RU188859U1

RU188859U1 - Сверхзвуковой самолет

Info

Publication number: RU188859U1
Application number: RU2018143842U
Authority: RU
Inventors: Роман Владимирович Забродин; Сергей Владимирович Ляпунов; Андрей Павлович Новиков; Андрей Владимирович Потапов; Александр Константинович Трифонов; Андрей Владимирович Шенкин; Владимир Григорьевич Юдин
Priority date: 2018-12-11
Filing date: 2018-12-11
Publication date: 2019-04-25

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.

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).

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

Предлагаемая полезная модель рассматривает возможность «полной» модификации сигнатуры и реализацию уровня громкости звукового удара ДСГС на земле не более 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.

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°.

Аэродинамическая схема демонстратора сверхзвукового гражданского самолета (ДСГС) и основной технический результат в виде модифицированной ударной волны иллюстрируются на графических материалах:

на фигуре 1 показан вид с передней полусферы снизу;

на фигуре 2 показан вид с задней полусферы сверху;

на фигуре 3 показана N-образная сигнатура избыточного давления

в ударной волне на земле;

на фигуре 4 показана модифицированная сигнатура избыточного давления в ударной волне на земле, характерная для аэродинамической схемы самолета, представленной в полезной модели.

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°.

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.

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.

В результате самолет обеспечивает наибольшее снижение уровня громкости звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полете по сравнению с прототипом.

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.

Claims

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°.