее положение 134 на фиг. 1. Площадь 176 сечения на фиг. 2А имеет такую же площадь 176 сечения как на фиг. 1А.
[0057] На фиг. 2В показан вид в разрезе площади локального продольного сечения конструкции 152 со смещением двигателей, выполненный вдоль плоскости разреза 140 в первом промежуточном положении 156 (см. фиг. 2) летательного аппарата 102. Площадь сечения на фиг. 2В содержит площадь 176 сечения фюзеляжа 170 и площадь 242 сечения одной из гондол 232 двигателей. При этом на фиг. 2В показано более постепенное увеличение в площади сечения конструкции 152 со смещением двигателей по сравнению с более резким увеличением в площади сечения, показанном на фиг. 1В для базовой конструкции 132.
[0058] Согласно фиг. 2С, показан вид в разрезе площади локального продольного сечения конструкции 152 со смещением двигателей, выполненном вдоль плоскости разреза 140 во втором промежуточном положении 157 (см. фиг. 2). Площадь сечения на фиг. 2С содержит площадь 176 сечения фюзеляжа 170 и площадь 242 сечения обеих гондол 232 двигателей и аналогична по размеру площади сечения, показанной на фиг. 1В для летательного аппарата 102 с базовой конструкцией 132 по фиг. 1. На фиг. 2С дополнительно показано постепенное увеличение площади сечения конструкции 152 со смещением двигателей по отношению к резкому увеличению площади сечения базовой конструкции 132.
[0059] На фиг. 2D показан вид в разрезе площади локального продольного сечения летательного аппарата 102 с базовой конструкцией, выполненном вдоль плоскости разреза 140 в заднем положении 158 (см. фиг. 2) летательного аппарата 102. Заднее положение 158 на фиг. 2 расположено в том же самом месте, что и заднее положение 138 на фиг. 1, а площадь 176 сечения на фиг. 2D имеет такую же площадь 176 сечения, как на фиг. 1С. Площадь сечения на фиг. 2D содержит площадь сечения фюзеляжа 170, площадь 242 сечения обеих гондол 232 двигателей, площадь 208 сечения части крыльев 192 в заднем положении 158.
[0060] На фиг. 2A-2D показано более постепенное увеличение площади сечения, достигнутое продольным смещением гондолы 232 двигателей, по отношению к резкому увеличению площади сечения базовой конструкции 132 как показано на фиг. 1A-1D. Несмотря на то, что это не показано на фиг. 2A-2D, смещенные гондолы 232 двигателей могут быть смещены в продольном направлении для обеспечения постепенного уменьшения площади сечения, поскольку воздушный поток 110 достигает заднего конца продольно смещенных гондол 232 двигателей. Согласно возможной оценке путем продольного смещения гондол 232 двигателей волновое сопротивление может быть минимизировано вследствие более постепенного изменения распределения площади сечения вдоль продольной оси 106 летательного аппарата 102. В любых примерах реализации, раскрытых в настоящей заявке, постепенное изменение распределения площади сечения может содержать постепенное увеличение площади сечения и/или постепенное уменьшение площади сечения воздушного транспортного средства 100 или летательного аппарата 102.
[0061] На фиг. 3 показан график, отображающий площадь продольного сечения в зависимости от положения базовой конструкции 132 (то есть отсутствует смещение) по фиг. 1 и конструкции 152 со смещением двигателей по фиг. 2. Положение указано по отношению к исходному положению 108, которое расположено на графике посередине между положением передней части фюзеляжа на левой стороне графика и задней части фюзеляжа на правой стороне графика. График по фиг. 3 был получен в результате относительно приблизительного анализа базовой конструкции 132 и относительно приблизительного анализа конструкции 152 со смещением двигателей с использованием тех же самых параметров анализа, как и в анализе базовой конструкции 132.
[0062] На фиг. 3 график распределения площади сечения базовой конструкции 132 (то есть без смещения) показан в виде сплошной линии. График распределения площади сечения конструкции 152 со смещением двигателей показан в виде пунктирной линии и совмещен со сплошной линией базовой конструкции 132. Для конструкции 152 со смещением двигателей пунктирная линия графика иллюстрирует исходное увеличение в площади сечения в первом промежуточном положении 156 и отражает распределение площади сечения от передней гондолы 234 (см. фиг. 2). Таким образом, первоначальное увеличение площади сечения конструкции 152 со смещением двигателей возникает перед (то есть по отношению к встречному воздушному потоку) первоначальным увеличением площади сечения базовой конструкции 132. Разница в высоте пунктирной линии и сплошной линии также иллюстрирует, что максимальная площадь сечения конструкции 152 со смещением двигателей меньше, чем максимальная площадь сечения базовой конструкции 132.
