Аэродинамический фюзеляж самолёта

Аэродинамический фюзеляж самолёта

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к транспортному машиностроению, в частности к авиации, и может найти применение при конструировании и производстве самолетов различного назначения - пассажирских, грузовых, военных и др.

Известны фюзеляжи самолетов, содержащие переднюю (носовую), основную и хвостовую части и выполненные в виде осесимметричного тела с плавным сужением в передней (носовой) и хвостовой частях. Данный внешний вид фюзеляжей соответствует требованиям наименьшего сопротивления (Житомирский Г.И. Конструкция самолетов. 2-е издан. перераб и дополн. - М: Машиностроение, 1995. С. 198; Патент РФ на полезную модель №67061, В64С 1/00, опубликовано 10.10.2007).

Однако известные фюзеляжи самолетов из-за их осесимметричного выполнения не позволяют придать самолету подъемную силу, дополнительную к подъемной силе, создаваемой крыльями самолета.

Известны из уровня техники аэродинамические фюзеляжи самолетов с аэродинамическим профилем в продольной плоскости, позволяющие придать самолету подъемную силу, дополнительную к подъемной силе, создаваемой крыльями.

Поток воздуха, обтекающий аэродинамический профиль (фюзеляжа) сверху, имеет большее сужение, чем поток воздуха, обтекающий профиль снизу, поэтому скорость в верхнем потоке воздуха будет больше, чем в нижнем потоке воздуха (Ефимов В.В., Ефимова М.Г. Основы авиации. Часть 1. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. - М.: МГТУ ГА, 2012. - С. 31-34).

Это приводит к тому, что на верхней поверхности профиля (фюзеляжа) статическое давление будет меньше, чем на нижней поверхности в соответствии с законом Бернулли (Большая политехническая энциклопедия/ Авт. сост. В.Д. Рязанцев. - М.: Издательство «Мир и образование», 2011. С. 106).

Из-за разности статического давления над и под профилем фюзеляжа и возникает аэродинамическая подъемная сила.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению из уровня техники известен аэродинамический фюзеляж самолета, содержащий переднюю, основную и хвостовую части и выполненный в продольном сечении с несимметричным аэродинамическим профилем, при этом основная часть фюзеляжа в поперечном сечении выполнена с шириной, превышающей высоту, которая плавно уменьшается к хвостовой части (Патент РФ на изобретение №2174089, В64С 1/00, опубликовано 27.09.2001).

Однако данный фюзеляж самолета обладает низкой эффективностью создания подъемной силы т.к. не позволяет достичь повышения давления под нижней поверхностью фюзеляжа, а также оказывает высокое аэродинамическое лобовое сопротивление, т.к. снижение давления над верхней поверхностью фюзеляжа осуществляется за счет его выполнения с аэродинамическим профилем.

Задача изобретения состоит в существенном повышении эффективности создания подъемной силы фюзеляжем самолета путем обеспечения повышения давления под нижней поверхностью фюзеляжа, а также в снижении силы аэродинамического лобового сопротивления фюзеляжа путем возможности снижения давления над верхней поверхностью фюзеляжа без его выполнения с аэродинамическим профилем.

Сущность изобретения заключается в том, что для решения поставленной задачи путем указанного технического результата аэродинамический фюзеляж самолета, содержащий переднюю, основную и хвостовую части, при этом основная часть фюзеляжа в поперечном сечении выполнена с шириной, превышающей высоту, которая плавно уменьшается в сторону хвостовой части, отличается тем, что содержит два аэродинамических устройства, из которых первое жестко закреплено на верхней поверхности основной части фюзеляжа, а второе жестко закреплено на нижней поверхности основной части фюзеляжа, при этом первое аэродинамическое устройство содержит коробчатый четырехугольный корпус с верхней стенкой, выполненной со сквозными отверстиями, со сквозной щелевидной полостью, в продольном сечении увеличивающейся в сторону хвостовой части фюзеляжа, и содержит перегородки, расположенные продольно в сквозной щелевидной полости, при этом площадь проходного сечения выхода сквозной щелевидной полости равна или больше суммы площадей проходного сечения входа и проходных сечений всех сквозных отверстий, выполненных на верхней стенке коробчатого четырехугольного корпуса, а второе аэродинамическое устройство содержит коробчатый четырехугольный корпус с задней стенкой, с нижней стенкой, выполненной со сквозными отверстиями, со щелевидной полостью и содержит перегородки, расположенные продольно в щелевидной полости, при этом площадь проходного сечения входа щелевидной полости равна или меньше площадей проходных сечений всех сквозных отверстий, выполненных в нижней стенке коробчатого корпуса.

Кроме этого, аэродинамические устройства содержат заслонки для регулирования прохождения воздушного потока через щелевидные полости, расположенные на передних участках коробчатых корпусов.

Изобретение поясняется чертежами: фиг. 1 - аэродинамический фюзеляж самолета, вид сбоку; фиг. 2 - вид А на фиг. 1 (вид сверху); фиг. 3 - вид Б на фиг. 1 (вид снизу); фиг. 4 - вид В на фиг. 1 (вид спереди); фиг. 5 - вид Г на фиг. 1 (вид сзади); фиг. 6 - разрез Д-Д на фиг 1.

Аэродинамический фюзеляж самолета содержит переднюю часть (на чертежах не показана), основную часть 1 и хвостовую часть (на чертежах не показана). Основная часть 1 имеет верхнюю поверхность 2 и нижнюю поверхность 3. В поперечном сечении основная част 1 выполнена с шириной, превышающей высоту (фиг. 4 - фиг. 6), которая плавно уменьшается в сторону хвостовой части за счет выполнения верхней поверхности 2 с наклоном вниз в сторону хвостовой части (фиг. 1.

Аэродинамический фюзеляж содержит два аэродинамических устройства, из которых первое жестко закреплено на верхней поверхности 2 основной части 1, а второе жестко закреплено на нижней поверхности 3 основной части 1.

Аэродинамическое устройство, жестко закрепленное на верхней поверхности 2 содержит коробчатый четырехугольный корпус 4 с верхней стенкой 5, выполненной со сквозными отверстиями 6, со сквозной щелевидной полостью 7, в продольном сечении увеличивающейся в сторону хвостовой части фюзеляжа, и содержит перегородки 8, расположенные продольно в сквозной щелевидной полости 7. При этом площадь проходного сечения выхода сквозной щелевидной полости 7 равна или больше суммы площадей проходного сечения входа и проходных сечений всех сквозных отверстий 6, выполненных на верхней стенке 2 коробчатого четырехугольного корпуса 4.

Второе аэродинамическое устройство содержит коробчатый четырехугольный корпус 9 с задней стенкой 10, с нижней стенкой 11, выполненной со сквозными отверстиями 12, со щелевидной полостью 13 и содержит перегородки 14, расположенные продольно в щелевидной полости 13. При этом площадь проходного сечения входа щелевидной полости 13 равна или меньше площадей проходных сечений всех сквозных отверстий 12, выполненных в нижней стенке 11 коробчатого четырехугольного корпуса 9.

Кроме этого, аэродинамические устройства содержат заслонки для регулирования прохождения воздушного потока через щелевидные полости 7 и 13, расположенные на передних участках коробчатых четырехугольных корпусов 4 и 9 (на чертежах не показаны).

Изобретение используют следующим образом.

Во время передвижения (разбег, полет) самолета встречный воздушный поток воздействует на фюзеляж и разделяется на несколько потоков.

Верхний воздушный поток взаимодействует с аэродинамическим устройством, жестко закрепленным на верхней поверхности 2 основной части 1 фюзеляжа. Нижний воздушный поток взаимодействует с аэродинамическим устройством, жестко закрепленным на нижней поверхности 3 основной части 1 фюзеляжа.

Одна часть верхнего воздушного потока с определенной скоростью обтекает верхнюю стенку 5. а вторая часть со значительно большей скоростью проходит через сквозную щелевидную полость 7. Скорости воздушных потоков прямо пропорциональны скорости передвижения самолета. В соответствии с законом Бернулли в сквозной полости 7 давление будет значительно ниже по сравнению с давлением над верхней стенкой 5. Воздух через сквозные отверстия 6 будет подсасываться в полость 7, снижая давление над фюзеляжем самолета, которое будет ниже давления под фюзеляжем самолета. Благодаря этому самолету придается дополнительная подъемная сила.

Одна часть нижнего воздушного потока с определенной скоростью обтекает нижнюю стенку 11, а вторая часть с определенной скоростью поступает в щелевидную полость 13, которые прямо пропорциональны скорости перемещения (разбег, полет) самолета. Благодаря задней стенке 10 воздушный поток выходит из щелевидной полости 13 через сквозные отверстия 12 с определенной скоростью. В связи с этим давление под фюзеляжем самолета будет повышаться, что позволяет придать самолету подъемную силу в дополнение к подъемной силе, создаваемой крыльями.

Продольные перегородки 8 и 14 обеспечивают передвижение воздушных потоков через полости 7 и 13 без завихрений, а также обеспечивают продольную жесткость коробчатых щелевидных корпусов 4 и 9.

При достижении требуемой высоты самолетом посредством заслонок (на чертежах не показаны) частично перекрывают входы щелевидных полостей 7 и 13, снижая поступление в них воздушных потоков.

Таким образом, аэродинамический фюзеляж придает подъемную силу, дополнительную к подъемной силе, создаваемой крыльями, одновременно за счет снижения давления непосредственно над ним и за счет повышения давления непосредственно под ним.

За счет этого достигается возможность уменьшить размеры крыльев.

Аэродинамический фюзеляж самолета, содержащий переднюю, основную и хвостовую части, при этом основная часть фюзеляжа в поперечном сечении выполнена с шириной, превышающей высоту, которая плавно уменьшается в сторону хвостовой части, отличающийся тем, что содержит два аэродинамических устройства, из которых первое жестко закреплено на верхней поверхности основной части фюзеляжа, а второе жестко закреплено на нижней поверхности основной части фюзеляжа, при этом первое аэродинамическое устройство содержит коробчатый четырехугольный корпус с верхней стенкой, выполненной со сквозными отверстиями, со сквозной щелевидной полостью, в продольном сечении увеличивающейся в сторону хвостовой части фюзеляжа, и содержит перегородки, расположенные продольно в сквозной щелевидной полости, при этом площадь проходного сечения выхода сквозной щелевидной полости равна или больше суммы площадей проходного сечения входа и проходных сечений всех сквозных отверстий, выполненных на верхней стенке коробчатого четырехугольного корпуса, а второе аэродинамическое устройство содержит коробчатый четырехугольный корпус с задней стенкой, с нижней стенкой, выполненной со сквозными отверстиями, со щелевидной полостью и содержит перегородки, расположенные продольно в щелевидной полости, при этом площадь проходного сечения входа щелевидной полости равна или меньше площадей проходных сечений всех сквозных отверстий, выполненных в нижней стенке коробчатого корпуса.