Самолет интегральной аэродинамической компоновки (патент RU 2440916 C1)

Самолет интегральной аэродинамической компоновки (патент RU	2440916 C1)


Изобретение относится к многорежимным самолетам. Самолет интегральной аэродинамической компоновки содержит фюзеляж (1) с наплывом (2), крыло, консоли (3) которого плавно сопряжены с фюзеляжем (1), цельноповоротное горизонтальное оперение (4), цельноповоротное вертикальное оперение (5). Средняя часть фюзеляжа выполнена уплощенной и образована в продольном отношении набором аэродинамических профилей. Двигатели расположены в мотогондолах (6), разнесенных друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета по направлению полета. Наплыв (2) включает управляемые поворотные части (8). Изобретение направлено на уменьшение радиолокационной заметности, увеличение маневренности на больших углах атаки и аэродинамического качества на сверхзвуковых. 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к многорежимным самолетам, эксплуатируемым на сверх- и дозвуковых скоростях полета, в широком диапазоне высот полета. Преимущественная область применения изобретения - многорежимные сверхманевренные самолеты с крейсерским полетом на сверхзвуковой скорости и малым уровнем заметности в радиолокационном диапазоне.


Создание самолета, способного выполнять задачи в широком диапазоне высот и скоростей полета, обладающего возможностями сверхманевренности и, при этом, имеющим малую заметность в радиолокационном диапазоне длин волн, является сложной технической задачей.

К аэродинамической компоновке такого самолета предъявляются требования максимизации аэродинамического качества (увеличению подъемной силы и уменьшению силы лобового сопротивления) на до- и сверхзвуковых скоростях полета, обеспечению управляемости на сверхмалых скоростях полета. К внешней форме планера предъявляются требования по снижению радиолокационной заметности. Все перечисленные требования являются противоречивыми, а создание самолета, отвечающего подобным требованиям, представляет собой определенный компромисс.

Известен самолет, принятый в качестве ближайшего аналога, который сочетает признаки многорежимного сверхзвукового самолета, обладающего сверхманевренностью и малой радиолокационной заметностью. Известный самолет выполнен по нормальной балансировочной схеме с цельноповоротным горизонтальным оперением, обеспечивающим управление самолетом в продольном канале (по тангажу) на всех режимах полета. Помимо управления самолетом, в продольном канале цельноповоротное горизонтальное оперение применяется для управления самолетом по крену путем дифференциального отклонения на режимах сверхзвукового полета.

Трапециевидное крыло имеет отрицательную стреловидность задней кромки, что позволяет реализовать высокие значения длин хорд в корневой части для уменьшения относительной толщины крыла в этой зоне при высоких значениях абсолютной толщины крыла. Это решение направлено одновременно на уменьшение волнового сопротивления на транс- и сверхзвуковых скоростях полета, а также на увеличение запаса топлива в крыльевых баках.

Механизация передней кромки крыла представлена адаптивным поворотным носком, применяемым для увеличения значения аэродинамического качества в дозвуковом крейсерском полете, для улучшения обтекания крыла на больших углах атаки, а также для улучшения маневренных характеристик.

Механизация задней кромки крыла представлена:
флапперонами, применяемыми для управления подъемной силой на режимах взлета и посадки, а также для управления самолетом по крену на режимах транс- и сверхзвукового полета;
элеронами, применяемыми для управления самолетом по крену на режимах взлета и посадки.

Две консоли вертикального оперения, состоящие из килей и рулей направления, обеспечивают устойчивость и управляемость в путевом канале, и воздушное торможение. Управление в путевом канале обеспечивается синфазным отклонением рулей направления, а воздушное торможение - дифференциальным отклонением рулей направления. Плоскости хорд консолей вертикального оперения отклонены от вертикали на острый угол, что позволяет снизить радиолокационную заметность самолета в боковой полусфере.

Воздухозаборники двигателей расположены по бокам фюзеляжа. Плоскости входа воздухозаборников скошены в двух плоскостях, что позволяет обеспечить устойчивый поток воздуха, поступающий к двигателям на всех режимах полета, в том числе на больших углах атаки.