[0063] Фиг. 4 иллюстрирует график производной от доли площади сечения по фиг. 3 и иллюстрирует изменение в площади сечения в зависимости от положения базовой конструкции 132 и конструкции 152 со смещением двигателей. График изменения в распределении площади сечения базовой конструкции 132 показан в виде сплошной линии. График изменения в распределении площади сечения конструкции 152 со смещением двигателей показан в виде пунктирной линии. Пунктирная линия на фиг. 4 иллюстрирует относительно равномерное слияние долей площади сечения со стороны передней гондолы 234 (см. фиг. 2) и задней гондолы 236 (см. фиг. 2) для конструкции 152 со смещением двигателей, что предпочтительно соответствует минимальной скорости увеличения площади сечения. В отличие от этого, в той же самой части графика по фиг. 4 сплошная линия иллюстрирует резкое увеличение доли площади сечения (то есть в элементе 130) от продольно выровненных гондол 232 двигателей базовой конструкции 132 (см. фиг. 1). Кроме того, отрицательный пик на сплошной линии иллюстрирует резкое уменьшение доли площади сечения от продольно выровненных гондол 232 двигателей базовой конструкции 132.
[0064] На фиг. 5 показан летательный аппарат 102 с двусторонне асимметричной конструкцией 150, имеющей продольно смещенные выступающие аэродинамические поверхности 190, содержащие продольно смещенные крылья 192 и/или смещенные в продольном направлении горизонтальные стабилизаторы 268. В настоящем изобретении согласно приведенному выше описанию выступающая аэродинамическая поверхность 190 содержит любой элемент, который скреплен с и/или проходит или выступает по направлению наружу от корпуса 104. Летательный аппарат 102 на фиг. 5 содержит переднее крыло 194 и заднее крыло 196, которые могут быть смещены относительно друг от друга, без ограничения, на любое расстояние смещения крыльев. Летательный аппарат 102 может также содержать стабилизаторы, которые могут быть смещены относительно друг от друга, без ограничения, на любое расстояние. Например, летательный аппарат 102 может содержать пару горизонтальных стабилизаторов 268, таких как передний стабилизатор 264 и задний стабилизатор 266, которые могут быть смещены друг относительно друга. Несмотря на то что это не показано, вертикальный стабилизатор 262 или вертикальное хвостовое оперение могут быть смещены в продольном направлении относительно горизонтального стабилизатора 268. В дополнение к смещенным крыльям 192, летательный аппарат 102 в двусторонне асимметричной конструкции 150 может содержать смещенные в продольном направлении поверхности переднего горизонтального оперения (не показано), установленного в переднем конце фюзеляжа, смещенные в продольном направлении рули направления и высоты (не показаны), которые могут быть скреплены с задним концом фюзеляжа, или другие конструкции хвостового оперения (например, V-образное оперение, U-образное оперение, Т-образное оперение и т.д. - не показаны), которые могут быть смещены относительно друг от друга. Продольно смещенные выступающие аэродинамические поверхности 190 могут также содержать управляющие поверхности (не показаны), которые могут быть скреплены с летательным аппаратом с составным крылом (не показан).
[0065] На фиг. 5 переднее крыло 194 и заднее крыло 196 могут быть смещены в продольном направлении на расстояние относительно друг друга согласно приведенному выше описанию. Гондолы 232 двигателей на каждой стороне фюзеляжа могут быть установлены в том же самом положении по отношению к крылу, так что продольное смещение крыльев также приводит к продольному выравниванию гондол двигателей. Однако летательный аппарат может быть выполнен с продольно смещенными крыльями и гондолами двигателей, установленными на несмещенные крылья (не показаны). На фиг. 5 продольно смещенные крылья 192 могут иметь в целом высокое относительное удлинение вплоть до 10 или более по сравнению с летательным аппаратом с треугольным крылом (не показан), который может иметь относительно низкое относительное удлинение, составляющее 3 или менее.
