Система и способ минимизации волнового сопротивления посредством двусторонне асимметричной конструкции

Система и способ минимизации волнового сопротивления посредством двусторонне асимметричной конструкции

Иллюстрации

Показать все

Реферат

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