close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Патент BY 4435

код для вставкиСкачать
ОПИСАНИЕ
ИЗОБРЕТЕНИЯ
К ПАТЕНТУ
РЕСПУБЛИКА БЕЛАРУСЬ
(19)
BY (11) 4435
(13)
C1
(51)
(12)
7
B 64C 39/10
НАЦИОНАЛЬНЫЙ ЦЕНТР
ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ
СОБСТВЕННОСТИ
(54)
АВИАКОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ
(21) Номер заявки: 970601
(22) 1997.11.06
(46) 2002.06.30
(71) Заявители: Кузнецов В.В.; Сычик В.А. (BY)
(72) Авторы: Кузнецов В.В.; Сычик В.А. (BY)
(73) Патентообладатели:
Кузнецов
Владимир
Васильевич; Сычик Василий Андреевич (BY)
(56)
SU 1839152 A1, 1993, US 5082204 A, 1992, US 5395072 A, 1995, JP 07196095 A, 1995, RU 2068345 С1,
1996.
(57)
Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано при конструировании воздухоплавательных аппаратов, выводимых на околоземную орбиту.
Авиакосмический аппарат состоит из корпуса-крыла 1, содержащего носовой модуль А, центральный
модуль В и хвостовой модуль С.
На передней части корпуса-крыла 1 размещен носовой модуль А, включающий клин-рассекатель 2 и
примыкающий обтекатель 3. Корпус-крыло 1 имеет нижнее и верхнее бортовые ограждения 5, расположенные с левой и правой стороны корпуса. Стороны бортового ограждения 5 связаны посредством желеобразного профиля, выполняющего функции стабилизатора. В конце левого и правого борта корпуса-крыла 1
размещены рули горизонтального направления 7. В хвостовом модуле С корпуса-крыла 1 размещены рули
вертикального направления 8. Нижняя плоскость корпуса-крыла 1 разделена фюзеляжем 9. Камера всасывания 4 примыкает к силовым установкам 10, размещенным на корпусе-крыле 1.
Фиг. 1
BY 4435 C1
Изобретение относится к области авиации и космонавтики и может быть использовано в качестве самолета, космического корабля, многофункционального летательного аппарата.
Известно авиакосмическое устройство - летательный аппарат [1], который содержит фюзеляж, кольцевое
крыло, оперение, включающее аэродинамические поверхности с рулями, установленное на кольцевом крыле,
силовую установку с соосными тяжелонагруженными воздушными винтами в кольце, привод вращения силовой установки, бортовое оборудование и шасси. Такое устройство обладает сложной конструкцией, невысокой скоростью и недостаточно высокой маневренностью.
В [2] описан летательный аппарат, конструктивно включающий высоко- и низкорасположенные крылья,
сочлененные между собой по торам пилонами, а также толкающий винт в кольце, установленный в хвостовой части фюзеляжа, причем низкорасположенное крыло выполнено с прямой стреловидностью. Такое летательное устройство также обладает сложной конструкцией, невысокой маневренностью и недостаточно
высокой скоростью.
Прототипом предлагаемого изобретения является авиакосмическое устройство - самолет, описанное в [3].
Оно содержит крыло, вертикальное и горизонтальное оперение, фюзеляж, шасси и силовую установку. Фюзеляж выполнен из носового, центрального и хвостового модулей, при этом носовой модуль содержит подъемный вентилятор, носовую стойку, шасси и горизонтальное оперение, центральный модуль - кабину пилота
и отсек полезной нагрузки, хвостовой модуль – подъемно-маршевые вентиляторы, крыло, вертикальное оперение и двигатели.
Недостатками устройства-прототипа являются:
1. Малая грузоподъемность, обусловленная сложностью конструкции, низким коэффициентом передачи
силовой системы.
2. Невысокими летно-аэродинамическими характеристиками, обусловленными сложностью конструкции,
ее несовершенством, наличием выступающих элементов.
3. Низкая надежность работы.
Задача предполагаемого изобретения заключается в улучшении летно-аэродинамических характеристик, увеличении грузоподъемности, повышении надежности работы.
Решение задачи достигается тем, что в авиакосмическом аппарате, содержащем крыло, корпус, образованный из центрального, носового и хвостового модулей, фюзеляж, вертикальное и горизонтальное оперение, силовую установку, корпус и крыло выполнены в виде корпуса-крыла, при этом центральный модуль в
зоне корпуса-крыла в плане образует прямоугольник, лобовая поверхность модуля имеет профиль, отраженный на фиг. 4, а тыльная поверхность хвостового модуля специальный профиль, показанный на фиг. 5 чертежей, причем несущая плоскость корпуса-крыла и его боковые поверхности образованы желобообразными
профилями, сопряженными с боковой поверхностью фюзеляжа, а в продольном сечении авиакосмический
аппарат имеет клиновой профиль. На верхней поверхности корпуса-крыла размещены элероны, содержащие
четыре секции, каждая из которых выполнена в форме приводных жалюзей.
