RU196130U1

RU196130U1 - Supersonic Passenger Aircraft

Info

Publication number: RU196130U1
Application number: RU2019137974U
Authority: RU
Inventors: Марат Розалитович Ибрагимов; Сергей Владимирович Ляпунов; Андрей Павлович Новиков; Максим Павлович Новиков; Андрей Владимирович Потапов; Андрей Васильевич Тарасенков; Владимир Григорьевич Юдин
Priority date: 2019-11-25
Filing date: 2019-11-25
Publication date: 2020-02-18

Abstract

Полезная модель относится к области авиации, в частности гражданским сверхзвуковым самолетам (ГСС) 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 две пары инверсных воздухозаборников, разделенных вертикальным клином слива пограничного слоя, спарку четырех двигателей и сопел, горизонтальное и два вертикальных оперения, шасси, фюзеляж с затупленной носовой частью, передний наплыв крыла, имеющий поперечную V-образность, выполнен с изломом по передней кромке, консоли крыла, имеющие сверхзвуковые передние кромки, имеют небольшую отрицательную или нулевую поперечную V-образность и стреловидность, инверсные воздухозаборники выполнены с системой отсоса пограничного слоя с клиньев слива, четырехдвигательная силовая установка с плоскими регулируемыми косыми соплами 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 и закруглением в плоскости симметрии самолета.Полезная модель предназначена для разработки аэродинамической схемы и основных элементов, перспективных ГСС с максимальной взлетной массой 160-180 т, с уровнем громкости звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полете не более 72 dBA, способных обеспечить высокий уровень летно-технических и экологических характеристик, безопасность эксплуатации на всех режимах полета.The invention relates to the field of aviation, in particular civilian supersonic aircraft (GSS) with a low level of sound impact (SU). The supersonic aircraft contains a fuselage connected to a wing-shaped swept front wing located on top of the fuselage tail section containing a pair of inverse air intakes separated by a vertical wedge draining the boundary layer, a pair of four engines and nozzles, horizontal and two vertical plumage, landing gear, fuselage with a blunt nose, front the wing influx having a transverse V-shaped, is made with a kink along the leading edge, wing consoles with supersonic leading edges have a small negative or zero transverse V-shaped and sweep, inverse air intakes are made with a boundary layer suction system with drain wedges, four-engine the power plant with flat adjustable oblique nozzles with the regulation of the critical sectional area of the nozzle is installed between two keels equipped with rudders, and rotary horizontally The empennage is located in the rear of the fuselage, which has a cut in front of the air intake, made in the form of a surface with positive transverse V-shaped and rounded in the plane of symmetry of the aircraft. A useful model is designed to develop an aerodynamic scheme and the main elements, perspective GSS with a maximum take-off weight of 160-180 t, with a sound shock volume level in cruising supersonic flight of not more than 72 dBA, capable of providing a high level of flight technical and environmental characteristics, it is safe nce operation in all flight modes.

Description

Полезная модель относится к сверхзвуковым пассажирским самолетам (СПС) с низким уровнем звукового удара (ЗУ), предназначенным для совершения крейсерского сверхзвукового полета над населенной сушей. Полезная модель предназначена для создания СПС с максимальной взлетной массой 160…180 т. СПС имеет уровень звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полете не более 72 dBA. Шум при взлете и посадке соответствует действующим нормам ИКАО для реактивной гражданской авиации.The utility model relates to supersonic passenger aircraft (ATP) with a low level of sonic boom (ZU), intended for cruising a supersonic flight over populated land. The utility model is designed to create ATP with a maximum take-off mass of 160 ... 180 tons. ATP has a sound level in cruising supersonic flight of no more than 72 dBA. The noise during take-off and landing complies with the applicable ICAO standards for jet civil aviation.

Для выполнения крейсерского сверхзвукового полета над населенной сушей (над зоной жилой застройки) днем и с некоторыми ограничениями в ночное время (на определенной дистанции от зоны жилой застройки) уровень громкости ЗУ на земле не должен превышать 72 dBA (в A-SEL метрике). Данное предварительное ограничение сформировано с учетом отражения от поверхности земли k_отр=2 при параметрах атмосферы, близких к условиям международной стандартной атмосферы (МСА).To carry out a cruising supersonic flight over populated land (above the residential area) during the day and with some restrictions at night (at a certain distance from the residential area), the volume level of the memory on the ground should not exceed 72 dBA (in the A-SEL metric). This preliminary restriction is formed taking into account the reflection from the earth's surface k _sp = 2 at atmospheric parameters close to the conditions of the international standard atmosphere (ISA).

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 отрицательной фазы сигнатуры избыточного давления в ударной волне. При этом перепады избыточного давления в головной и замыкающей частях ударной волны должны быть меньше максимальных значений в положительной и отрицательной фазах по абсолютной величине. Такая сигнатура избыточного давления в ударной волне близка по форме к сигнатуре ударной волны от эквивалентного летательному аппарату 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.From the theory of sonic boom, it is known 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 sonic boom. The maximum effect is achieved during the transformation of both the positive and negative phases of the signature of the overpressure in the shock wave. In this case, the excess pressure drops in the head and trailing parts of the shock wave should be less than the maximum values in the positive and negative phases in absolute value. Such a signature of the overpressure in the shock wave is close in shape to the signature of the shock wave from the body of revolution equivalent to the aircraft with the minimum theoretical value of the volume of sound shock. Moreover, it is equivalent in mass, length and flight parameters - Mach number and aircraft altitude. In modern technical literature such shock waves are called modified.

