공기역학적 카나드 디자인의 장점과 단점. "Quickie" 항공기의 도면 및 설명. 왜 앞쪽 수평 꼬리인가?
수평 꼬리(앞날개) 면적이 주 날개 면적의 15~20% 이내이고 미부 팔이 2.5~3 V Cach(평균)인 "표준 오리"의 경우 날개의 공기역학적 코드), 무게 중심은 -10 ~ -20% VSAKH 범위 내에 위치해야 합니다. 보다 일반적인 경우, 전면 날개의 매개변수가 "표준 카나드" 또는 "탠덤"의 꼬리와 다른 경우 필요한 정렬을 결정하기 위해 일반적으로 이 배열을 보다 친숙한 일반 공기 역학으로 가져오는 것이 편리합니다. 기존의 등가 날개를 사용한 설계(그림 . 참조).
일반 계획의 경우와 마찬가지로 센터링은 VEKV(기존 등가 날개의 코드)의 15~25% 내에 있어야 합니다. 다음과 같은 방법으로:
이 경우 등가 코드의 발가락까지의 거리는 다음과 같습니다.
여기서 K는 날개 설치 각도, 베벨 및 전면 날개 뒤의 흐름 감속의 차이를 고려한 계수이며 다음과 같습니다.
앞 날개 뒤의 날개, 베벨 및 흐름 감속의 상호 영향은 계산하기 어렵기 때문에 정렬을 결정하기 위한 경험적 공식과 권장 사항은 매우 대략적입니다. 이는 불어서만 정확하게 결정할 수 있습니다. 아마추어 비행가가 특이한 디자인의 항공기 정렬을 실험적으로 확인하려면 코드 모델을 포함한 비행 모델을 사용하는 것이 좋습니다. 항공기 제조 실무에서는 때때로 이 방법이 사용됩니다. 그리고 어떤 경우에도 아마추어 제작 항공기의 경우 고속 유도 및 접근을 수행할 때 공식에 의해 결정된 정렬을 명확히 해야 합니다.
재료 기반 : SEREZNOV, V. KONDRATIEV "IN THE SKY TSHINA - SLA" "Modelist-Constructor" 1988, No. 3
카나드(공기역학적 디자인)
루탄 모델 61 Long-EZ. 카나드 공기 역학적 설계를 사용하여 제작된 항공기의 예입니다.
"오리"- 항공기의 세로 방향 조종 장치가 날개 앞쪽에 위치하는 공기 역학적 설계입니다. 이 디자인에 따라 제작된 최초의 항공기 중 하나인 Santos-Dumont의 14 bis는 목격자들에게 뒤쪽에 꼬리가 없는 전방 제어 비행기인 오리를 연상시켰기 때문에 이름이 붙여졌습니다.
장점
항공기의 고전적인 공기역학적 설계에는 "균형 손실"이라는 단점이 있습니다. 이는 클래식 디자인의 항공기에서 수평미익(HO)의 양력이 아래쪽을 향한다는 것을 의미한다. 결과적으로, 날개는 추가적인 양력을 생성해야 합니다(기본적으로 항공기의 양력은 항공기의 무게에 추가됩니다).
카나드 디자인은 균형을 잡기 위한 양력의 손실 없이 피치 제어를 제공합니다. PGO의 양력은 주 날개의 양력과 방향이 일치합니다. 따라서 이 설계에 따라 제작된 항공기는 단위 날개 면적당 더 나은 하중 전달 특성을 갖습니다.
그러나 오리는 본질적인 심각한 단점으로 인해 순수한 형태로 거의 사용되지 않습니다.
결함
"오리" 공기역학적 설계를 사용하여 제작된 비행기에는 "펙 경향"이라는 심각한 단점이 있습니다. "펙"은 임계에 가까운 높은 받음각에서 관찰됩니다. 전면 수평 꼬리(FH) 뒤쪽의 흐름 경사로 인해 날개의 받음 각도가 FH보다 작습니다. 결과적으로 받음각이 증가함에 따라 흐름 정체는 PGO에서 먼저 시작됩니다. 이는 PGO의 양력을 감소시키며, 이로 인해 항공기 기수가 자연스럽게 낮아지는 현상("피치")이 발생하며 이는 이착륙 시 특히 위험합니다.
고전적인 공기 역학적 구성으로 비행기를 조종하도록 훈련받은 조종사는 카나드를 비행할 때 PGO로 인해 발생하는 제한된 시야에 대해 불평합니다.
또한 전면에 위치한 이동식 수평 꼬리날개는 항공기의 유효 분산 영역(RCS)을 높이는 데 도움이 되므로 5세대 전투기(예: 미국 F-22 랩터 및 러시아 PAK FA)에는 바람직하지 않은 것으로 간주됩니다. 레이더 스텔스 기술을 준수하여 개발된 유망 장거리 폭격기(PAK DA)입니다.
탠덤 복엽기 - 앞날개가 촘촘하게 배치된 "오리" - 주 날개가 전면 수평 꼬리(FH)의 흐름 베벨 구역에 위치하는 설계입니다. Saab JAS 39 Gripen과 MiG 1.44는 이 구성표에 따라 균형을 이룹니다.