[0066] В любой из смещенных конструкций, раскрытых в настоящей заявке, максимальное расстояние смещения набора компонентов (гондолы 232 двигателей, выступающие аэродинамические поверхности 190 и т.д.) может зависеть от конструкции воздушного транспортного средства. Например, расстояние смещения крыльев на беспилотном летательном транспортном средстве (UAV) может быть меньше, чем расстояние смещения крыльев на коммерческом реактивном лайнере. Максимальное расстояние смещения может быть определено конструктивными, аэродинамическими и/или производственными условиями или другими условиями. На фиг. 5 переднее крыло 194 показано со смещением от заднего крыла 196 на расстояние 210 смещения крыльев, составляющее приблизительно длину корневой хорды 200 одного их крыльев 192. Согласно приведенному выше описанию корневая часть 198 крыла может быть образована в месте пересечения крыльев 192 с фюзеляжем 170. В одном из примеров реализации крылья 192 могут быть смещены друг относительно друга на расстояние 210 смещения, составляющее между 1 футом (0,3048 м) и длиной корневой хорды 200. Однако для минимизации затруднений вследствие смещений пути нагружения или скручивающих нагрузок на фюзеляж 170 или сложностей, касающихся аэродинамических характеристик, расстояние 210 смещения пары смещенных крыльев 192 может быть минимизировано.
[0067] Горизонтальные стабилизаторы 268 могут быть также смещены в продольном направлении на расстояние 270 смещения стабилизаторов, которое может быть ограничено длиной корневой хорды 200 одного из горизонтальных стабилизаторов 268. Однако горизонтальные стабилизаторы 268 могут быть смещены на любое расстояние 270 смещения стабилизаторов, без ограничения, согласно приведенному выше описанию. В любом примере реализации, раскрытом в настоящей заявке, выступающие аэродинамические поверхности 190 могут быть смещены в продольном направлении друг относительно друга таким образом, что область уменьшения площади сечения переднего компонента (например, передней выступающей аэродинамической поверхности), расположенного на одной стороне фюзеляжа, по меньшей мере частично перекрывает область увеличения площади сечения заднего компонента (например, задней выступающей аэродинамической поверхности), расположенного на противоположной стороне фюзеляжа.
[0068] На фиг. 6 показан дополнительный пример реализации летательного аппарата 102 с двусторонне асимметричной конструкцией 150. Согласно чертежу крылья 192 могут быть выполнены двусторонне симметричными таким образом, что эти крылья 192 расположены в том же самом положении на противоположных сторонах фюзеляжа 170. Двусторонняя асимметрия летательного аппарата 102 может быть снабжена асимметрично удлиненными гондолами 232 двигателей. При этом гондола 232 двигателя, расположенная на одной стороне фюзеляжа 170, может быть снабжена передней удлиняющей частью 246 гондолы. Передняя удлиняющая часть 246 гондолы может проходить или выступать по направлению вперед от гондолы 232 двигателя. Кроме того, гондола 232 двигателя, расположенная на противоположной стороне фюзеляжа 170, может быть снабжена задней удлиняющей частью 248 гондолы. Задняя удлиняющая часть 248 гондолы может проходить или выступать по направлению назад от гондолы 232 двигателя. Летательный аппарат может содержать переднюю удлиняющую часть 246 гондолы на одной гондоле 232 двигателя и/или заднюю удлиняющую часть 248 гондолы на одной гондоле. Однако летательный аппарат может быть снабжен передней удлиняющей частью 246 гондолы и задней удлиняющей частью 248 гондолы на одной гондоле 232 двигателя.
[0069] Согласно чертежу передняя удлиняющая часть 246 гондолы может быть смещена на расстояние 252 смещения удлиняющей части и/или задняя удлиняющая часть 248 гондолы может быть смещена на расстояние 252 смещения удлиняющей части, которое может отличаться от расстояния 252 смещения удлиняющей части передней удлиняющей части 246 гондолы. Пример реализации, показанный на фиг. 6, может отражать усовершенствованную конструкцию для существующего летательного аппарата 102, имеющего двусторонне симметричную конструкцию, по меньшей мере в отношении симметричных крыльев 192 и гондол 232 двигателей. Путем добавления передней удлиняющей части 246 гондолы и/или задней удлиняющей части 248 гондолы могут быть значительно улучшены характеристики волнового сопротивления существующего летательного аппарата 102.