Сущность изобретения поясняют чертежи, где на фиг. 1 изображен главный вид космического аппарата,
на фиг. 2 вид космического аппарата сбоку, на фиг. 3 вид космического аппарата спереди, на фиг. 4 - профиль
боковой поверхности носового модуля и на фиг. 5 - профиль тыльной поверхности хвостового модуля.
Авиакосмический аппарат состоит из корпуса-крыла 1, содержащего центральный В, носовой А и хвостовой С модули. На передней части корпуса-крыла 1 размещены носовой модуль А, включающий клинрассекатель 2 и примыкающий обтекатель 3. Нижняя часть корпуса-крыла 1 представляет камеру всасывания
4. Корпус-крыло 1 имеет нижнее и верхнее бортовые ограждения (оперения) 5, расположенные с левой и
правой сторон корпуса 1. Верхняя и нижняя стороны бортового ограждения 5 связаны посредством желобообразного профиля 6, выполняющего функции стабилизатора. В конце левого и правого бора корпуса-крыла
1 размещены рули горизонтального направления 7. В нижней плоскости корпуса-крыла 1, в его хвостовом модуле
С, размещены рули вертикального направления 8. Нижняя плоскость корпуса-крыла 1 разделена фюзеляжем
9. Камера всасывания 4 примыкает к силовым установкам 10, размещенным на корпусе-крыле 1.
Корпус-крыло 1 выполнено сбоку клинообразной формой с расширением в сторону хвостовой части, его
центральный модуль В разделен на 4 сектора, каждый из которых состоит из набора секций. Такая конструкция центрального модуля корпуса-крыла 1 обеспечивает улучшение ламинаризации площади крыла, а
также служит как орган вспомогательного управления вертикальных рулей, что существенно улучшает маневренность устройства, повышает его грузоподъемность, устойчивость, скорость, т.е. улучшает летноаэродинамические характеристики. Лобовая конструкция носового модуля корпуса-крыла 1, представляющая
клин-рассекатель 2, выполнена с углом атаки 3…20°, а лобовая поверхность носового модуля А очерчена
профилем, представленным на фиг. 4, что обеспечивает значительное снижение лобового сопротивления и
улучшает маневренность космического аппарата. Обтекатель 3 выполнен секционной конструкцией, каждая
секция которого может изменять угол наклона в диапазоне от 1 до 30°. Число секций обтекателя 3 определяется размерами корпуса-крыла 1 и может составлять 2…20 секций. Такая конструкция обтекателя 3 позволяет обеспечивать ламинаризацию обтекания поверхности корпуса-крыла 1, то есть улучшение маневренности,
повышение устойчивости и скорости авиакосмического аппарата (его летно-аэродинамических характери2
BY 4435 C1
стик). Изменение наклона плоскости обтекателя 3 можно осуществлять механическим либо гидравлическим
способами.
На верхней поверхности корпуса-крыла 1, то есть на ее центральном модуле, размещены элероны, содержащие четыре секции, каждая из которых выполнена в форме приводных жалюзей.
Камера всасывания 4 представляет полость между верхней плоскостью секций корпуса-крыла 1 и его основанием. Для лучшего заполнения разряженного пространства сзади корпуса задняя часть камеры всасывания 4 расширяется. Верхнее бортовое ограждение (оперение) 5 представляет продольную полосу с наклоном
или без него, которое преграждает поступление забортного воздуха в секции корпуса-крыла 1. Нижнее бортовое ограждение (оперение) 5 также выполнено в форме продольной полосы и обеспечивает удержание воздушной подушки авиакосмического аппарата при его взлете и посадке, а также может служить
стабилизатором направления заданного движения. Желобообразный профиль 6 выполнен переменной величиной с увеличением его в сторону хвостовой части. Это обеспечивает повышение устойчивости авиакосмического устройства в путевом направлении. Рули горизонтального направления 7 размещены в задней части
борта корпуса-крыла 1 с возможностью автономного втягивания выводов из корпуса или внутрь его соответственно и имеют проем в форме радиуса II, примыкающего к желобообразному профилю 6. Такая конструкция рулей горизонтального направления 7 повышает устойчивость в направлении движения. Эти рули
также обеспечивают торможение скорости при одновременном отклонении наружу. Рули вертикального направления 8 являются продолжением нижней плоскости корпуса-крыла 1. Изменением наклона рулей вертикального направления 8 обеспечивается маневренность авиакосмического аппарата в вертикальной плоскости.