또한, 많은 유도 미사일에는 카나드 디자인의 다양한 변형이 사용됩니다.
문학
- 항공기 비행 테스트, 모스크바, 기계 공학, 1996(K. K. Vasilchenko, V. A. Leonov, I. M. Pashkovsky, B. K. Poplavsky)
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위키미디어 재단. 2010.
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비행기. 처럼. 항공기의 기하학적 및 디자인 특징을 특징으로 합니다. 항공기의 특징은 여러 가지가 있지만 일반적으로 날개와 수평 꼬리날개의 상대적인 위치로 구별됩니다. 기술백과사전
공기 역학적 디자인 백과사전 "항공"
공기 역학적 디자인- 쌀. 1. 항공기의 공기역학적 설계. 항공기의 공기 역학적 설계. 처럼. 항공기의 기하학적 및 디자인 특징을 특징으로 합니다. A. s.를 특징짓는 수많은 징후가 알려져 있지만 일반적으로 받아들여집니다... ... 백과사전 "항공"
이 프로젝트의 역사는 80년대 초반으로 거슬러 올라간다. 실험에 기계공장 V. M. Myasishchev의 이름을 딴 새로운 항공 컨셉 개발을 위한 설계 및 연구 작업이 수행되었습니다. 운송 시스템큰 부하 용량.
지난 세기 80년대 초반에도 여러 항공 분야에서 유사한 작업이 수행되었습니다. 디자인 국물론 국립 항공 연구 센터 TsAGI에서도 마찬가지입니다.
무거움의 개념에 대해 수송 항공기, TsAGI에서 개발된 은 항공계에서 꽤 잘 알려져 있으며, 개발 작성자는 디자인 연구 책임자인 Yu.P. Zhurikhin이었습니다.
TsAGI 운송 시스템의 시연 모델은 국제 항공 전시회에서 반복적으로 시연되었습니다.
EMZ의 이름을 딴 디자인 개발. V. M. Myasishchev는 색인 "52"를받은 주제의 틀 내에서 수행되었습니다. 그들은 주제 책임자 인 EMZ V. A. Fedotov의 수석 디자이너의지도하에 수행되었습니다. 첫 단계수석 디자이너 R. A. Izmailov가있었습니다. 이 주제에 대한 선도적인 디자이너이자 본질적으로 이 개념의 저자는 V. F. Spivak이었습니다.
프로젝트 52의 개념은 독특한 수송 능력을 갖춘 통합 수송 항공기를 만드는 것이었습니다. 주요 임무이 프로젝트는 재사용 가능한 항공우주 신속 대응 항공기의 공중 발사를 보장하는 것이었습니다. 단 하나의 작업에 대해 이륙 중량이 800톤에 달하는 독특한 항공기를 만드는 것은 경제적으로 실현 가능하지 않습니다. 따라서 처음부터 운송을 포함한 독특한 운송 작업에 이 항공기를 사용하기 위해 "52" 프로젝트의 개념이 제공되었습니다. 군용 장비군부대, 대형 및 중량 이상의 산업용 화물 등이 포함됩니다.
"52"의 디자인 컨셉은 "외부 하중" 원리를 기반으로 했습니다. 이 원리만이 모양과 크기가 완전히 다른 하중을 배치하는 것을 가능하게 합니다. 이 경우, 하중을 수용하는 수단으로서 항공기 동체가 실질적으로 퇴화되므로, 동체에 필요한 최소 크기를 유지함으로써 항공기 구조의 무게를 크게 줄일 수 있습니다. 그게 다야, 그것은 매우 보일 것입니다 단순한 생각이를 토대로 전체 프로젝트가 구축됩니다.
이 기사에서는 "52" 프로젝트를 자세히 고려하지 않을 것입니다. 관심 있는 분들은 여러 권으로 구성된 출판물인 "항공기 EMZ의 그림 백과사전"을 참조하시기 바랍니다. V.M. Myasishchev”에는 프로젝트 개발이 충분히 자세히 설명되어 있습니다.
이 라인의 저자는 이러한 작업에 직접 참여해야했으며이 기사에서는 개념 개발 과정에서도 고려되었지만 개발되지 않았고 개발되지 않은 아이디어에 대해 이야기하고 싶습니다. 충분히 자세하게 작업했습니다.
초중형 수송기를 만들겠다는 아이디어는 저절로 나온 것이 아닙니다. 내각 항공 산업(MAP)은 국가 경제의 이익을 위해 대형화물을 운송하는 구체적인 임무를 부여 받았습니다.
광대한 영토와 전국에 대규모 산업 센터가 흩어져 있는 소련에서는 기성품 및 조립 장치를 운송하는 것이 경제적으로 더 수익성이 있다는 것이 분명했기 때문에 이 문제에 대한 해결책이 필요했습니다.