[0070] На фиг. 7А показан один из примеров реализации крылатой ракеты 280 в двусторонне симметричной конструкции 130, имеющей ракетный корпус 282 и выровненные в продольном направлении крылья 284 ракеты. Крылатая ракета 280 представляет альтернативный пример реализации воздушного транспортного средства 100, которое может работать в околозвуковой области и которое может получать выгоду из системы и способа минимизации волнового сопротивления согласно описанию настоящей заявки.
[0071] На фиг. 7В показана крылатая ракета 280 с двусторонне асимметричной конструкцией 150, имеющей смещенные крылья 284 ракеты. Крылья 284 ракеты могут быть смещены на расстояние смещения 290 крыльев ракеты до длины корневой хорды 288 ракеты корневой части 286 крыла несмотря на то, что крылья 286 ракеты могут быть выполнены на любом расстоянии смещения 290 крыльев ракеты, без ограничения, согласно приведенному выше описанию. Предпочтительно, если смещенные крылья 284 ракеты могут обеспечить более постепенное изменение в распределении площади сечения ракеты 280 по отношению к конструкции симметричной ракеты 280, показанной на фиг. 7А. Вышеописанные смещенные конструкции могут быть применены к ракете (не показана) или ракете-носителе. Например, ракета может быть снабжена стабилизирующими ребрами (не показаны), которые могут быть смещены для минимизации волнового сопротивления. Любая из вышеописанных смещенных конструкций может быть также применена к другим транспортным средствам, содержащим космические транспортные средства для минимизации волнового сопротивления во время перехода через атмосферу.
[0072] На фиг. 8А показан вид сверху примера реализации конструкции военного летательного аппарата 102. Летательный аппарат 102 имеет равное количество внешних накопителей 300, обозначенных как 300А, 300В, 300С и 300D и установленных в двусторонне симметричной конструкции 130 на летательном аппарате 102. Внешние накопители 300 показаны в виде топливных подвесок 302, скрепленных с крыльями в двух парах на противоположных сторонах фюзеляжа 170. Однако внешние накопители 300 могут иметь любой тип конструкции накопителей, которая может быть съемно скреплена с летательным аппаратом 102. Например, внешние накопители 300 могут содержать, без ограничения, оружие, такое как ракеты и/или бомбы, подвески для обзорного наблюдения или любой другой тип внешних накопителей, которые могут быть съемно скреплены с летательным аппаратом 102. Внешние накопители 300 могут быть сняты с летательного аппарата 102 способом, который минимизирует асимметричное нагружение при одновременной минимизации скорости изменения площади сечения летательного аппарата 102 аналогично конструкции 152 со смещением двигателей, показанной на фиг. 2 и описанной выше.
[0073] Например, на фиг. 8B-8D показан пример реализации последовательности съема внешних накопителей 300 способом, который минимизирует изменение площади сечения. На фиг. 8В показан съем внешних накопителей 300А до съема внешних накопителей 300В, 300С и 300D для эффективного обеспечения двусторонне асимметричной конструкции на фиг. 8В. На фиг. 8С показан следующий этап последовательности съема, причем внешний накопитель 300С снят до съема внешних накопителей 300В и 300D. Этап последовательности съема на фиг. 8С может отражать структуру, которая минимизирует скорость изменения площади сечения летательного аппарата 102 по отношению к структуре, в которой внешние накопители 300 сняты в равных количествах (не показаны) с каждой стороны летательного аппарата 102.
[0074] На фиг. 8D показан следующий этап последовательности снятия, причем внешний накопитель 300D снят перед внешним накопителем 300В, который, несмотря на то что это не показано, представляет собой последний из внешних накопителей 300, которые необходимо снять. Последовательность снятия 300A-300C-300D-300B может обеспечивать баланс между стабильностью и управлением летательного аппарата с уменьшением волнового сопротивления. Однако возможны другие последовательности снятия, которые могут эффективно уменьшить волновое сопротивление путем минимизации скорости изменения площади сечения летательного аппарата 102. Например, для летательного аппарата (не показан), имеющего более четырех (4) съемных внешних накопителей 300, могут быть реализованы альтернативные последовательности съема для минимизации изменения площади сечения. Путем снятия внешних накопителей 300 одним из вышеописанных способов волновое сопротивление может быть минимизировано, что может улучшить диапазон и/или улучшить характеристики скорости воздушного потока, например для эксплуатации рядом с околозвуковой областью или в ней.
[0075] На фиг. 8Е показан пример реализации летательного аппарата по фиг. 8А, причем внешние накопители 300 загружены или скреплены с летательным аппаратом 102 со сдвигом, что может минимизировать скорость изменения площади сечения летательного аппарата 102. В отличие от структуры, показанной на фиг. 8А, на которой внешние накопители 300А, 300В, 300С и 300D установлены в двусторонне симметричную структуру, на фиг. 8Е показаны внешние накопители, установленные в двусторонней смещенной структуре или структуре со сдвигом. Например, на фиг. 8Е внешние накопители 300А и 300D могут быть смещены друг относительно друга на величину смещения 304 накопителей. Аналогичным образом, внешние накопители 300В и 300С могут быть смещены друг относительно друга на величину смещения 304 накопителей. Смещение внешних накопителей 300A-300D и 300В-300С может минимизировать добавления и вычитания площади сечения вдоль продольной оси летательного аппарата 102, что может предпочтительно минимизировать волновое сопротивление.
[0076] На фиг. 9 показана блок-схема, иллюстрирующая пример реализации способа 400 минимизации волнового сопротивления воздушного транспортного средства 100. Способ может включать этап 402 обеспечения наличия корпуса 104 воздушного транспортного средства 100, такого как летательный аппарат 102. Согласно приведенному выше описанию воздушное транспортное средство 100 имеет продольную ось 106, ориентированную в целом параллельно направлению 112 полета вперед. Летательный аппарат 102 может содержать летательный аппарат 102 для коммерческих перевозок, который показан на фиг. 2, военный летательный аппарат 102, который показан на фиг. 8В, ракету, такую как крылатая ракета 280, показанная на фиг. 7В, или любое сочетание конструкций альтернативного воздушного транспортного средства 100, которые могут функционировать в околозвуковой области или рядом с ней или при высоких числах Маха.
[0077] Этап 404 способа 400 по фиг. 9 может включать продольное смещение по меньшей мере пары компонентов 114, расположенных на противоположных сторонах корпуса 104. Однако настоящее изобретение не ограничено смещением четных количеств (например, пар) компонентов. При этом система и способ, раскрытые в настоящей заявке, могут включать смещение нечетных количеств компонентов, такое как смещение трех (3) или большего количества компонентов относительно друг друга для минимизации скорости изменения площади сечения летательного аппарата. Согласно приведенному выше описанию компоненты 114, которые могут быть смещены, могут содержать выступающие аэродинамические поверхности 190 (см. фиг. 2), такие как крылья 192 (см. фиг. 2), горизонтальные стабилизаторы 268 (см. фиг. 2), вертикальные стабилизаторы 262 (см. фиг. 2), наклонные стабилизаторы (не показаны), управляющие поверхности 272 (см. фиг. 2) или любые другие выступающие аэродинамические поверхности 190, проходящие по направлению наружу от фюзеляжа 170 или корпуса 104 воздушного транспортного средства 100.
[0078] Компоненты 114 могут также содержать движительные блоки 230, содержащие гондолы 232 двигателей, которые могут быть установлены на крылья и которые могут быть смещены в продольном направлении на противоположных сторонах фюзеляжа 170 согласно приведенному выше описанию. В одном из примеров реализации способ может включать установку пары крыльев 192 двусторонне симметричным образом (то есть без смещения) на противоположных сторонах корпуса 104 и продольное смещение пары гондол 232 двигателей, как показано фиг. 2 и/или в одном из раскрытых ранее примеров реализации. Несмотря на то что это не показано, способ может включать перекрывание области уменьшения площади сечения передней гондолы с областью увеличения площади сечения задней гондолы согласно приведенному выше описанию.
[0079] В одном из примеров реализации существующее двусторонне симметричное транспортное средство 100 может быть преобразовано в двусторонне асимметричное транспортное средство 100 путем добавления удлиняющих частей к одному или большему количеству компонентов 114 воздушного транспортного средства 100 для получения структуры со смещением. Например, двусторонняя асимметрия может быть достигнута путем модернизации существующего летательного аппарата 102 или самолета для добавления передней удлиняющей части 246 гондолы к гондоле двигателя 232, расположенной на одной стороне фюзеляжа 170, и/или добавления задней удлиняющей части 248 гондолы к гондоле двигателя 232, расположенной на противоположной стороне фюзеляжа 170, как показано на фиг. 6. Передняя удлиняющая часть 246 гондолы и/или задняя удлиняющая часть 248 гондолы могут быть смещены на расстояние 252 смещения удлиняющей части согласно приведенному выше описанию. Согласно оценке другие конструкции удлиняющих частей могут быть добавлены к другим компонентам 114 существующего летательного аппарата 102 для достижения двусторонней асимметрии и улучшения распределения площади сечения вдоль продольной оси 106 летательного аппарата 102.