Двигатели самолета расположены в хвостовой части, вплотную друг к другу, что при расположении воздухозаборников по бокам фюзеляжа позволяет реализовать изогнутую форму каналов воздухозаборников. Данное решение применяется для снижения радиолокационной заметности двигателя, и, как следствие, самолета в целом в передней полусфере, благодаря экранированию компрессоров двигателей конструкцией каналов воздухозаборников. Отклоняемые в вертикальных плоскостях створки «плоских» сопел реактивных двигателей позволяют обеспечить управление вектором тяги, что, в свою очередь, позволяет реализовать возможность управления самолетом в канале тангажа на режимах малых скоростей полета, а также обеспечивает запас пикирующего момента на закритических углах атаки совместно с цельноповоротным горизонтальным оперением. Подобное решение обеспечивает функцию сверхманевренности (Lockheed Martin F/A-22 Raptor: Stealth Fighter. Jay Miller. 2005).

В качестве недостатков известного самолета можно указать следующее:
- невозможность управления в каналах крена и рысканья при полете на малых скоростях, поскольку двигатели расположены вплотную друг к другу, что не позволяет создать достаточный для управления момент;
- расположение двигателей вплотную друг к другу делает невозможным расположение в фюзеляже грузовых отсеков;
- изогнутая форма каналов воздухозаборников требует увеличения их длины, и, следовательно, массы самолета;
- невозможность обеспечения «схода» самолета с закритических углов атаки при отказе системы управления реактивными соплами двигателей;
- применение неподвижных килей с рулями направления требует увеличения потребной площади вертикального оперения для обеспечения путевой устойчивости на сверхзвуковых режимах полета, что приводит к росту массы оперения, и, следовательно, самолета в целом, а также к увеличению лобового сопротивления.

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в создании самолета, обладающего малой радиолокационной заметностью, сверхманевренностью на больших углах атаки, высоким аэродинамическим качеством на сверхзвуковых скоростях и, одновременно, сохраняющего высокое аэродинамическое качество на дозвуковых режимах, возможностью размещения во внутренних отсеках крупногабаритного груза.

Указанный технический результат достигается тем, что в самолете интегральной аэродинамической компоновки, содержащий фюзеляж, крыло, консоли которого плавно сопряжены с фюзеляжем, горизонтальное и вертикальное оперения, двухдвигательную силовую установку, фюзеляж снабжен наплывом, расположенным над входом в воздухозаборники двигателей и включающим управляемые поворотные части, средняя часть фюзеляжа выполнена уплощенной и образована в продольном отношении набором аэродинамических профилей, мотогондолы двигателей разнесены друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета по направлению полета.

Кроме того, вертикальное оперение выполнено цельноповоротным с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.

Кроме того, цельноповоротное вертикальное оперение установлено на пилонах, расположенных на боковых хвостовых балках фюзеляжа, при этом на фронтальной части пилонов расположены воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования.

Кроме того, горизонтальное оперение выполнено цельноповоротным с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.

Кроме того, реактивные сопла двигателей выполнены с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.

Кроме того, входы воздухозаборников двигателей расположены по бокам носовой части фюзеляжа за кабиной экипажа, при этом нижняя кромка входов воздухозаборников двигателей расположена ниже обводов фюзеляжа.

Кроме того, входы воздухозаборников двигателей выполнены скошенными в двух плоскостях - относительно вертикальных продольной и поперечной плоскостей самолета.

Кроме того, плоскости хорд консолей цельноповоротного вертикального оперения отклонены от вертикальной плоскости на острый угол.
Кроме того, передние кромки поворотной части наплыва, консолей крыла и горизонтального оперения выполнены параллельными друг другу.
Кроме того, задние кромки крыла и горизонтального оперения выполнены параллельными друг другу.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен самолет интегральной аэродинамической компоновки - вид сверху;

Самолет интегральной аэродинамической компоновки (патент RU	2440916 C1)


на фиг.2 - самолет интегральной аэродинамической компоновки - вид сбоку;
Самолет интегральной аэродинамической компоновки (патент RU	2440916 C1)


на фиг.3 - самолет интегральной аэродинамической компоновки - вид спереди;
Самолет интегральной аэродинамической компоновки (патент RU	2440916 C1)


на фиг.4 - Вид A фиг.2.
Самолет интегральной аэродинамической компоновки (патент RU	2440916 C1)


На представленных чертежах позициями обозначены:
1 - фюзеляж,
2 - наплыв фюзеляжа,
3 - консоли крыла,
4 - консоли цельноповоротного вертикального оперения (ЦПГО),
5 - консоли цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПВО),
6 - мотогондолы двигателей,
7 - воздухозаборники двигателей,
8 - управляемые поворотные части наплыва фюзеляжа,
9 - поворотные носки крыла,
10 - элероны,
11 - флаппероны,
12-пилон ЦПВО,
13 - воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования,
14 - поворотные реактивные сопла двигателей,
15 - срезы реактивных поворотных сопел двигателей,
16 - оси вращения поворотных сопел двигателей,
17 - плоскости вращения поворотных сопел двигателей.