Хвостовой модуль корпуса-крыла 1 включает его тыльную часть, рули горизонтального направления 7 и
рули вертикального направления 8. Тыльная часть поверхности хвостового модуля очерчена изображенным
на фиг. 5 профилем, что обеспечивает высокую маневренность авиакосмического аппарата.
Фюзеляж 9 является базовой частью авиакосмического аппарата, где размещены приборы жизнеобеспечивания и обслуживающий персонал. Силовые установки 10 обеспечивают работу устройства в космическом
и грузопассажирском варианте. Все базовые узлы авиакосмического аппарата выполнены из легкого, термостойкого, твердого материала. Лобовая конструкция корпуса-крыла 1 имеет острый угол обтекателя 3.
С изменением скорости авиакосмического устройства от встречного потока угол наклона обтекателя 3
изменяется, что обеспечивает создание над поверхностью крыла разряженного пространства и получение
разности давлений на поверхностях плоскостей. Наклон обтекателя 3 обеспечивает создание пограничного
слоя разной толщины, в зависимости от скорости полета. Пограничный слой определенной плотности находится между верхним агрессивным слоем воздуха и поверхностью корпуса-крыла 1, он обеспечивает процесс ламинаризации секций с увеличением фактора влияния разности давлений на плоскости поверхностей
корпуса-крыла 1.
При малой скорости полета авиакосмического аппарата лобовой обтекатель 3 изменяет угол наклона в
сторону повышенного сопротивления встречному потоку, уравновешивает разность грузовой компановки
первой и второй половин авиакосмического аппарата. Обтекатель 3 выполняет следующие функции: снижение лобового сопротивления авиакосмического аппарата с увеличением его скорости; защита от агрессивного
действия встречного потока на аэродинамические свойства секций; создание пограничного слоя разряженного
пространства с оптимальной плотностью давлений над поверхностью корпуса-крыла 1; обеспечение ламинаризации процесса.
Геометрическое построение конструкции корпуса-крыла 1 (клиновидной формы и специальный профиль
лобовой поверхности носового модуля) исключает возможность возникновения ударных волн (звуковой
удар). В такой конструкции используется искусственная и принудительная смешанная ламинаризация, что
позволяет сконструировать авиакосмический аппарат уже в размерах за счет продольного расположения
крыла и этим усилить процесс ламинаризации, а также снизить до минимума лобовое сопротивление корпуса-крыла 1, сделав его острым, что позволит избежать возникновения ударной волны. Воздух, проходя корпус-крыло 1 прямоточным потоком, заполняет разряженное пространство, способствуя увеличению
скорости движения и ослаблению сопровождающего потока воздушной массы.
При движении авиакосмического аппарата изменением наклона обтекателя 3 создается разность давлений
на поверхности плоскостей корпуса-крыла 1. В зависимости от скорости полета наклон обтекателя 3 создает
пограничный слой определенной плотности давления. Пограничный слой находится между агрессивным
слоем воздуха и поверхностью крыла, обеспечивает дальнейший процесс ламинаризации секций с увеличением фактора влияния разности давлений на плоскости поверхностей корпуса-крыла 1. При такой скорости полета авиакосмического аппарата обтекатель 3 обладает недостаточным давлением, чтобы уравновесить
грузовую компановку для создания плотности давления под нижней плоскостью корпуса-крыла 1. Эту функцию
выполняют рули высоты 8, создавая наклоном воздушную подушку. С увеличением скорости полета аппарата создается равновесие, рули высоты 8 выводятся в горизонтальное положение. Лобовая конструкция носового модуля корпуса-крыла 1 клиновидного сечения и соответствующего фиг. 4 профиля и наклонным
обтекателем снижает лобовое сопротивление авиакосмического аппарата, что позволяет избежать возникновения передней ударной волны и высоких температур. Бортовое ограждение 5, размещенное на левом и пра3
BY 4435 C1
вом борте корпуса-крыла 1, резко снижает влияние забортного воздуха на аэродинамические характеристики
поверхностей крыла 1.