[0080] Двусторонняя асимметрия может быть также достигнута в двусторонне симметричном воздушном транспортном средстве 100 (например, летательном аппарате по фиг. 8А) способом, согласно которому внешние накопители 300 сняты с летательного аппарата. Например, согласно приведенному выше описанию по отношению к фиг. 8A-8D, двусторонняя асимметрия может быть эффективно обеспечена путем снятия внешних накопителей 300 в последовательности, которая минимизирует изменение площади сечения летательного аппарата (см. фиг. 8В) и которая может предпочтительно минимизировать общее сопротивление конструкции летательного аппарата. Общее сопротивление конструкции может содержать паразитное сопротивление (включающее интерференционное сопротивление), сопротивление давления и волновое сопротивление. Согласно фиг. 8Е двусторонняя асимметрия может быть также обеспечена путем установки внешних накопителей 300 с смещениями 304 накопителей согласно приведенному выше описанию в виде средств для минимизации изменений площади сечения летательного аппарата 102, который может минимизировать волновое сопротивление.
[0081] Этап 406 способа 400 по фиг. 9 включает минимизацию скорости изменения площади сечения воздушного транспортного средства или летательного аппарата в ответ на продольное смещение компонентов. Продольное смещение компонентов приводит к формированию двусторонне асимметричной конструкции. В любых примерах реализации, раскрытых в настоящей заявке, двусторонняя асимметрия может быть реализована способом, который минимизирует общее сопротивление конструкции. Минимизация общего сопротивления конструкции может включать уменьшение волнового сопротивления по отношению к волновому сопротивлению двусторонне симметричной конструкции. Однако минимизация общего сопротивления конструкции может привести к уменьшению волнового сопротивления, которое может быть не уменьшено до абсолютного минимума.
D
v
v
v
[0082] Способ минимизации волнового сопротивления может включать оценку волнового сопротивления воздушного транспортного средства 100 в виде средств для определения оптимального расстояния смещения между двумя компонентами 114, установленными на противоположных сторонах корпуса 104 воздушного транспортного средства 100. При этом минимальное волновое сопротивление соответствует по меньшей мере одному минимальному смещению между компонентами 114. Волновое сопротивление воздушного транспортного средства 100 может быть представлено коэффициентом (C) сопротивления воздушного транспортного средства 100 при заданном числе Маха. Коэффициент волнового сопротивления воздушного транспортного средства 100 может быть оценен путем расчета распределения S(x) площади сечения воздушного транспортного средства 100 по длине l транспортного средства, показанной на фиг. 3. На основании распределения площади сечения способ может включать расчет скорости изменения распределения S'(x) площади сечения по длине l транспортного средства. График по фиг. 4 изображает скорость изменения распределения S'(x) площади сечения по длине l транспортного средства. Согласно фиг. 3 распределение S(x) площади сечения может быть центрировано по отношению к нулевой точке 108, расположенной посередине между передним и задним концами воздушного транспортного средства 100. Распределение S(x) площади сечения может быть преобразовано в функцию от ϕ, причем:
[0083]
[0084] Затем способ может включать расчет разложения в ряд Фурье распределения S(x) площади сечения с использованием следующей формулы:
[0085]
[0086] причем:
D
[0087] Волновое сопротивление может быть оценено с использованием следующего отношения для коэффициента C волнового сопротивления:
[0088]
max
[0089] причем n отражает количество членов ряда Фурье, которое приводит к сходимости рядов Фурье. Вышеописанный способ оценки волнового сопротивления раскрыт в техническом уведомлении № D-446 (1960 год) Национального агентства по аэронавтике и исследованию космического пространства (NASA) под названием "Некоторые примеры применений правил для околозвуковой и сверхзвуковой областей к прогнозу волнового сопротивления", подготовленном R. Nelson и другими, и в техническом отчете №1284 (1956 год) Национального консультативного комитета по аэронавтике (NACA) под названием "Теория сопротивления корпуса с крыльями на сверхзвуковых скоростях", подготовленном R. Jones.