원자로, 야금 대류기, 가스 홀더 및 증류탑 화학 생산그리고 다른 많은 화물은 모두 조립되어 "항공"으로 운송될 때 매우 신속하게 작업에 투입될 수 있으며, 이는 시간이 단축되고 이에 따라 비용도 절감된다는 것을 의미합니다.
어느 운송 작업"지상"은 많은 운송 서비스에 대한 전체 이벤트입니다. 경로에 대한 자세한 연구, 교량 및 육교 철거, 운송을 방해하는 경우 송전선 등... 이것이 시기이고, 비용이며, 어떤 경우에는 이것은 단순히 해결할 수 없는 문제입니다.
무게는 200~500톤이고 전체 치수는 직경 3~8m, 길이 12m~50m인 화물을 운송하기 위한 것이었습니다. 물론 제안된 모든 화물을 운송할 수 있는 것은 아닙니다. 항공이지만 프로젝트 "52"가 실행되면 대부분의 화물을 운송할 수 있습니다.
그래서 동체의 크기를 최소한으로 줄이는 것뿐만 아니라 동체를 완전히 버리는 아이디어가 떠 올랐습니다. 운송된 화물 자체를 "작동"하게 만드는 것은 어떨까요? 이 아이디어는 운송용 화물이 길쭉한 원통형 몸체, 즉 동체 조각처럼 생겼다는 사실에서 촉발되었습니다.
물론 화물 자체, 화물을 구성하는 소재, 디자인 등이 항공기에 장착할 때 강도 조건을 충족해야 했습니다. 항공기의 전력 회로에 화물을 포함시키면 항공기의 중량 효율성이 크게 향상되어 운송 효율성이 향상됩니다.
운송된 화물 자체가 운송 항공기의 전원 구성표에 어떻게 포함될 수 있습니까? 매우 간단합니다. 운송되는 화물을 날개로 만들어야 합니다! "탠덤"이라고 불리는 항공기의 공기 역학적 설계가 있습니다. 이 방식에서 항공기의 지지 시스템은 세로 간격을 두고 나란히 배열된 한 쌍의 날개로 구성됩니다. 운송되는 화물은 항공기 전체 지지 시스템의 무게 중심에 있는 날개 사이에 위치하며 모든 것이 매우 간단하지만 무거운 화물을 중앙에 배치하는 문제를 해결하는 데 얼마나 큰 문제가 있는지는 잘 알려져 있습니다.
탠덤 방식은 기존 방식에 비해 항공기의 하중 지지 시스템 영역이 약간 더 넓습니다. 이 계획화물 운송 업무에 가장 적합한 것으로 나타났습니다.
두 날개 모두 고전적인 항공기 설계에 내재된 종방향 트림의 양력을 잃지 않고 양력을 생성합니다. 양쪽 날개의 최적 프로파일링과 설치 각도 저하를 통해 날개 간섭으로 인한 부정적인 영향을 최소화하여 공기역학적 손실을 줄일 수 있습니다.
탠덤 항공기의 변형 중 하나는 앞쪽과 뒤쪽 가장자리가 기계화된 본격적인 날개를 갖춘 두 개의 독립적인 섹션으로 구성되었습니다. 앞부분의 윙은 로우 윙 디자인에 따라 제작되어 리어 윙에 대한 흐름 베벨의 영향을 줄입니다. 발전소 엔진은 앞부분 날개 상단의 수직 파일런에 설치됩니다. 파일론 엔진 서스펜션은 매우 보편적인 것으로 간주되어 개발 과정에서 다양하게 적용할 수 있습니다. 필요한 금액엔진.
날개 윗면 위에 엔진을 배치함으로써 엔진 위로 제트기류가 불어 날개의 양력이 증가하는 효과(코안다 효과)를 활용할 수 있게 됐다. 프론트 윙에 가해지는 하중이 더 크기 때문에 프론트 윙은 리어 윙에 비해 약간 작은 면적으로 제작되었습니다.
앞 부분에는 자체 섀시가 장착되어 있습니다. 메인 섀시는 2개의 4륜 메인 지지대와 2개의 2륜 언더윙 지지대로 구성됩니다. 항공기의 세로축을 따라 메인 랜딩 기어와 날개 아래 랜딩 기어의 간격은 도킹 해제된 위치에서 비행장 앞부분의 세로 안정성을 보장했습니다.
조종석 뒤의 앞부분 상단에는 비행 중 화물 상태와 화물 고정 시스템을 모니터링하는 화물 운용자를 위한 후면을 향한 유리 객실이 있습니다.
탠덤 항공기의 뒤쪽 부분은 앞쪽 부분과 유사합니다. 뒷부분의 날개는 머리 위에 있으며 스팬이 약간 더 넓습니다. 리어 윙에는 수직 테일 와셔가 설치되어 있습니다. 효과적인 어깨가 작기 때문에 수직 꼬리는 두 개의 지느러미가 있는 넓은 면적으로 구성됩니다.
탠덤 항공기의 뒷부분에는 엔진이 없으며 랜딩 기어는 앞부분과 유사하게 설계되었습니다. 후방 부분의 날개 위치가 높기 때문에 날개 아래 랜딩 기어가 수직 테일 와셔에 부착됩니다.
"탠덤" 계획의 중요한 특징은 항공기가 활주로에서 이륙할 때 항공기가 사실상 피치 각도 없이 평면 평행으로 이륙한다는 것입니다. "탠덤"의 이 특징은 긴 화물을 운반하는 데 이상적입니다. 외부에 긴 화물을 실은 채 이륙할 때 항공기가 폭발하는 것은 일반 항공기의 경우 문제가 됩니다.
다양한 하중을 고정하기 위해 특정 하중에 맞게 조정된 과도 링 트러스가 제공되었습니다.
탠덤 항공기의 운송 효율성을 높이기 위해 항공기의 앞부분과 뒷부분 사이에 폐쇄된 승객 모듈을 사용할 계획도 있었습니다.
탠덤 항공기의 개방형 루프 설계 덕분에 항공기를 다양한 길이의 하중에 적응시킬 수 있었고 이로 인해 항공기가 효율적이게 되었습니다. 차량. 빈 항공기의 경우 두 섹션을 연결 링 트러스를 사용하여 결합했습니다.
트러스 동체를 갖춘 탠덤 항공기의 디자인은 덜 급진적으로 보였습니다.
기본적으로 개념의 아이디어는 동일하게 유지되었지만 동체는 다소 이국적인 형태 임에도 불구하고 여전히 보존되었습니다. 공간 트러스 형태의 두 개의 동체 빔입니다. 이 2인용 항공기 설계의 특별한 특징은 랜딩 기어와 화물 고정 장치가 있는 후방 날개가 운송되는 화물의 크기와 정렬에 따라 트러스를 따라 원하는 위치로 이동할 수 있다는 것입니다. 다른 모든 측면에서 이 개념은 첫 번째 계획을 반복했습니다. 이 계획의 단점은 분명하게 드러났지만 유일하게 긍정적인 점은 이러한 계획을 통해 더욱 생산적인 아이디어를 모색할 수 있다는 점이었습니다.
"탠덤" 계획은 아직 소진되지 않았으며 아마도 가까운 시일 내에 가치 있는 적용을 찾을 수 있을 것입니다.
원천. V. Pogodin 발레리 포고딘. Tandem - 항공 분야의 새로운 단어? 조국의 날개 2004년 5월
본 발명은 전방 수평 꼬리날개를 갖춘 항공기에 관한 것이다. 카나드 항공기에는 날개, 동체, 추진 시스템, 랜딩 기어, 수직 꼬리날개 및 복엽기 전면 수평 꼬리날개(FH)가 포함됩니다. 항공기는 단위 면적당 날개와 익형의 균일한 하중을 가지며, 익형 평면 사이의 거리와 각 평면의 현 값의 산술 평균의 비율은 1.2입니다. 본 발명은 항공기의 크기를 줄이는 것을 목표로 한다. 1 병.
본 발명은 전방 수평 꼬리날개를 갖춘 항공기, 주로 초경량 스포츠 항공기에 관한 것입니다.
날개, 동체, 추진 시스템, 랜딩 기어, 수직 꼬리날개 및 복엽기 전면 수평 꼬리날개를 포함하는 카나드 설계 항공기가 알려져 있습니다.
카나드형 항공기의 경우 단위 면적당 전면 수평 꼬리(FH)에 가해지는 하중은 날개의 하중보다 훨씬 적습니다. 이 상황은 PGO 계획 사이의 거리와 이러한 계획의 코드 값의 산술 평균 비율이 0.7에 불과하다는 사실의 결과입니다. PGO의 베어링 면적이 비효율적으로 사용되기 때문에 날개 면적과 전면 수평 꼬리날개 크기의 증가가 필요하며, 이는 항공기의 크기를 증가시킨다.
본 발명이 해결하는 기술적 과제는 항공기의 크기를 줄이는 것이다.
문제는 본 발명에 따르면 날개, 동체, 추진 시스템, 랜딩 기어, 수직 꼬리날개 및 복엽기 전면 수평 꼬리날개(FH)를 포함하는 카나드 항공기에 균일한 하중이 있다는 사실로 인해 해결됩니다. 단위 면적당 날개와 FH는 PGO의 계획 사이의 거리와 각 계획의 코드 값의 산술 평균 비율(1.2)로 보장됩니다.
이러한 항공기 설계를 통해 크기를 줄일 수 있습니다.
본 발명은 그 구현의 구체적인 예와 첨부된 도면을 통해 설명된다.
그림에서. 도 1은 본 발명에 따라 제작된 항공기의 베이스 평면에 평행한 평면을 따른 카나드형 항공기의 복엽기 전방 수평 꼬리의 단면을 도시한다.
"카나드 항공기" 장치에는 날개, 동체, 추진 시스템, 랜딩 기어, 수직 꼬리 및 복엽기 전면 수평 꼬리가 포함되며 하부 평면과 상부 평면으로 구성됩니다. 이 경우 PGO의 비하중은 날개의 비하중과 동일하며 예를 들어 2.2평방미터당 550뉴턴입니다. 즉, 날개와 PGO에 단위면적당 균일한 하중이 가해지게 됩니다.
그림에서. 도 1에서, 하부 평면 1 PGO의 현 값은 문자 bн으로 표시되고, 상부 평면 2의 현 값은 문자 bв로 표시된다. 상위 2개 계획과 하위 1개 계획 사이의 거리는 문자 h로 표시됩니다.
하부 평면 1의 현 bв는 상부 평면 2의 현 bв와 동일하며 예를 들어 300mm입니다. 계획 1과 계획 2 사이의 거리 h는 예를 들어 360mm입니다. 이 경우 계획 코드의 산술 평균에 대한 거리 h의 비율은 1.2입니다.
이 비율의 값은 초경량 스포츠 항공기의 날개와 PGO의 균일한 로딩을 보장합니다. 이는 다음과 같은 상황에서 발생합니다.
h 값의 감소는 한편으로는 항공기 초점의 후방 이동으로 이어지며, 이는 공중 공간의 하중이 날개의 하중과 같아질 때까지 양의 값을 갖습니다. 반면, h 값의 감소는 PGO의 유도성 리액턴스의 증가를 동반하며 이는 확실히 음수입니다. 이와 관련하여 PGO 계획 간의 거리를 정확히 선택해야 하는지 결정하는 것은 분명히 불가능합니다. 동시에, 날개와 익형의 전체 면적을 줄여 결과적으로 항공기의 크기를 줄이는 관점에서 날개의 균일한 하중 조건과 단위 면적당 에어포일을 충족해야 합니다.
날개와 랜딩 기어의 하중이 동일하거나 거의 동일한 경우 날개의 임계 받음각이 착륙 구성에서 랜딩 기어의 임계 받음각보다 3도 초과한다는 조건이 충족됩니다. 이 조건은 PGO의 흐름 정체로 인해 항공기 기수가 급격하게 낮아지는 "피치"를 방지하기 위해 필수입니다. 이 경우 PGO와 날개 모두에 유리한 하중에 약간의 차이가 있을 수 있습니다.
위 비율의 값은 분석 연구와 PGO 계획 간의 거리 변경이 가능한 항공기 모델의 비행 테스트를 통한 결과 검증을 통해 밝혀졌습니다.
정보 출처
날개, 동체, 추진 시스템, 랜딩기어, 수직 꼬리날개 및 복엽기 전면 수평 꼬리날개(FH)를 포함하는 카나드 설계를 갖춘 항공기로서, 단위 면적당 날개와 FH의 균일한 하중을 갖는 것을 특징으로 하는 항공기. FH 계획 사이의 거리와 각 계획의 코드 값의 산술 평균의 비율은 1.2와 같습니다.
유사한 특허:
본 발명은 항공분야, 특히 고속 항공기의 설계에 관한 것이다. 항공기에는 조종실이 있는 동체, 삼각주 모양의 날개, 날개 위에 설치된 엔진, 꼬리 장치 및 랜딩 기어가 포함되어 있습니다.
본 발명은 항공, 보다 구체적으로는 공기보다 무거운 차량, 즉 "더킹(duck)" 항공기에 관한 것이며 효율성과 연료 효율을 높이기 위해 여객기 및 수송 항공기의 설계에 사용될 수 있습니다.
본 발명은 항공기 분야에 관한 것이다. 항공기의 기수 부분에는 앞으로 확장된 원뿔 모양의 머리가 있는 제어실이 포함되어 있으며 수직 축에서 회전하는 쐐기 모양의 부분이 장착되어 있으며 끝은 다가오는 공기 흐름을 향해 날카롭고 왼쪽으로 편향할 수 있습니다. 회전식 유압 모터/공압 모터를 사용하고 항공기의 사인파 비행 경로로 이어지는 진동 운동을 수행하여 0°에서 10°까지의 각도로 직각으로 회전합니다. 본 발명은 수평면에서 항공기의 기동성을 증가시키는 것을 목표로 한다. 급여 1개 f-ly, 3 병.
본 발명은 경량 엔진 항공기에 관한 것이다. 모터 글라이더에는 동체, 엔진, 주 날개와 보조 날개, 날개를 제어하는 구동 레버, 방향타, 바퀴 및 엘리베이터가 포함됩니다. 주 날개에는 힌지 장치가 장착되어 있으며 그 중 두 개는 날개보의 가로 대칭축을 기준으로 대칭으로 위치합니다. 하나의 힌지 유닛은 보조 날개보에 위치하며 프레임 가이드에 이동 가능하게 설치된 슬라이더에 힌지 연결되는 스탠드에 고정되고 스프링 로드 로드에 의해 스티어링 휠 스탠드에 연결됩니다. 보조 날개는 횡축에 이동 가능하게 장착되고 프레임 노즈에 고정된 두 개의 독립 콘솔로 구성되며 막대로 이중 팔 스티어링 휠 레버에 연결된 레버가 장착되어 있습니다. 프레임 부싱에 이동 가능하게 장착되는 앞바퀴 스트럿에는 회전 용골 형태로 제작된 휠 페어링이 장착되어 있으며, 보상 장치가 장착된 이중 암 레버가 장착되어 있습니다. 본 발명은 비행 안전을 향상시키는 것을 목표로 합니다. 급여 1개 f-ly, 9 병.
발명품군은 항공우주 기술에 관한 것으로, 지구에서 이륙하여 지구로 돌아올 때 대기 및 우주 공간에서의 비행에 사용될 수 있습니다. 항공우주 항공기(AKS)는 "오리 꼬리가 없는" 공기역학적 설계에 따라 제작되었습니다. 기수면과 날개는 동체와 함께 델타 모양의 하중 지지 표면을 형성합니다. 핵 로켓 엔진(NRE)에는 다음과 연결된 열교환 챔버가 포함되어 있습니다. 원자로방사선 보호를 통해. 작동 유체는 (부분적으로) 대기이며, 온보드 액화 장치에 의해 액화됩니다. 온보드 터보 장치와 터보 발전기, 제어 제트 엔진의 공급 및 냉각은 주 작동 유체에서 직접 작동할 수 있는 열 교환 챔버에 연결됩니다. 서스테이너 노즐이 꺼지면 YARD에는 특수 잠금 장치가 장착됩니다. 장기 항공우주 비행에서 AKS는 액화 대기 매체로 주기적으로 연료를 재급유받습니다. 일련의 발명품의 기술적 결과는 추력 대 중량비와 열역학적 품질을 증가시켜 핵추진 로켓 엔진의 효율성을 높이는 동시에 비행 안정성과 제어성을 보장하는 것입니다. 2엔. 그리고 월급 3개 f-ly, 10 병.
본 발명은 항공기술 분야에 관한 것이다. 폐쇄형 구조의 날개를 갖춘 초음속 항공기(SSKZK)는 전면 수평 꼬리, 2개의 핀, 끝 날개가 높게 장착된 후면 날개 끝에 원호로 연결된 낮은 장착 전면 날개, 루트가 있는 글라이더를 갖추고 있습니다. 그 일부는 바깥쪽으로 편향된 핀 끝, 동체 및 터보제트 이중 회로 엔진(터보제트 엔진)에 연결됩니다. SKZK는 가로 평면에서 다방향 폐쇄 구조의 날개가 달린 세로 삼엽기의 공기 역학적 설계에 따라 만들어졌습니다. 터보팬 엔진 나셀의 전면 및 후면 부분은 후면 윙 내부 부분 아래의 꼬임 부분과 U자형 테일의 가변 스윕 스태빌라이저 내부 부분 위에 장착됩니다. 왼쪽 및 오른쪽 콘솔에는 내부 콘솔이 모두 있습니다. 해당 나셀의 내부 측면과 앞쪽 및 뒤쪽 가장자리에 장착된 제어 표면. 복합 발전소에는 부스터 추진 터보팬 엔진과 보조 추진 램제트가 있습니다. 제트 엔진. 본 발명은 날개 시스템 주위의 자연적인 층류 초음속 흐름을 개선하는 것을 목표로 합니다. 4 급여 f-ly, 3 병.
본 발명은 항공에 관한 것이다. 탠덤 날개가 있는 초음속 항공기는 세로 삼엽기 레이아웃을 가지며 델타 모양의 날개(1), 역방향 "갈매기" 유형의 낮게 장착된 후면 날개(8), 전면 수평 꼬리가 부드럽게 상호 작용하는 동체를 포함합니다. (6), 스태빌라이저와 함께 만들어진 수직 꼬리 (7), 두 개의 터보제트 바이패스 엔진, 앞부분과 뒷부분이 갈매기형 날개 아래에 각각 장착되고 바깥쪽에 스태빌라이저 콘솔과 세발자전거 랜딩 기어가 장착됨 . 동체(3)의 노즈 페어링(5)에는 원뿔 모양의 사운드 붐 흡수 장치(4)가 장착되어 있습니다. 날개는 가로 V의 음각과 양각으로 각각 만들어지며, 가변 스윕을 가지며 정면에서 볼 때 다이아몬드 모양의 닫힌 구조를 형성합니다. 스태빌라이저는 상단이 둥근 역V자 형태로 제작되며 엔진나셀(14)이 장착된다. 본 발명은 항공기의 공기역학적 효율을 증가시킨다. 6 급여 f-ly, 테이블 1개, 병 3개.
본 발명은 항공기술 분야에 관한 것이다. 초음속 컨버터블 항공기에는 전면 수평 꼬리, 수직 꼬리, 전면 삼각형 갈매기형 날개, 사다리꼴 콘솔이 있는 후면 날개, 부스터 추진 제트 엔진 및 보조 유지 장치 램제트 엔진을 포함하는 글라이더가 포함되어 있습니다. 전면 날개와 후면 날개는 비행 구성을 변형할 수 있는 폐쇄형 종방향 3면 구조로 배치됩니다. 본 발명은 날개 주위의 층류 초음속 흐름을 개선하여 비행의 무소음을 증가시키는 것을 목표로 합니다. 5 급여 f-ly, 3 병.
본 발명은 "오리(duck)" 및 "노멀(normal)" 구성의 항공기에 관한 것이다. 항공기(AV)에는 기계화된 날개와 깃털 달린 수평 꼬리 장치(FLT)가 포함되어 있으며 여기에 서보 방향타가 연결됩니다. 서보 스티어링 휠(3)이 있는 FGO(1)는 회전축에 힌지 연결되어 있습니다. 항공기의 받음각에 대한 FGO 양력 계수의 미분은 FGO(1)의 베이스 평면과 항공기 사이의 각도가 항공기의 공격 각도가 요소(4, 5, 6, 7, 8, 9, 10)의 메커니즘에 의해 변경될 때 서보 스티어링 휠(3)의 기본 평면과 항공기 사이의 각도 변경. "카나드"에서 FGO의 회전 각도는 서보 스티어링 휠의 회전 각도보다 작으며 일반 구성에서는 더 큽니다. 결과적으로 두 방식 모두 초점이 뒤로 이동합니다. 일반적인 설계에서는 정적 안정성을 유지하면서 현대적인 날개 기계화 수단을 사용하기 위해 안정기(FGO) 및 "카나드"에 대한 부하를 증가시킬 수 있습니다. 본 발명은 수평 꼬리에 가해지는 하중을 최적화하여 날개 면적을 줄이는 것을 목표로 합니다. 3 병.
본 발명은 항공기술에 관한 것이다. "베인 카나드" 공기역학적 설계의 항공기(AC)에는 기계화된 날개와 회전축 OO1에 힌지 연결된 서보 스티어링 휠(3)이 있는 풍향계 전면 수평 꼬리 장치(FHEA)(10)가 포함되어 있습니다. 항공기의 공격 각도에 대한 FPGO 양력 계수의 미분은 FPGO(10)의 기본 평면과 항공기 사이의 각도가 다음의 일부에 의해서만 변경된다는 사실로 인해 0에서 필요한 값으로 증가합니다. 항공기의 공격 각도가 요소(11, 12, 13)의 메커니즘을 변경할 때 서보 방향타(3)의 기본 평면과 항공기 사이의 각도 변경. 피치 제어의 경우 OO3 축은 OO1 축을 향해 또는 멀어지는 방향으로 이동할 수 있으며 위치는 제어 시스템의 요소인 로드(14)에 의해 고정됩니다. 본 발명은 FPGA의 순항 하중을 동일하게 하여 날개 면적을 줄이는 것을 목표로 합니다. 3 급여 f-s, 4 병.
본 발명은 항공에 관한 것이다. 초음속 컨버터블 항공기는 동체(3), 사다리꼴 프리스테이지, 안정 장치(7), 대칭축의 양쪽과 핀 사이에 위치한 나셀에 2개의 재연소 터보제트 엔진을 포함하는 발전소(18), 상부 및 측면 부분의 동체(3) 끝 부분에 장착됩니다. 항공기에는 또한 오버플로(2)가 있는 전면 날개(1)가 포함되어 있으며 슬랫(8), 뾰족한 팁(9) 및 플래퍼론(10)이 장착된 "역방향 갈매기" 유형의 가변 스윕으로 만들어졌습니다. 첫 번째 날개(1)의 후면과 표면 아래에는 플랩(14)이 장착된 모든 이동 후면 날개 콘솔(13)이 빔에 설치되어 세로 방향을 중심으로 수직 가로 평면에서 회전할 수 있습니다. 빔의 회전 중간 부분(15)에 축이 있습니다. 항공기에는 또한 초승달 모양의 뒷전과 모두 움직이는 발달된 뾰족한 팁(19)이 있는 핀(18)이 있는 U자형 꼬리가 포함되어 있습니다. 본 발명은 양력과 제어성을 향상시키고 공기역학적 효율을 증가시킬 뿐만 아니라 항공기 소음을 감소시킵니다. 3 급여 파리. 1 병.
본 발명은 항공 분야, 특히 수직 이착륙(VTOL) 항공기의 설계에 관한 것입니다. VTOL 항공기는 "카나드" 설계에 따라 제작되었으며, 추가 꼬리 엘리베이터가 장착되어 있으며, 활 부분과 꼬리 부분으로 구성되어 있으며 아래쪽과 위쪽 표면은 회전축 회전 가능성으로 고정되어 있습니다. 꼬리 엘리베이터의 폭은 동체의 폭과 같습니다. 각 리프트 비행 팬의 노즐에는 팬의 공기 흐름에 대한 측면 제한기가 장착되어 있습니다. 격자의 회전 프로파일은 조립식 유연한 블레이드 형태로 만들어지며 노즐의 출구 부분은 상부 및 하부 수평 유연한 가장자리가 있는 복잡한 모양으로 만들어집니다. 엔진 배기 노즐은 추가 테일 엘리베이터의 상부 표면에 인접하고 동체 하부 표면의 가장자리를 따라 세로 융기가 설치됩니다. 이륙, 착륙 및 과도기 비행 조건에서 추가 양력을 얻을 수 있는 능력이 달성됩니다. 5 급여 f-ly, 4 병.
본 발명은 전방 수평 꼬리날개를 갖춘 항공기에 관한 것이다. 카나드 항공기에는 날개, 동체, 추진 시스템, 랜딩 기어, 수직 꼬리 및 복엽기 전면 수평 꼬리가 포함됩니다. 항공기는 단위 면적당 날개와 익형의 균일한 하중을 가지며, 익형 평면 사이의 거리와 각 평면의 현 값의 산술 평균의 비율은 1.2입니다. 본 발명은 항공기의 크기를 줄이는 것을 목표로 한다. 1 병.
독자들의 아이디어
MAKS-2007 에어쇼의 YUAN-2 "Sky Dweller"
YaptsrnatiZnar
이 항공기는 아직 MAKS 2009에 참가하지 않을 것입니다. 디자인이 개선되고 있으며 다음 버전은 주로 이전 항공기의 부품과 구성 요소로 제작됩니다. 그러나 지난 MAKS에서 초경량 YuAN-2는 수많은 테스트로 인해 손상되었음에도 불구하고 큰 관심을 불러일으켰습니다. 모습. 이는 단순한 SLA가 아니기 때문입니다. 항공기는 소위 "베인 카나드(vane canard)"라고 불리는 공기 역학적 설계를 갖추고 있어 과장하지 않고 혁신적이라고 할 수 있습니다. 이 기사에서는 아이디어의 저자이자 실험용 항공기 건설 책임자인 젊은 항공기 설계자 Alexey Yurkonenko가 장점을 입증합니다. 새로운 계획. 그의 의견으로는 이는 기동 불가능한 항공기에 이상적이며 이 범주에서는 매우 광범위하며 세계 항공기 제조 발전의 새로운 방향의 기초가 될 수 있습니다.
애플리케이션 현대 기술항공기 설계는 언뜻보기에 역설적 인 결과를 가져 왔습니다. 항공기 기술의 특성을 개선하는 과정은 "추진력을 잃었습니다". 새로운 공기역학적 프로파일이 발견되었고, 날개 기계화가 최적화되었으며, 항공 상수의 합리적인 구조를 구성하는 원리가 공식화되었습니다.
루션, 엔진의 가스 역학이 개선되었습니다... 다음은 무엇입니까? 항공기 개발이 실제로 논리적 결론에 도달했습니까?
글쎄, 정상적이거나 고전적인 공기 역학적 체계 내에서 항공기의 진화는 실제로 속도가 느려지고 있습니다 항공 전시회와 살롱에서 대중 관객은 거대하고 다채로운 다양성을 발견합니다. 경험
동일한 전문가는 근본적으로 동일한 항공기를 보고 운영 및 기술 특성만 다르지만 공통된 개념적 단점을 가지고 있습니다.
"클래식": 장단점
"항공기 공기역학적 설계*"라는 용어는 피치 채널 1에서 항공기의 정적 안정성과 조종성을 보장하는 방법을 의미한다는 점을 기억해 두십시오.
고전적인 공기역학적 설계의 주된 그리고 아마도 유일하게 긍정적인 특성은 날개 뒤에 위치한 수평 꼬리(HO)가 특별한 어려움 없이 항공기의 높은 받음각에서 세로 방향의 정적 안정성을 보장할 수 있다는 것입니다."
고전적인 공기 역학적 설계의 가장 큰 단점은 항공기의 종방향 정적 안정성 여유를 보장해야 하기 때문에 발생하는 소위 균형 손실이 있다는 것입니다(그림 I). 따라서 결과적으로 발생하는 항공기의 양력은 항공기의 음의 양력만큼 날개의 양력보다 작은 것으로 나타납니다.
균형 손실의 최대값은 날개 고양력 장치가 확장된 상태에서 이륙 및 착륙 모드에서 발생하며, 날개의 양력과 그에 따른 다이빙 모멘트(그림 1 참조)가 최대값을 가질 때 발생합니다. 예를 들어, 여객기, 완전히 확장된 기계화를 통해 GO의 음의 리프팅 힘은 무게의 25%와 같습니다. 이는 날개가 거의 같은 양만큼 특대화되었으며 그러한 항공기의 모든 경제 및 운영 지표가 가볍게 말하면 최적의 값과 거리가 멀다는 것을 의미합니다.
공기역학적 디자인 “DUCK”
이러한 손실을 피하는 방법은 무엇입니까? 대답은 간단합니다. 정적으로 안정된 항공기의 공기역학적 구성은 수평에서 음의 양력과의 균형을 배제해야 합니다.
"피치는 관성 가로축에 대한 항공기의 각도 이동입니다. 피치 각도는 항공기의 세로축과 수평면 사이의 각도입니다.
1 항공기의 받음각은 다가오는 유속 방향과 항공기의 세로 cmpoume.tbHuu 축 사이의 각도입니다.