Самолет интегральной аэродинамической компоновки представляет собой моноплан, выполненный по нормальной балансировочной схеме, и содержит фюзеляж 1 с наплывом 2, крыло, консоли 3 которого плавно сопряжены с фюзеляжем 1, цельноповоротное горизонтальное оперение (далее - ЦПГО) 4, цельноповоротное вертикальное оперение (далее - ЦПВО) 5, двухдвигательную силовую установку, двигатели которой расположены в мотогондолах 6. Мотогондолы 6 двигателей разнесены друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета в направлении полета.

Наплыв 2 фюзеляжа 1 расположен над воздухозаборниками 7 двигателей и включает управляемые поворотные части 8. Поворотные части 8 наплыва 2 являются передними кромками средней уплощенной части фюзеляжа 1.

Консоли 3 крыла, плавно сопряженные с фюзеляжем 1, снабжены механизацией передней и задней кромок, включающей поворотные носки 9, элероны 10 и флаппероны 11.

ЦПГО 4 установлено на боковых хвостовых балках фюзеляжа 1. ЦПВО 5 установлено на пилонах 12, закрепленных на боковых хвостовых балках фюзеляжа 1. На фронтальной части пилонов 12 расположены воздухозаборники 13 продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования. Установка ЦПВО 5 на пилонах 12 позволяет увеличить плечо опор оси ЦПВО 5, что, в свою очередь, обеспечивает снижение реактивных нагрузок на силовые элементы каркаса планера самолета и, соответственно, снизить вес. Увеличение плеча опор ЦПВО 5 обусловлено тем, что верхняя опора размещена внутри пилона 12, что, собственно, и позволило увеличить плечо опор (расстояние между опорами). Кроме того, пилоны 12 являются обтекателями гидроприводов ЦПВО 5 и ЦПГО 4, что позволяет за счет выноса гидроприводов за пределы фюзеляжа 1 увеличить объем грузовых отсеков между мотогондолами 6.

Входы воздухозаборников 7 двигателей расположены по бокам носовой части фюзеляжа 1, за кабиной экипажа, под поворотными частями 8 наплыва 2 и выполнены скошенными в двух плоскостях - относительно вертикальных продольной и поперечной плоскостей самолета, при этом нижняя кромка входов воздухозаборников 7 двигателей расположена ниже обводов фюзеляжа 1.

Двигатели оборудованы поворотными осесимметричными реактивными соплами 14, поворот которых осуществляется в плоскостях, ориентированных под углом к плоскости симметрии самолета. Реактивные сопла 14 двигателей выполнены с возможностью синфазного и дифференциального отклонения для осуществления управления самолетом путем отклонения вектора тяги. Схема ориентации реактивных поворотных сопел 14 отображена на фиг.4, на которой отображены: срезы 15 реактивных поворотных сопел 14 двигателей, оси вращения 16 реактивных поворотных сопел 14 двигателей и плоскости 17 вращения поворотных реактивных сопел 14 двигателей.

Самолет обладает малой заметностью в радиолокационном диапазоне длин волн, а благодаря обеспечению сверхманевренности - выполняет задачи в широком диапазоне высот и скоростей полета.

Увеличение аэродинамического качества на дозвуковых скоростях полета достигается за счет формирования поверхности средней части фюзеляжа 1 (за исключением носовой и хвостовой частей) в продольном отношении (в продольных сечениях) набором аэродинамических профилей и применением поворотных частей 8 наплыва 2, что позволяет включить поверхность фюзеляжа 1 в создание подъемной силы.

Высокий уровень аэродинамического качества на дозвуковых скоростях полета достигается за счет применения крыла с консолями 3 трапециевидной формы в плане с большой стреловидностью по передней кромке, большого сужения, с большим значением длины корневой хорды и малым значением длины концевой хорды. Такой набор решений позволяет при больших значениях абсолютных высот крыла, особенно в корневой части, реализовать малые значения относительных толщин крыла, что снижает значения прироста силы лобового сопротивления возникающего на транс- и сверхзвуковых скоростях полета.

ЦПГО 4 обеспечивает возможность управления самолетом в продольном канале при синфазном отклонении и в поперечном канале при дифференциальном отклонении на транс- и сверхзвуковых скоростях полета.

ЦПВО 5 обеспечивает устойчивость и управляемость в путевом канале на всех скоростях полета и обеспечивает функцию воздушного торможения. Устойчивость на сверхзвуковых скоростях полета при недостаточной потребной статической площади обеспечивается благодаря отклонению консолей ЦПВО 5 целиком. При возникновении возмущения атмосферы или порыва ветра в путевом канале осуществляют синфазное отклонение консолей ЦПВО 5 в сторону парирования возмущения. Такое решение позволяет уменьшить площадь оперения, уменьшив, тем самым, массу и сопротивление оперения и самолета в целом. Управление в путевом канале осуществляется при синфазном отклонении ЦПВО 5, а воздушное торможение - при дифференциальном отклонении ЦПВО 5.

Механизация крыла применяется для обеспечения управления подъемной силой и креном. Поворотный носок 9 крыла применяется для увеличения критического угла атаки и обеспечения безударного обтекания крыла, для полета «по огибающей поляры» на режимах взлета, посадки, маневрирования и крейсерского дозвукового полета. Элероны 10 предназначены для управления самолетом по крену при дифференциальном отклонении на режимах взлета и посадки. Флаппероны 11 предназначены для управления приращением подъемной силы при синфазном отклонении вниз на режимах взлета и посадки, для управления креном при дифференциальном отклонении.

Поворотная часть 8 наплыва 2 фюзеляжа 1 при отклонении вниз уменьшает площадь плановой проекции фюзеляжа 1 перед центром масс самолета, что способствует созданию избыточного момента на пикирование при полете на углах атаки, близких к 90 градусам. Таким образом, в случае отказа системы управления реактивных сопел 14 обеспечивается возможность перехода с режима полета на закритических углах атаки к полету на малых углах атаки без использования управления самолетом посредством отклонения вектора тяги двигателей. Одновременно поворотная часть 8 наплыва 2 является механизацией передней кромки наплыва 2 фюзеляжа 1. При отклонении поворотной части 8 наплыва 2 вниз на режиме крейсерского полета она выполняет функцию, аналогичную функции поворотного носка 9 крыла.

Применение боковых воздухозаборников, расположенных под поворотной частью 8 наплыва 2, позволяет обеспечить устойчивую работу двигателей на всех режимах полета самолета, во всех пространственных положениях за счет выравнивания набегающего потока на больших углах атаки и скольжения.

Расположение двигателей в изолированных мотогондолах 6 позволяет расположить между ними отсек для крупногабаритного груза. Для парирования разворачивающего момента при отказе одного из двигателей их оси ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета так, чтобы вектор тяги работающего двигателя проходил ближе к центру масс самолета. Такое расположение двигателей, совместно с применением поворотных реактивных сопел 14, поворот которых осуществляется в плоскостях, наклоненных под острым углом к плоскости симметрии самолета, позволяет осуществлять управление самолетом при помощи вектора тяги двигателей - в продольном, поперечном и путевом каналах. Управление в продольном канале осуществляется при синфазном отклонении поворотных реактивных сопел 14, создающих момент тангажа относительно центра масс самолета. Управление самолетом в боковом канале осуществляется посредством дифференциального отклонения реактивных сопел 14, создающих одновременно момент крена и момент рыскания, при этом момент крена парируется отклонением аэродинамических органов управления (элеронами 10 и флапперонами 11). Управление самолетом в поперечном канале осуществляется при дифференциальном отклонении поворотных реактивных сопел 14, создающих момент крена относительно центра масс самолета.

Снижение радиолокационной заметности самолета достигается за счет комплекса конструктивно-технологических мероприятий, к которым, в частности, относится формообразование обводов планера, включающее в себя:

- параллельность передних кромок поворотной части 8 наплыва 2, консолей 3 крыла и горизонтального оперения 4; параллельность задних кромок консолей 3 крыла и горизонтального оперения 4, что позволяет локализовать пики отраженных от несущих поверхностей планера самолета электромагнитных волн и, тем самым, уменьшить общий уровень радиолокационной заметности самолета в азимутальной плоскости;

- ориентацией касательных к контуру поперечных сечений фюзеляжа, в том числе фонаря кабины, под углом к вертикальной плоскости (плоскости симметрии самолета), что способствует отражению электромагнитных волн, попадающих на элементы планера с боковых ракурсов, в верхнюю и нижнюю полусферы, тем самым, уменьшая общий уровень радиолокационной заметности самолета в боковой полусфере;

- скошенность входа воздухозаборников двигателей в двух плоскостях - относительно вертикальных продольной и поперечной плоскостей самолета, позволяет отражать электромагнитные волны, попадающие на входы воздухозаборников с переднего и боковых ракурсов, в сторону от источника облучения, тем самым, уменьшая общий уровень радиолокационной заметности самолета в этих ракурсах.

Формула изобретения

1. Самолет интегральной аэродинамической компоновки, содержащий фюзеляж, крыло, консоли которого плавно сопряжены с фюзеляжем, горизонтальное и вертикальное оперение, двухдвигательную силовую установку, отличающийся тем, что фюзеляж снабжен наплывом, расположенным над входом в воздухозаборники двигателей и включающим управляемые поворотные части, средняя часть фюзеляжа выполнена уплощенной и образована в продольном отношении набором аэродинамических профилей, мотогондолы двигателей разнесены друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета по направлению полета.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что вертикальное оперение выполнено цельноповоротным с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.

3. Самолет по п.2, отличающийся тем, что цельноповоротное вертикальное оперение установлено на пилонах, расположенных на боковых хвостовых балках фюзеляжа, при этом на фронтальной части пилонов расположены воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования.

4. Самолет по п.1, отличающийся тем, что горизонтальное оперение выполнено цельноповоротным с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.

5. Самолет по п.1, отличающийся тем, что реактивные сопла двигателей выполнены с возможностью синфазного и дифференциального отклонения.

6. Самолет по п.1, отличающийся тем, что входы воздухозаборников двигателей расположены по бокам носовой части фюзеляжа за кабиной экипажа, при этом нижняя кромка входов воздухозаборников двигателей расположена ниже обводов фюзеляжа.

7. Самолет по п.1, отличающийся тем, что входы воздухозаборников двигателей выполнены скошенными в двух плоскостях - относительно вертикальных продольной и поперечной плоскостей самолета.

8. Самолет по п.1, отличающийся тем, что плоскости хорд консолей цельноповоротного вертикального оперения отклонены от вертикальной плоскости на острый угол.

9. Самолет по п.1, отличающийся тем, что передние кромки поворотной части наплыва, консолей крыла и горизонтального оперения выполнены параллельными друг другу.

10. Самолет по п.1, отличающийся тем, что задние кромки крыла и горизонтального оперения выполнены параллельными друг другу.

Федеральная служба по интеллектуальной собственности (Роспатент)
Первоисточник: http://www.rupto.ru/

Использованы фотографии: http://www1.fips.ru

Мнение редакции "Военного обозрения" может не совпадать с точкой зрения авторов публикаций

CtrlEnter
Если вы заметили ошибку в тексте, выделите текст с ошибкой и нажмите Ctrl+Enter
Читайте также
Комментарии 21
  1. schta 5 сентября 2012 08:01
    Следует ли ожидать патентный троллинг?
    schta
    1. ник 1 и 2 5 сентября 2012 09:44
      schta,
      Не знаю троллинг или не тролинг!
      Я хотел бы прочитать : ВО мы сделали и ни кто не сможет повторить!
      И у нас самое лучшее! И вам собакам теперь конец. angry

      А ЭТО обычная документация на патент. Нашел чего писать! fool
      ник 1 и 2
      1. Индиго 5 сентября 2012 21:24
        что то подсказывает мне, что в патентном бюро очередной светоч науки типа зпшьейна сильно лоханулся и не успел усё переписать на себя ... и это уже радует ..
        Индиго
  2. saturn.mmm 5 сентября 2012 10:20
    Будем надеяться что в скором времени ПАК ФА станет серийным самолетом автору +.
  3. Zerstorer 5 сентября 2012 11:01
    Аэродинамическую компоновку запатентовали... Что дальше? Скоро будем присваивать премию "За обширные исследования законов Ома".
    1. black_eagle 5 сентября 2012 13:48
      Вы тут как раз таки не правы, это все денежка, во первых никто не сможет просто так повторить технологию или продукт(помните недавнюю войну Apple и Samsung полтора миллиарда на ровном месте взяли?), во вторых это престиж для государства что еще раз напоминает что наука жива.

      Если вы считаете что аэродинамическая схема это фигня, жду от вас еще одну, реально рабочую, которая бы отвечала таким требованиям: возможность полета на гиперзвуке на сверхнизких высотах, ну и хватит, хотя бы это))))

      А если при обширных исследованиях законов Ома найдем возможность передавать электричество без сопротивления, то за это не только премию но и памятник при жизни ставить надо.
      black_eagle
      1. Zerstorer 5 сентября 2012 15:17
        Друг мой, в аэродинамическую компоновку входит много чего еще интересного, а тут только общие принципы. Я уже молчу про такие "мелочи" как расчеты.

        Цитата: black_eagle
        возможность полета на гиперзвуке на сверхнизких высотах

        Подобной ереси я еще не слышал. А по поводу аэродинамической компоновки - делал и не одну. Давай контакты завтра скину. В аэродинамике - вся суть в деталях. А это просто описание одной конкретной компоновки и ее отличие от F-22.

        Цитата: black_eagle
        , это все денежка

        Да для авторов патента положены премии. Рад за всех кто ее получит (за исключением первой фамилии в списке) - остальных знал в лицо, кроме Тарасова и Шокурова (хотя лица наверное знакомые но ФИО не знал).

        Цитата: black_eagle
        А если при обширных исследованиях законов Ома найдем возможность передавать электричество без сопротивления, то за это не только премию но и памятник при жизни ставить надо.

        Вот именно за передачу без потерь на сопротивлении -надо, но не за исследования законов Ома. Это разные вещи.
        1. vaf 5 сентября 2012 16:04
          Цитата: Zerstorer
          в аэродинамическую компоновку входит много чего еще интересного, а тут только общие принципы. Я уже молчу про такие "мелочи" как расчеты.


          Если бы мог поставил бы+++++++++++++!!! good

          С большим уважением, drinks
          vaf
        2. black_eagle 5 сентября 2012 16:26
          Цитата: Zerstorer
          Подобной ереси я еще не слышал

          Не воспринимайте всерьез, первое что взбрело в голову, а на счет компоновок, очень даже интересно, напишу контакты
          black_eagle
    2. gor 5 сентября 2012 19:20
      вообще-то.В 1921 году авиатор и разработчик самолётов Винсент Юстас Бёрнелли запатентовал простую идею аэродинамического профиля, включающего корпус летательного аппарата, и увеличивающего подъёмную силу самолёта[4]. Несмотря на множество деловых и политических неудач, Бёрнелли продолжал совершенствовать и лицензировать свои разработки, производя многочисленные улучшения, вплоть до своей смерти в 1964 году
      Несущий фюзеляж может давать весьма значительный вклад в подъёмную силу самолёта. Например, у самолёта Short SC.7 Skyvan 30% общей подъёмной силы создаётся за счёт фюзеляжа – почти столько же, сколько создаёт каждая консоль крыла (по 35%)[источник не указан 35 дней]. Известен случай, когда летом 1983 года израильский F-15 смог приземлиться с полностью оторваным полукрылом, при этом посадочная скорость составляла порядка 500км/ч [1]. Этот случай cерьёзно озадачил инженеров из МакДонелл Дуглас, так как согласно их моделям такой полёт был невозможен.

      В случае, когда фюзеляж плавно переходит в крыло, создавая с ним единую несущую поверхность, говорят об интегральной компоновке. Основным преимуществом такой компоновки является меньшее лобовое сопротивление и возможность значительно увеличить внутренние объёмы. При этом сильно изменяется распределение объёмов по длине фюзеляжа, и в случае их неоптимального использования может привести к неоправданному увеличению общего миделя. При разработке истребителей 4-го поколения ЦАГИ настоятельно рекомендовал не применять интегральную компоновку[2][3], тем не менее МиГ-29 и Су-27 были спроектированы именно как "интегральные"
      что и кто может добавить?)))))))))))))))вот объясните мне как это было сейчас запатентовано?или думаете другие страны всерьёз отнесуться к этому патенту?
      gor
      1. black_eagle 6 сентября 2012 09:57
        Цитата: gor
        При разработке истребителей 4-го поколения ЦАГИ настоятельно рекомендовал не применять интегральную компоновку

        Блин везде пишут по разному, у вас есть источник достоверный со ссылкой на какую либо документацию где черным по белому это написано? Или очередная писанина из глубин интернета?
        black_eagle
        1. gor 6 сентября 2012 15:08
          я о том что интегральную компоновку чтобы патентовать то нужны основания.это давно не секрет ни для кого в мире и этот патент не имеет никакого значения для других стран.только если кто-то собираеться штамповать самолёты на територии самой Росии.интегральная компоновка это не советское и тем более не Российское изобретение.единственное что можно было запатентовать так это дизайн самолёта.то есть обезопасить себя от 100%копии фюзеляжа.но саму схему патентовать тем более эта схема не была разработана в Росссии это уже граничит......
          gor
      2. Zerstorer 6 сентября 2012 09:57
        Компоновка Су-27 тоже запатентована. Они тут запатентовали компоновку отдельно взятого ЛА. А это бессмыслено... И потом есть еще вопросы:
        1) Кто сказал, что эта компоновка оптимальна?
        2) Китай это все равно не остановит, если те задумают его скопировать.
  4. cucun 5 сентября 2012 11:44
    Сколько всего Россия раздарила по тому, что патенты то секретные, то забыли оформить... Пол мира этим кормится. Правильно сделали.
    1. Zerstorer 5 сентября 2012 12:50
      общие принципы компоновки не являются чем-то особо секретным. Максимум ДСП. Вот вы прочитали патент и что? Что в этой компоновке принципиально нового? И кстати, для описания подобных компоновок есть хороший термин квазиинтегральная. Так что ничего этот патент не защищает... Скажем так это не более чем подтверждение, что мы не копировали аэродинамическую схему F-22.
      1. Снег 5 сентября 2012 19:02
        Патент может касаться чего угодно! даже шрифта нанесения гравировки на деталях! В данном случае господа обезопасились от наглого копирования и правильно сделали.. Форму кузова авто даже патентуют - про военные разработки и говорить нечего!
        Если было бы что-то секретное, то патент был бы закрытым и мы бы с вами его не увидели
  5. Dimima 5 сентября 2012 16:28
    если с точки зрения патентов судить ,то Китаю с нами не рассчитаться вовек
    Dimima
  6. nic 5 сентября 2012 16:30
    Схема навеяла smile
    nic
  7. Takashi 5 сентября 2012 16:46
    Скажите, а разве так возможно:
    - производство Т50 начали в конце 2006 года.
    - а патент на самолет:):) - появился аж в 2010 году??? :):)
    Это все равно что Айфон продавать в 2006 году, а патент а внешний вид и усе остальное получить в 2012 после смерти Джобса

    Кстати, до первого своего полета - "общие принципы компоновки" и "Внешний вид" почему то "являлись особо секретным". - это было проверено на гражданах 1-го (ози) и 2-го отдела . Интересно не правда-ли? :):):)
    1. Снег 5 сентября 2012 19:07
      патент - это охранный документ. как только возникла опасность копирования, так и выпустили его. видимо так. совпадает с временем появления самолета на публике
    2. crazyrom 5 сентября 2012 23:48
      Цитата: Takashi
      Скажите, а разве так возможно:
      - производство Т50 начали в конце 2006 года.
      - а патент на самолет:):) - появился аж в 2010 году??? :):)


      А вы нигде не видели надпись "Patent Pending" ? Она означает примерно что заявка на патент подана, и теперь можно всем рассказывать, но никто уже не украдёт, хотя патент пока ещё не готов. Так вот видно патент на Т-50 только сейчас готов стал.
  8. Dimima 5 сентября 2012 17:45
    айфон чисто коммерческий продукт,да и масштабы разные,кроме того это ведь буржуи,они ведь малейшее ноу хау или дизайн какой нибудь- сразу патент,за это глотку перегрызут,хватка бульдожья у них стоит почуять наживу,нам у них еще учиться.
    Dimima
  9. duche 10 сентября 2012 16:06
    Застолбили. Молодцы!!

Информация

Посетители, находящиеся в группе Гости, не могут оставлять комментарии к данной публикации.
Картина дня