[0090] Способ может дополнительно включать последовательное регулирование расстояния смещения и оценку результирующего коэффициента волнового сопротивления, например, путем использования вышеописанного способа до тех пор, пока не определено расстояние смещения, при котором волновое сопротивление минимизировано для заданной конструкции летательного аппарата 102. При этом компоненты 114 летательного аппарата 102, такие как гондолы 232 двигателей, могут быть смещены в диапазоне расстояний смещения, который может обеспечивать два или большее количество положений, в которых минимизировано волновое сопротивление, что указано локальным минимумом 216 на графике по фиг. 10.
max
[0091] На фиг. 10 показан график, отображающий соотношение 214 коэффициентов сопротивления коэффициента волнового сопротивления/минимального сопротивления в зависимости от расстояния 212 смещения как процентное отношение от максимального расстояния смещения для нескольких двусторонне асимметричных конструкций 150 летательного аппарата 102. Коэффициент сопротивления для каждой конструкции был рассчитан с использованием количества членов ряда Фурье n=200. Конструкции содержат смещенные крылья 210, смещенные двигатели 244 и смещенные удлиняющие части 252 гондол, причем соотношение 214 коэффициентов сопротивления для каждой конструкции изображено на графике в виде функции от расстояния 212 смещения как процентное отношение от максимального смещения. Для каждой из конструкций летательного аппарата 102 на фиг. 10 показан локальный минимум 216 по меньшей для двух расстояний 212 смещения. Несмотря на то что фиг. 10 изображает только соотношение 214 коэффициентов сопротивления для всей длины от максимального смещения для смещенных крыльев 210, графики для смещенных двигатели 244 и смещенных удлиняющих частей 252 гондол выполнены аналогично смещенным крыльям 210 и могут иметь локальный минимум в местах, аналогичных смещенным крыльям 210.
[0092] На фиг. 10 каждый минимум 216 отражает расстояние 212 смещения (например, процентное отношение), которое минимизирует увеличение скорости распределения площади сечения. Например, для конструкции 152 со смещением двигателей, локальный минимум 216 соотношения 214 коэффициентов сопротивления возникает на расстоянии 212 смещения, которое составляет приблизительно 20 процентов от максимального смещения и которое соответствует смещенной конструкции, показанной на фиг. 2. На фиг. 10 также показан локальный минимум 216 соотношения 214 коэффициентов сопротивления на расстоянии 212 смещения, которое составляет приблизительно 78 процентам и которое соответствует примеру реализации со смещением двигателей (не показан), причем область уменьшения площади сечения передней гондолы 234 (см. фиг. 2) перекрывает область увеличения площади сечения задней гондолы 236 (см. фиг. 2), расположенной на противоположной стороне фюзеляжа 170.
[0093] На фиг. 10 дополнительно показано, что для в целом двусторонне симметричного летательного аппарата 102 добавление передней удлиняющей части 246 гондолы и/или задней удлиняющей части 248 гондолы может обеспечить экономически эффективный способ получения двусторонней асимметрии и уменьшения волнового сопротивления. При этом конструкция существующего летательного аппарата 102 может быть модернизирована без существенного изменения нагружения конструкции летательного аппарата 102. Предпочтительно, если удлиняющие части гондол представляют средства для модификации существующего летательного аппарата 102 для полета на высоких скоростях с относительно незначительной модернизацией. При этом различные примеры реализации, раскрытые в настоящей заявке, обеспечивают средства для регулирования продольного положения компонентов 114 (например, крылья, двигатели, стабилизаторы, управляющие поверхности и т.д.) летательного аппарата 102 для улучшения существующего распределения площади поперечного сечения без изменения локального диаметра фюзеляжа и без использования деталей с аэродинамическим профилем, которые приспособлены для околозвукового режима полета.
[0094] Специалисту в области техники могут быть очевидны дополнительные модификации и улучшения настоящего изобретения. Таким образом, конкретное сочетание частей, описанных и показанных в настоящей заявке, предназначено для представления только конкретных примеров реализации настоящего изобретения и не предназначено для ограничения альтернативных примеров реализации или устройств в рамках сущности и объема настоящего изобретения.