При движении аэрокосмического аппарата сзади образуется разряженное пространство (вакуум), которое
тормозит скорость полета. В силовой установке 10, турбореактивной или реактивной, через воздухозаборник
происходит процесс всасывания разряженного пространства. При выбросе отработанных газов двигателя
возникает инерционное всасывание попутного направления. Под воздействием всасывающего разряженного
пространства и усиленную всасыванием силовой установкой 10 с верхней площади секций корпуса-крыла 1
(пограничного слоя, созданного обтекателем 3) происходит процесс принудительной, искусственно смешанной
ламинаризации. Далее воздух проходит камеру направления, которая находится ниже уровня секций и имеет
на выходе в крыле 1 и фюзеляже 9 расширенную горловину, которая эффективно использует разряженное пространство. Проходя камеру направления, часть воздуха попадает в воздухосборник силовой установки 10,
остальная часть заполняет забортное пространство вакуума, резко снижая торможение полета авиакосмического аппарата. Заполнение вакуума ослабляет сопровождающий поток воздушной массы, который исключает возникновение задней ударной волны. Действие этого процесса создает и усиливает над поверхностью
секций корпуса-крыла 1 и его нижней площади разность давлений. Изменяя угол атаки секций в секторах
элерона 12, можно создавать разность требуемых давлений, ламинаризацию и использовать как орган управления рули высоты и элероны.
Нижняя плоскость корпуса-крыла 1 разделена фюзеляжем 9, что позволяет сделать размах крыла 1 короче и этим увеличить длину площади с усиленным процессом ламинаризации и уменьшенным лобовым сопротивлением. Поперечная поверхность корпуса-крыла 1 имеет желобообразный профиль 6, то есть изгиб
радиусом внутрь плоскости по всей длине, а длина поверхности корпуса-крыла 1 может иметь наружную
крутку с сохранением формы поперечного радиуса, что в совокупности с продольной круткой (радиусом)
способствует удержанию воздушной подушки с сохранением давления в увеличенной протяженности ламинарного течения, обеспечивая высокую планировку аэрокосмического аппарата. Нижний борт ограждений 5
обеспечивает удержание воздушной подушки при малых скоростях полета устройства.
В условиях дозвуковой скорости в авиакосмическом аппарате секции обтекателя 3 с повышением скорости
уменьшают угол наклона, рули горизонтального направления 7 и вертикального направления 8 полностью
раскрыты, приводные жалюзи элеронов 12 также полураскрыты. При переходе авиакосмического аппарата в
диапазон сверхзвуковой скорости секции обтекателя 3 и приводные жалюзи элеронов 12 утапливаются и при
переходе его в диапазон космической скорости рули горизонтального направления 7 утапливаются, секции
обтекателя 3 и приводные жалюзи электронов 12 приобретают единую с корпусом-крылом 1 плоскость.
Создан лабораторный макет авиакосмического аппарата, который, как показали результаты расчета и лабораторных испытаний, обладает следующими техническими параметрами: максимальная скорость полета
устройства при космической реактивной силовой установке - не ниже 5.000 км/ч.
Лабораторный образец авиакосмического аппарата прошел испытания в аэродинамической трубе и показал высокие летно-технические свойства. Промышленное освоение предлагаемого летательного аппарата
возможно на предприятиях авиакосмической промышленности.
Источники информации:
1. Патент РФ 2002670, МПК В64 С 27/00.
2. Патент РФ 2001842, МПК В64 С 39/08.
3. Патент РФ 1839152, МПК В64 С 29/00.
1. Авиакосмический аппарат, содержащий крыло, корпус, образованный из центрального, носового и
хвостового модулей, фюзеляж, вертикальное и горизонтальное оперение, силовую установку, отличающийся тем, что корпус и крыло выполнены в виде корпуса-крыла, при этом центральный модуль в зоне корпусакрыла в плане образует прямоугольник, лобовая поверхность носового модуля имеет профиль, показанный
на фиг. 4 чертежей, а тыльная поверхность хвостового модуля - профиль, показанный на фиг. 5 чертежей,
причем несущая плоскость корпуса-крыла и его боковые поверхности образованы желобообразными профилями,
сопряженными с боковой поверхностью фюзеляжа, а в продольном сечении авиакосмический аппарат имеет
клиновой профиль.
2. Авиакосмический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что на верхней поверхности корпуса-крыла размещены элероны, содержащие четыре секции, каждая из которых выполнена в форме приводных жалюзей.
4
BY 4435 C1
Фиг. 2
Фиг. 3
Фиг. 4
Фиг. 5
Национальный центр интеллектуальной собственности.
220072, г. Минск, проспект Ф. Скорины, 66.
5
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
0
Размер файла
183 Кб
Теги
4435, патент
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа