RU188859U1 - Supersonic aircraft - Google Patents

Abstract

Полезная модель относится к области авиации, в частности сверхзвуковым гражданским самолетам (СГС) с низким уровнем звукового удара (ЗУ).Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, соединенный с имеющим стреловидный передний наплыв крылом, расположенную сверху в хвостовой части фюзеляжа силовую установку, содержащую инверсный воздухозаборник, двигатель и сопло, горизонтальное и вертикальное оперения, шасси, фюзеляж имеет затупленную носовую часть, передний наплыв крыла, имеющий дозвуковые передние кромки и поперечную V-образность 25°…27°, выполнен с изломом по передней кромке, так что его корневая часть имеет стреловидность χ=76°…78°, а концевая часть выполнена со стреловидностью χ=70°…72°, консоли крыла, имеющие сверхзвуковые передние кромки, имеют поперечную V-образность -3°…2° и стреловидность χ=43°…47°, инверсный воздухозаборник выполнен с системой отсоса пограничного слоя с клина слива, силовая установка с плоским регулируемым косым соплом с регулированием площади критического сечения сопла установлена между двумя килями, снабженными рулями направления, а поворотное горизонтальное оперение размещено в хвостовой части фюзеляжа, имеющего подсечку перед воздухозаборником, выполненную в виде поверхности с положительной поперечной V-образностью 5°…8°.Предлагаемая полезная модель может быть использована при разработке аэродинамической схемы и основных элементов самолета, предназначенного для демонстрации технологий снижения звукового удара, отработки конструкторских решений, способных обеспечить высокий уровень летно-технических и экологических характеристик, безопасность эксплуатации на всех режимах полета перспективных СГС различного назначения.The utility model relates to the field of aviation, in particular, supersonic civil aircraft (GHS) with a low sound impact level (ZU). The supersonic aircraft contains a fuselage connected to a wing-swept forward inlet, located on the top of the fuselage tail section, which contains an inverse air intake, engine and nozzle, horizontal and vertical tail, chassis, fuselage has a blunt nose, the forward wing of the wing, having subsonic front edges and a transverse V-shape of 25 ° ... 27 °, Made with a break on the leading edge, so that its root part has a sweep χ = 76 ° ... 78 °, and the end part is made with a sweep χ = 70 ° ... 72 °, wing consoles with supersonic front edges have a transverse V-shape - 3 ° ... 2 ° and the sweep χ = 43 ° ... 47 °, the inverse air intake is made with a suction system of the boundary layer from the drain wedge, the power plant with a flat adjustable oblique nozzle with regulation of the nozzle throat area is installed between two keels equipped with rudders, and swivel burn The optical plumage is located in the tail part of the fuselage, which has a hook in front of the air intake, made in the form of a surface with a positive transverse V-shape of 5 ° ... 8 °. The proposed utility model can be used to develop the aerodynamic scheme and the main elements of the aircraft designed to demonstrate sound reduction impact, development of design solutions capable of ensuring a high level of flight technical and environmental characteristics, operating safety in all modes x flight perspective GHS for various purposes.

Description

Полезная модель относится преимущественно к сверхзвуковым гражданским самолетам (СГС) с низким уровнем звукового удара (ЗУ), предназначенным для демонстрации в крейсерском сверхзвуковом полете уровня громкости ЗУ на земле не выше 65 dBA (в A-SEL метрике). Самолет является демонстратором сверхзвукового гражданского самолета (ДСГС).The utility model mainly refers to supersonic civil aircraft (GHS) with a low sound impact level (MU), intended for demonstration in cruise supersonic flight, the volume of the charger on the ground is not higher than 65 dBA (in the A-SEL metric). The aircraft is a demonstrator of a supersonic civilian aircraft (DSGS).

По предварительным оценкам самолет с уровнем громкости звукового удара на земле не более 65 dBA, определенной в условиях близких к условиям международной стандартной атмосферы (МСА), с коэффициентом отражения от поверхности земли k_отр=2, может выполнять крейсерский сверхзвуковой полет над населенной сушей (над зоной жилой застройки) без каких-либо ограничений, днем и ночью. Именно для подтверждения этого предположения, подтверждения технологической возможности реализации уровня громкости звукового удара от самолета на земле не более 65 dBA и могут служить демонстрационные полеты ДСГС.According to preliminary estimates of the aircraft with the volume level sonic boom on earth no more than 65 dBA, determined under conditions close to the conditions of the international standard atmosphere (ISA) with the reflection coefficient of the ground surface k _neg = 2 may perform cruise supersonic flying over inhabited land (over residential area) without any restrictions, day and night. It is precisely to confirm this assumption, to confirm the technological possibility of realizing the loudness level of a sonic boom from an aircraft on the ground of no more than 65 dBA, and the demonstration flights of the DSGS can serve.

Из теории звукового удара известно, что уровень громкости звукового удара на земле не более 65 dBA может быть реализован в обычной N-образной ударной волне с максимальным перепадом избыточного давления в головной волне не более 17 Па. Это вполне достижимый уровень для беспилотных летательных аппаратов с полетной массой не более 3-5 тонн с характерной N-образной формой сигнатуры избыточного давления в ударной волне на земле. Однако, из теории звукового удара известно, что специальная трансформация N-образной ударной волны может обеспечить существенное снижение интенсивности ударной волны и уровня громкости звукового удара. Максимальный эффект достигается при трансформации как положительной, так и отрицательны фазы сигнатуры избыточного давления в ударной волне. При этом перепады избыточного давления в головной и замыкающей частях ударной волны должны быть меньше по абсолютной величине максимальных значений в положительной и отрицательной фазах. Такая сигнатура избыточного давления в ударной волне близка по форме к сигнатуре ударной волны от эквивалентного летательному аппарату (ЛА) телу вращения с минимальным теоретическим значением уровня громкости звукового удара. Причем, эквивалентного по массе, длине и полетным параметрам - числу Маха и высоте полета ЛА. В современной технической литературе такие ударные волны называют модифицированными.It is known from the theory of sound impact that the sound impact volume on the ground of no more than 65 dBA can be implemented in a conventional N-shaped shock wave with a maximum excess pressure drop in the head wave of no more than 17 Pa. This is an attainable level for unmanned aerial vehicles with a flight mass of no more than 3-5 tons with a characteristic N-shaped form of overpressure in a shock wave on the ground. However, it is known from the theory of sound impact that a special transformation of the N-shaped shock wave can provide a significant reduction in the intensity of the shock wave and the volume level of the sound impact. The maximum effect is achieved by transforming both positive and negative phases of the overpressure signature in the shock wave. In this case, the excess pressure drops in the head and closing parts of the shock wave should be less in absolute value of the maximum values in the positive and negative phases. Such a signature of overpressure in a shock wave is close in shape to the signature of a shock wave from an equivalent aircraft (LA) body of revolution with a minimum theoretical sound pressure level. Moreover, equivalent in mass, length and flight parameters - Mach number and altitude of the aircraft. In modern technical literature, such shock waves are called modified.

Все известные современные проекты СГС и предлагаемые на их базе самолеты-демонстраторы не обеспечивают возможность реализации уровня звукового удара от начала и до конца крейсерского сверхзвукового полета с уровнем громкости не более 65 dBA.All the well-known modern projects of the GHS and the demonstration planes offered on their basis do not provide the possibility of realizing the level of sound impact from the beginning to the end of a cruising supersonic flight with a volume level of not more than 65 dBA.

Полезная модель также предназначена для отработки технологий снижения ЗУ, конструкторских решений, способных обеспечить высокий уровень летно-технических и экологических характеристик, безопасность эксплуатации на всех режимах полета перспективных СГС различного назначения.The utility model is also designed to develop technologies to reduce memory, design solutions that can provide a high level of flight technical and environmental characteristics, operational safety in all flight modes of promising GHS for various purposes.

Известен аналог, относящийся к сверхзвуковым административным самолетам (патент RU 2391254 С2, МПК В64С 30/00, В64С 1/38, 2008). Этот сверхзвуковой административный самолет (САС) содержит фюзеляж, стреловидное крыло, вертикальное оперение, шасси и силовую установку, состоящую из двигателей, сверхзвуковых воздухозаборников и сопел. Передняя часть фюзеляжа выполнена с уплощенным носовым обтекателем, который плавно сопрягается с кабиной пилотов и пассажирским салоном с круговыми сечениями. Передняя кромка корневой секции крыла выполнена закругленной и плавно сопрягается с фюзеляжем. Задняя кромка корневой секции крыла выполнена с изломом. На конце выступающей за вертикальное оперение части выполнен руль высоты, который объединен с горизонтальным оперением с относительной площадью 3% от площади крыла. Крыло выполнено с углом поперечного V (с положительной поперечной V-образностью 3…9°). Сверхзвуковые воздухозаборники размещены над верхней поверхностью крыла по бокам фюзеляжа, а перед воздухозаборниками крыло и фюзеляж выполнены с поджатием. Перед воздухозаборниками выполнены перфорированные участки для забора пограничного слоя. Сверхзвуковые воздухозаборники содержат механизм управляемого перепуска воздуха из канала слива пограничного слоя в канал воздуховода к двигателю. Критическое сечение сверхзвукового сопла расположено над верхней поверхностью фюзеляжа между двумя килями вертикального оперения. Плоское сопло выполнено с поворотной верхней створкой. Хвостовая часть фюзеляжа плавно переходит в плоскую в поперечном направлении поверхность и заканчивается рулем высоты. Хвостовой руль высоты содержит механизм смещения его вниз на взлетно-посадочных режимах. Оценки влияния предлагаемых авторами САС технических решений на уровень звукового удара на земле в виде формы сигнатур избыточного давления или оценок громкости звукового удара не представлены.Known analogue related to supersonic administrative aircraft (patent RU 2391254 C2, IPC VS64 30/00, VS 1/38, 2008). This supersonic administrative aircraft (SAS) contains the fuselage, swept wing, vertical tail, landing gear and powerplant, consisting of engines, supersonic air intakes and nozzles. The front part of the fuselage is made with a flattened nose fairing, which smoothly mates with the cockpit and the passenger cabin with circular sections. The front edge of the wing wing section is rounded and smoothly mates with the fuselage. The rear edge of the wing wing section is made with a break. At the end of the part protruding for the vertical tail, there is a rudder, which is combined with horizontal tail with a relative area of 3% of the wing area. The wing is made with a transverse V angle (with a positive transverse V-shape 3 ... 9 °). Supersonic air intakes are located above the upper surface of the wing on the sides of the fuselage, and in front of the air intakes the wing and fuselage are preloaded. Perforated areas are made in front of the air intakes to collect the boundary layer. Supersonic air intakes contain a mechanism for controlled bypass of air from the channel of discharge of the boundary layer into the channel of the air duct to the engine. The critical section of the supersonic nozzle is located above the upper surface of the fuselage between the two keels of the vertical tail. The flat nozzle is made with a rotary upper sash. The tail of the fuselage smoothly turns into a flat surface in the transverse direction and ends with a rudder. The tail rudder contains a mechanism for shifting it down in takeoff and landing modes. Evaluation of the impact of technical solutions proposed by the authors of the SAS on the level of sound impact on the ground in the form of overpressure signatures or sound impact volume estimates are not presented.

По внешнему облику (по аэродинамической схеме) полезная модель (ДСГС) существенно отличается от САС. САС имеет «уплощенную» носовую часть фюзеляжа, а ДСГС имеет носовую часть с круговыми поперечными сечениями. Носовая часть ДСГС с круговыми поперечными сечениями обеспечивает возможность реализации низких значений перепада избыточного давления в головной части ударной волны (ΔР_ГЧ) на земле не более 17 Па от начала и до конца крейсерского сверхзвукового полета. На САС крыло выполнено с положительной поперечной V-образностью 3…9°. На ДСГС с положительной поперечной V-образностью выполнена только наплывная часть крыла (с V-образностью 25…27°) с дозвуковыми передними кромками (стреловидность передних кромок более 70°), поперечная V-образность консолей со сверхзвуковыми передними кромками (стреловидность не более 47°) отрицательная или небольшая положительная (-3°…2°). Это обеспечивает плавное нарастание положительных значений избыточного давления (ΔР) от значений в головной ударной волне до максимального значения (ΔP_max) в течении не менее 20 мс и приемлемые путевые и поперечные характеристики устойчивости ДСГС на режимах взлета и посадки, в том числе с боковым ветром до 20 м/с. С целью обеспечения продольной статической устойчивости на дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых режимах полета, обеспечения приемлемой угловой скорости отрыва носового колеса на взлете, относительная площадь поворотного горизонтального оперения (ГО) ДСГС составляет 9%…15% от площади крыла. В конфигурации с ϕ_ГО=0…2°, при значениях коэффициента статического момента горизонтального оперения А_ГО=0,12…0,19, обеспечивается формирование модифицированной ударной волны ДСГС на земле (с трансформацией положительной и отрицательной фаз сигнатуры, по сравнению с обычной N-образной волной). Примененная в САС аэродинамическая схема размещения воздухозаборников над крылом, по бортам фюзеляжа, по мнению самих авторов, возможно приведет к проблемам с неравномерностью потока на входе в двигатели, связанной с «вихрями, сходящими с места сочленения крыла и фюзеляжа». Передняя часть фюзеляжа САС, выполненная с уплощенным носовым обтекателем, также не улучшает параметры потока перед силовой установкой, как при выполнении полета без скольжения, так и со скольжением.In terms of appearance (according to the aerodynamic scheme), the utility model (DSGS) differs significantly from the CAC. SED has a “flattened” nose of the fuselage, and the DSGS has a nose with circular cross sections. The nose part of the DSGS with circular cross sections allows the implementation of low values of the differential pressure in the head part of the shock wave (ΔP _MS ) on the ground of not more than 17 Pa from the beginning to the end of the cruising supersonic flight. On the SAS, the wing is made with a positive transverse V-shape of 3 ... 9 °. At the DSGS with a positive transverse V-shape, only the wing part of the wing (with a V-shape of 25 ... 27 °) with subsonic leading edges (sweep of the leading edges more than 70 °), transverse V-shaped consoles with supersonic leading edges (not more than 47 sweepings) °) negative or small positive (-3 ° ... 2 °). This ensures a smooth increase of positive values of overpressure (ΔР) from the values in the head shock wave to the maximum value (ΔP _max ) for at least 20 ms and acceptable travel and transverse characteristics of the DSGS stability during takeoff and landing modes, including side wind up to 20 m / s. In order to ensure longitudinal static stability at subsonic, transonic and supersonic flight modes, to ensure an acceptable angular velocity of the nose wheel during takeoff, the relative area of the pivot horizontal tail (GO) of the DSSGS is 9% ... 15% of the wing area. In the configuration with ϕ, _GO = 0 ... 2 °, with the values of the coefficient of the static moment of the horizontal tail A _GO = 0.12 ... 0.19, the formation of a modified DSGS shock wave on the ground is ensured (with the transformation of the positive and negative phases of the signature, compared with the usual N-shaped wave). According to the authors, the aerodynamic layout of air intakes above the wing, along the sides of the fuselage, used in the CAC may lead to problems with uneven flow at the engine inlet, associated with "eddies descending from the junction of the wing and fuselage." The front part of the CAC fuselage, made with a flattened nose fairing, also does not improve the flow parameters in front of the power plant, both when performing a non-slip flight and with sliding.

Не лишено проблем в части организации приемлемых параметров потока перед силовой установкой предложение по аэродинамической схеме, представленное в описании изобретения к патенту RU 2212360 С1, МПК В64С 30/00, В64С 1/00, 2003. В данном изобретении, для сверхзвукового делового самолета (СДС) предложена аэродинамическая схема утка (с передним горизонтальным оперением). Аппарат содержит фюзеляж, крыло, расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку с установленным на ней вертикальным оперением, шасси. В месте соединения фюзеляжа с крылом на верхней части фюзеляжа выполнен косой срез, переходящий в горизонтальную площадку (подсечку), на которой расположены воздухозаборники силовой установки. Варианты отличаются различной поперечной V-образностью по размаху крыла. В первом случае корневая часть крыла с передним наплывом имеют нулевую поперечную V-образность, а консоли крыла имеют положительную поперечную V-образность. Во втором случае корневая часть крыла с передним наплывом имеют поперечную V-образность, большую, чем имеют консоли крыла. Изобретение направлено на улучшение шумовых характеристик. По мнению авторов, летательный аппарат, выполненный по предложенным схемам, будет иметь лучшие характеристики по уровню шума на местности по сравнению с аналогами и меньшие параметры звукового удара. Расчетные оценки влияния предлагаемых авторами технических решений на уровень звукового удара на земле в виде формы сигнатур избыточного давления или оценок громкости звукового удара не представлены.Not without problems in terms of the organization of acceptable flow parameters in front of the power plant is the proposal on the aerodynamic scheme presented in the description of the invention to the patent RU 2212360 C1, IPC VS64 30/00, VS64 1/00, 2003. In this invention, for a supersonic business aircraft (VTS ) proposed aerodynamic scheme duck (with front horizontal tail). The device contains a fuselage, a wing, a power plant located in the rear part of the fuselage with a vertical tail assembly installed on it, and a chassis. At the junction of the fuselage with the wing on the upper part of the fuselage, an oblique cut is made, turning into a horizontal platform (hook), on which the air intakes of the power plant are located. Variants differ in various transverse V-shape in wing span. In the first case, the front wing root of the wing has zero transverse V-shape, and wing consoles have a positive transverse V-shape. In the second case, the front wing root of the wing has a transverse V-shape that is larger than the wing arms. The invention aims to improve the noise characteristics. According to the authors, the aircraft, made according to the proposed schemes, will have the best characteristics in terms of noise on the ground compared with analogues and smaller sound strike parameters. Estimated estimates of the impact of technical solutions proposed by the authors on the level of sound impact on the ground in the form of overpressure signatures or sound impact sound volume estimates are not presented.

По некоторым основным техническим решениям, использованным в аэродинамической схеме СДС, данное изобретение является аналогом предлагаемых в настоящей полезной модели решений. В первую очередь это касается близкой формы крыла в плане и его размещения в варианте с развитой положительной поперечной V-образностью в наплывной части крыла с дозвуковыми передними кромками, применением на верхней части фюзеляжа косого среза (подсечки), переходящего в горизонтальную площадку перед воздухозаборниками силовой установки. Однако, форма в плане наплыва крыла ДСГС, предлагаемая в настоящей полезной модели имеет более сложную геометрию. Поперечная V-образность консолей ДСГС со сверхзвуковыми передними кромками (стреловидность не более 47°) отрицательная или небольшая положительная (-3°…2°), что обеспечивает приемлемые путевые и поперечные характеристики устойчивости ДСГС на режимах взлета и посадки, в том числе с боковым ветром до 20 м/с. Кроме того, СДС выполнен в аэродинамической схеме утка (с передним горизонтальным оперением), а ДСГС в нормальной аэродинамической схеме с горизонтальным оперением, размещенным в хвостовой части фюзеляжа с затупленной носовой частью. Такая аэродинамическая схема устойчиво обеспечивает наименьшие значения перепада избыточного давления в головной части ударной волны (ΔР_ГЧ) на земле не более 17 Па, от начала и до конца крейсерского сверхзвукового полета ДСГС. Присутствие переднего горизонтального оперения в аэродинамической схеме СДС не улучшает параметры потока перед силовой установкой, как при выполнении полета без скольжения, так и со скольжением. Аэродинамическая схема ДСГС лишена этого недостатка. Примененный на верхней части фюзеляжа ДСГС косой срез (подсечка), переходящий в горизонтальную площадку перед воздухозаборником силовой установки, выполнен не в виде плоской поверхности, а имеет поперечную положительную V-образность 5°…8°. Этим достигается более интенсивное вихреобразование на ребрах подсечки и, как следствие, более интенсивное растекание пограничного слоя от плоскости симметрии подсечки и на горизонтальной площадке перед воздухозаборником силовой установки. Вихреобразование на ребрах подсечки ДСГС имеет достаточно устойчивый характер и вместе с пространственным скачком уплотнения (на сверхзвуковых режимах полета) обеспечивает приемлемые параметры потока на входе в двигатель. Предложенная в описании изобретения к патенту RU 2212360 С1 от 21.03.2002 аэродинамическая схема СДС с передним горизонтальным оперением не позволяет рассчитывать на трансформацию сигнатуры избыточного давления в отрицательной фазе ударной волны.For some of the main technical solutions used in the VTS aerodynamic scheme, this invention is analogous to the solutions proposed in this utility model. First of all, it concerns the close shape of the wing in terms of and its placement in the variant with a developed positive transverse V-shape in the inlet part of the wing with subsonic leading edges, using an oblique cut (hook) on the upper part of the fuselage that goes into a horizontal area in front of the air intakes of the power plant . However, the shape in terms of the influx of the DSGS wing, proposed in this utility model has a more complex geometry. The transverse V-shape of the DSGS consoles with supersonic leading edges (sweep not more than 47 °) is negative or slightly positive (-3 ° ... 2 °), which provides acceptable travel and lateral characteristics of the stability of the DSGS on take-off and landing modes, including those with lateral winds up to 20 m / s. In addition, the SDS is made in the duck aerodynamic scheme (with front horizontal tail), and the DSGS is in the normal aerodynamic scheme with horizontal tail positioned in the rear part of the fuselage with a blunt nose. Such an aerodynamic scheme steadily provides the smallest values of differential pressure in the head of the shock wave (ΔP _MS ) on the ground not more than 17 Pa, from the beginning to the end of the cruising supersonic flight DSGS. The presence of the front horizontal tail in the aerodynamic scheme of the SDS does not improve the flow parameters in front of the power plant, both during non-slip flight and with glide. The aerodynamic design of the DSGS does not have this drawback. The slanting cut (cutting) that was applied to the horizontal platform in front of the air intake of the power plant, used on the upper part of the fuselage of the DSGS, was not made in the form of a flat surface, but had a transverse positive V-shape of 5 ° ... 8 °. This achieves a more intense vortex formation on the hook edges and, as a result, a more intensive spreading of the boundary layer from the hook plane of symmetry and on a horizontal platform in front of the air intake of the power plant. The vortex formation on the cutting edges of the DSGS is quite stable and, together with the spatial shock wave (at supersonic flight modes), provides acceptable flow parameters at the engine inlet. Proposed in the description of the patent RU 2212360 C1 dated March 21, 2002, the aerodynamic scheme of the SDS with front horizontal tail does not allow to count on the transformation of the overpressure signature in the negative phase of the shock wave.

Предлагаемая полезная модель рассматривает возможность «полной» модификации сигнатуры и реализацию уровня громкости звукового удара ДСГС на земле не более 65 dBA.The proposed utility model considers the possibility of a “full” modification of the signature and the implementation of the loudness level of the sonic pitch of the DSGS on the ground of no more than 65 dBA.

Задачей и техническим результатом полезной модели является разработка аэродинамической схемы демонстратора сверхзвукового гражданского самолета обеспечивающего реализацию уровня громкости звукового удара на земле не более 65 dBA в крейсерском сверхзвуковом полете.The task and technical result of the utility model is the development of an aerodynamic scheme of a supersonic civilian aircraft demonstrator ensuring the implementation of the sound impact level on the ground of no more than 65 dBA in a cruising supersonic flight.

Задача и технический результат достигаются тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, соединенный с имеющим стреловидный передний наплыв крылом, расположенную сверху в хвостовой части фюзеляжа силовую установку, содержащую инверсный воздухозаборник, двигатель и сопло, горизонтальное и вертикальное оперения, шасси, фюзеляж имеет затупленную носовую часть, передний наплыв крыла, имеющий дозвуковые передние кромки и поперечную V-образность 25°…27°, выполнен с изломом по передней кромке, так что его корневая часть имеет стреловидность χ_ПК=76°…78°, а концевая часть выполнена со стреловидностью χ_ПК=70°…72°, консоли крыла, имеющие сверхзвуковые передние кромки, имеют поперечную V-образность -3°…2° и стреловидность χ_ПК=43°…47°, инверсный воздухозаборник выполнен с системой отсоса пограничного слоя с клина слива, силовая установка с плоским регулируемым косым соплом с регулированием площади критического сечения сопла установлена между двумя килями, снабженными рулями направления, а поворотное горизонтальное оперение размещено в хвостовой части фюзеляжа, имеющего подсечку перед воздухозаборником, выполненную в виде поверхности с положительной поперечной V-образностью 5°…8°.The task and the technical result is achieved by the fact that in a supersonic aircraft containing a fuselage, coupled with a swept wing forward glide, a propulsion unit located above the tail section of the fuselage, which contains an inverse air intake, an engine and a nozzle, the horizontal and vertical tail, chassis, fuselage has a blunted the nose, the front wing inflow, having subsonic leading edges and a transverse V-shape of 25 ° ... 27 °, is made with a break along the leading edge, so that its root part has an arrow Density χ _PC = 76 ° ... 78 °, and the end part is made with sweep χ _PK = 70 ° ... 72 °, wing consoles having supersonic leading edges have a transverse V-shape of -3 ° ... 2 ° and sweep χ _PC = 43 ° ... 47 °, the inverse air intake is made with a boundary layer suction system with a wedge drain, a power plant with a flat adjustable oblique nozzle with regulation of the nozzle’s critical section area is installed between two keels equipped with rudders, and the pivotal tail assembly is located in the rear fuselage, having P But in front of the air intake, made in the form of a surface with a positive transverse V-shape of 5 ° ... 8 °.

Аэродинамическая схема демонстратора сверхзвукового гражданского самолета (ДСГС) и основной технический результат в виде модифицированной ударной волны иллюстрируются на графических материалах:The aerodynamic scheme of the demonstrator of a supersonic civilian aircraft (DSGS) and the main technical result in the form of a modified shock wave are illustrated on graphic materials:

на фигуре 1 показан вид с передней полусферы снизу;1 shows a view from the front hemisphere from below;

на фигуре 2 показан вид с задней полусферы сверху;2 shows a top view from the rear hemisphere;

на фигуре 3 показана N-образная сигнатура избыточного давления3 shows N-shaped overpressure signature.

в ударной волне на земле;in a shock wave on the ground;

на фигуре 4 показана модифицированная сигнатура избыточного давления в ударной волне на земле, характерная для аэродинамической схемы самолета, представленной в полезной модели.4 shows a modified overpressure signature in a shock wave on the ground, which is characteristic of the aerodynamic configuration of the aircraft presented in the utility model.

Предлагаемая полезная модель содержит ряд технических решений и аэродинамическую схему демонстратора сверхзвукового гражданского самолета в нормальной аэродинамической схеме, с фюзеляжем сложной формы 1 и интегрированной в его верхнюю хвостовую часть гондолы силовой установки 2 с затупленной носовой частью 3, с крылом сложной формы в плане 4, имеющим развитую поперечную V-образность в наплыве с дозвуковыми передними кромками 5 и 6 и близкую к нулевой V-образность консолей со сверхзвуковыми передними кромками 7, поворотное горизонтальное оперение 8 и двух килевое вертикальное оперение с рулями направления 9. В верхней части фюзеляжа имеется косой срез (подсечка), переходящий в горизонтальную площадку перед воздухозаборником силовой установки, выполненный в виде поверхности 10 с поперечной положительной V-образностью 5°…8° перед плоской площадкой 11 для размещения воздухозаборника 12 силовой установки. Крыло сложной формы в плане 4 с стреловидностью передних кромок наплыва крыла 5 до первого излома χ_ПК=76°…78° и стреловидностью передних кромок наплыва крыла 6 до второго излома 70°…72°. Стреловидность передних кромок консолей 7 крыла 43°…47°. Наплывные части 5 и 6 крыла имеют развитую положительную поперечную V-образность 25°…27°. V-образность консолей 7 крыла минимальная -3°…2°.The proposed utility model contains a number of technical solutions and an aerodynamic scheme of a demonstrator of a supersonic civilian aircraft in a normal aerodynamic scheme, with a fuselage of complex shape 1 and integrated into its upper tail section of the nacelle of a power plant 2 with a blunt nose section 3, with a wing of complex shape in plan 4, having developed transverse V-shaped in the influx with subsonic leading edges 5 and 6 and close to zero V-shaped consoles with supersonic leading edges 7, rotatable horizontal 8 and two keel vertical plumage with rudders 9. In the upper part of the fuselage there is an oblique cut (hook), which passes into a horizontal platform in front of the air intake of the power plant, made in the form of a surface 10 with a transverse positive V-shape 5 ° ... 8 ° in front of a flat platform 11 for placement of the air intake 12 of the power plant. The wing has a complex shape in plan 4 with the sweep of the leading edges of the influx of the wing 5 to the first break χ _PC = 76 ° ... 78 ° and the sweep of the front edges of the influx of wing 6 to the second break 70 ° ... 72 °. The sweep of the front edges of the 7 wing consoles is 43 ° ... 47 °. The sagging parts 5 and 6 of the wing have a developed positive transverse V-shape of 25 ° ... 27 °. The V-shape of the 7 wing consoles is minimum -3 ° ... 2 °.

Силовая установка снабжена инверсным нерегулируемым воздухозаборником с системой отсоса пограничного слоя 13 с клина слива (размещенного в нижней части воздухозаборника на фюзеляже), плоским косым соплом с регулированием площади критического сечения и с эжектором на нижней панели сопла 14. В составе силовой установки (СУ) рассматривается ТРДД перспективной разработки АО «Авиадвигатель» ПД-14С с размером тяги 16000 кгс. В варианте с этим двигателем в составе СУ максимальная взлетная масса ДСГС оценена в 27 т. В этом варианте СУ ДСГС представляет собой полноразмерный модуль перспективных силовых установок СГС, имеющих в составе два или четыре двигателя.The power plant is equipped with an inverse unregulated air intake with a suction system of the boundary layer 13 from the drain wedge (located at the bottom of the air intake on the fuselage), a flat oblique nozzle with regulation of the critical section area and an ejector on the bottom panel of the nozzle 14. The power plant (SU) is considered Turbofan engines of perspective development of Aviadvigatel AO PD-14C with a traction size of 16,000 kgf. In the variant with this engine as part of the SU, the maximum take-off mass of the DSGS is estimated at 27 tons. In this version, the DSGS is a full-size module of the promising SGS power units having two or four engines.

С целью обеспечения продольной статической устойчивости на дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых режимах полета, обеспечения приемлемой угловой скорости отрыва носового колеса на взлете, относительная площадь поворотного горизонтального оперения 8 (ГО) ДСГС составляет 9%…15% от площади крыла. В конфигурации с ϕ_ГО=0…2⁰, при значениях коэффициента статического момента горизонтального оперения 8 А_ГО=0,12…0,19, обеспечивается формирование модифицированной (фигура 4) ударной волны ДСГС на земле (с трансформацией положительной и отрицательной фаз сигнатуры, по сравнению с обычной N-образной волной (фигура 3)). Для реализации громкости звукового удара на земле не более 65 dBA, аэродинамическая схема ДСГС сформирована таким образом, что значения перепадов избыточного давления в головной и замыкающей частях ударной волны меньше значений максимального и минимального перепада давления в сигнатуре ударной волны (фигура 4). Причем, эта модификация сигнатуры сохраняется на протяжении всего крейсерского полета (для ДСГС с ТРДД ПД-14С при изменении полетной массы от 25 т до 18,8 т и высоты полета от 14 км до 16 км). Расчетные сигнатуры избыточного давления в ударных волнах на земле, определены в условиях близких к МСА, с коэффициентом отражения от поверхности земли k_отр=2. В начале крейсерского сверхзвукового полета перепад избыточного давления в головной волне, определенный классическим методом (с нулевым временем нарастания возмущений), составляет около 16,5 Па, максимальный перепад избыточного давления в положительной фазе сигнатуры около 44 Па. Причем, дистанция во времени между этими значениями ΔР составляет более 20 мс В конце крейсерского полета перепад избыточного давления в головной волне, определенный классическим методом, составляет около 13,4 Па, максимальный перепад давления в положительной фазе сигнатуры около 36,5 Па. Причем, дистанция во времени между этими значениями ΔР составляет более 20 мс. В начале и в конце крейсерского полета ДСГС достигается модификация сигнатуры в зоне положительных и отрицательных значений избыточного давления (фигура 4). Характер обычной N-образной сигнатуры избыточного давления в ударной волне на земле представлен на фигуре 3. По предварительным оценкам, громкость звукового удара на земле в начале и в конце крейсерского сверхзвукового полета ДСГС при числе М=1,8 на высотах от 14 км до 16 км составит не более 65 dBA и 62 dBA, соответственно в начале и в конце крейсерского сверхзвукового полета.In order to ensure longitudinal static stability at subsonic, transonic and supersonic flight modes, to ensure an acceptable angular velocity of the nose wheel during takeoff, the relative area of the pivoting horizontal tail 8 (GO) DSGS is 9% ... 15% of the wing area. In the configuration with ϕ, _GO = 0 ... 2 ⁰ , with the values of the coefficient of the static moment of the horizontal tail, 8 A _GO = 0.12 ... 0.19, the formation of a modified DSGS shock wave on the ground (with transformation of the positive and negative phases of the signature) , compared with the usual N-shaped wave (figure 3)). To realize the loudness of the sound impact on the ground, no more than 65 dBA, the aerodynamic scheme of the DSGS is formed so that the values of excess pressure drops in the head and end parts of the shock wave are less than the maximum and minimum pressure drops in the signature of the shock wave (figure 4). Moreover, this modification of the signature is maintained throughout the entire cruise flight (for the DSGS with the TRD PD-14C, if the flight weight changes from 25 tons to 18.8 tons and the flight height from 14 km to 16 km). The calculated signatures of overpressure in shock waves on the earth are determined under conditions close to ISA, with a reflection coefficient from the earth's surface k _otr = 2. At the beginning of a cruising supersonic flight, the differential pressure in the head wave, determined by the classical method (with zero rise time of disturbances), is about 16.5 Pa, the maximum differential pressure in the positive phase of the signature is about 44 Pa. Moreover, the distance in time between these values of ΔP is more than 20 ms. At the end of the cruise flight, the differential pressure in the head wave, determined by the classical method, is about 13.4 Pa, the maximum pressure drop in the positive phase of the signature is about 36.5 Pa. Moreover, the distance in time between these values of ΔP is more than 20 ms. At the beginning and at the end of the DSGS cruise flight, a signature is modified in the zone of positive and negative values of overpressure (figure 4). The character of the usual N-shaped signature of overpressure in a shock wave on the ground is presented in Figure 3. According to preliminary estimates, the volume of the sound impact on the ground at the beginning and at the end of a DSGS supersonic flight with the number M = 1.8 at altitudes from 14 km to 16 km will be no more than 65 dBA and 62 dBA, respectively, at the beginning and at the end of a cruising supersonic flight.

В результате самолет обеспечивает наибольшее снижение уровня громкости звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полете по сравнению с прототипом.As a result, the aircraft provides the greatest reduction in the sound impact volume in cruising supersonic flight compared to the prototype.

Предлагаемая полезная модель может быть использована при разработке аэродинамической схемы и основных элементов самолета, предназначенного для демонстрации технологий снижения звукового удара, отработки конструкторских решений, способных обеспечить высокий уровень летно-технических и экологических характеристик, безопасность эксплуатации на всех режимах полета перспективных СГС различного назначения.The proposed utility model can be used in the development of the aerodynamic scheme and the main elements of the aircraft, designed to demonstrate sound impact reduction technologies, design solutions that can provide a high level of flight technical and environmental characteristics, operational safety in all flight modes of promising GHS for various purposes.

Claims (1)

Сверхзвуковой самолет, содержащий фюзеляж, имеющее стреловидный передний наплыв крыло, расположенную сверху в хвостовой части фюзеляжа силовую установку, содержащую расположенный над фюзеляжем инверсный воздухозаборник, двигатель и сопло, горизонтальное и вертикальное оперения, отличающийся тем, что фюзеляж имеет затупленную носовую часть, передний наплыв крыла имеет дозвуковые передние кромки и поперечную V-образность 25°…27° с изломом по передней кромке, так что его корневая часть имеет стреловидность χ_ПК=76°… 78°, а концевая часть выполнена со стреловидностью χ_ПК=70°…72°, консоли крыла, имеющие сверхзвуковые передние кромки, имеют поперечную V-образность -3°…2° и стреловидность χ_ПК=43°…47°, инверсный воздухозаборник выполнен с системой отсоса пограничного слоя с клина слива, силовая установка с плоским регулируемым косым соплом с регулированием площади критического сечения сопла установлена между двумя килями, снабженными рулями направления, а поворотное горизонтальное оперение размещено в хвостовой части фюзеляжа, имеющего подсечку перед воздухозаборником, выполненную в виде поверхности с положительной поперечной V-образностью 5°…8°.A supersonic aircraft containing a fuselage, having a swept front inlet wing, a propulsion system located above the tail section of the fuselage, containing an inverse air intake located above the fuselage, the engine and the nozzle, horizontal and vertical tail, characterized by the fuselage having a blunt nose, before the wing. has subsonic leading edges and a transverse V-shape of 25 ° ... 27 ° with a break on the leading edge, so that its root portion has a sweep χ _PC = 76 ° ... 78 °, and you have filled with swept χ _PC = 70 ° ... 72 °, wing consoles having supersonic leading edges, have transverse V-shape of -3 ° ... 2 ° and sweep χ _PC = 43 ° ... 47 °, the inverse air intake is made with a suction system of the boundary layer from the drain wedge, a power plant with a flat, adjustable oblique nozzle with regulation of the nozzle throat area is installed between two keels equipped with rudders, and the pivoting horizontal tail assembly is located in the tail section of the fuselage, which has a hook in front of the air inlet, hinged in the form of a surface with a positive transverse V-shape of 5 ° ... 8 °.

Images