Уровень громкости ЗУ известных сверхзвуковых пассажирских самолетов первого поколения с максимальной взлетной массой около 190 тонн, с М_крейс≈2.0, в начале крейсерского сверхзвукового полета составлял примерно 105 dBA, перепад избыточного давления в головной ударной N-образной волне ΔР≈130 Па. Параметр погонной нагрузки по длине фюзеляжа (отношение массы самолета к длине его фюзеляжа) СПС первого поколения составлял около G/L≈3 т/м. Рассматриваемый параметр погонной нагрузки характеризует теоретическую возможность реализации минимальных значений уровня звукового удара. Уровень громкости ЗУ, при максимальной взлетной массе около 130 тонн, для компоновок самолета с подобными формами и взаимным размещением основных элементов, может составить около 87 dBA. В таком случае перепад избыточного давления в головной ударной N-образной волне ΔР≈110 Па. Теоретически, перепад избыточного давления в головной ударной N-образной волне пропорционален значению квадратного корня массы летательного аппарата (ЛА) ΔP~G^0.5. Уровень громкости звукового удара не более 72 dBA теоретически достижим для подобных компоновок (с N-образной ударной волной) при массе ЛА не более 20 т. Таким образом, простое масштабирование размерности самолета, с заимствованием компоновочных решений от сверхзвуковых пассажирских самолетов первого поколения, не может дать желаемого результата. Кроме рационального выбора величины параметра погонной нагрузки G/L, необходимо существенно изменить аэродинамическую компоновку ЛА, например, форму фюзеляжа, крыла, положения оперения.The volume level of the memory of the well-known first-generation supersonic passenger aircraft with a maximum take-off mass of about 190 tons, with a M _{cruise of} ≈2.0, at the beginning of a cruise supersonic flight was approximately 105 dBA, the differential pressure in the N-shaped head shock wave was ΔР≈130 Pa. The linear load parameter along the length of the fuselage (the ratio of the mass of the aircraft to the length of its fuselage) of the first generation ATP was about G / L≈3 t / m. The considered linear load parameter characterizes the theoretical possibility of realizing the minimum values of the level of sound shock. The volume level of the charger, with a maximum take-off weight of about 130 tons, for aircraft layouts with similar shapes and relative positions of the main elements, can be about 87 dBA. In this case, the differential pressure drop in the head shock N-wave ΔР≈110 Pa. Theoretically, the differential pressure drop in the head N-shaped shock wave is proportional to the square root of the mass of the aircraft ΔP ~ G ^0.5 . The sound impact volume level of no more than 72 dBA is theoretically achievable for such arrangements (with an N-shaped shock wave) with an aircraft mass of not more than 20 tons. Thus, a simple scaling of the aircraft dimension, with the borrowing of layout solutions from first-generation supersonic passenger aircraft, cannot give the desired result. In addition to a rational choice of the linear load parameter G / L, it is necessary to significantly change the aerodynamic layout of the aircraft, for example, the shape of the fuselage, wing, and tail position.

В настоящее время отсутствую современные проекты пассажирских сверхзвуковых ЛА с максимальной взлетной массой более 100 тонн. Проекты существующих гражданских сверхзвуковых самолетов (СПС первого поколения с максимальной взлетной массой более 100 т) не обеспечивают в крейсерском сверхзвуковом полете уровень громкости ЗУ, равный 72 dBA и меньше.Currently, there are no modern projects of passenger supersonic aircraft with a maximum take-off mass of more than 100 tons. Projects of existing civilian supersonic aircraft (first-generation ATP with a maximum take-off mass of more than 100 tons) do not provide a storage volume level of 72 dBA or less in a cruise supersonic flight.

Полезная модель предназначена для создания СПС с максимальной взлетной массой 160-180 тонн. Крейсерский сверхзвуковой полет осуществляется при числе М=1.8-2.2 на высотах Н=14-19 км. Уровень звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полете не более 72 dBA. Шум при взлете и посадке соответствует действующим нормам ИКАО. Параметр погонной нагрузки СПС составляет G/L≈2,0-2.15 т/м.The utility model is designed to create ATP with a maximum take-off weight of 160-180 tons. Cruising supersonic flight is carried out with the number M = 1.8-2.2 at altitudes H = 14-19 km. The level of sound shock in cruising supersonic flight is not more than 72 dBA. The noise during take-off and landing complies with current ICAO standards. The parameter of the linear load of the ATP is G / L≈2.0-2.15 t / m.

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 двух 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.A similar analogue is known relating to supersonic administrative aircraft (patent RU 2391254 C2, IPC B64C 30/00, B64C 1/38, 2008). This supersonic administrative aircraft (CAC) contains a fuselage, swept wing, vertical tail, landing gear and power plant, consisting of two engines, supersonic air intakes and nozzles. The front of the fuselage is made with a flattened nose fairing, which smoothly mates with the cockpit and the passenger compartment with circular sections. The front edge of the root section of the wing is rounded and smoothly mates with the fuselage. The trailing edge of the root section of the wing is made with a kink. At the end of the part that protrudes beyond the vertical tail, a height rudder is made, which is combined with horizontal tail with a relative area of 3% of the wing area. The wing is made with a transverse angle V (with a positive transverse V-shaped 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 made with preload. Perforated sections are made in front of the air intakes for collecting the boundary layer. Supersonic air intakes contain a mechanism for controlled bypass of air from the drain channel of the boundary layer into the duct of the duct to the engine. A critical section of a supersonic nozzle is located above the upper surface of the fuselage between two keels of vertical tail. The flat nozzle is made with a rotatable top flap. The tail of the fuselage smoothly goes into a plane in the transverse direction and ends with a elevator. The tail elevator contains a mechanism for shifting it down during takeoff and landing modes.

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. 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.Estimates of the impact proposed by the authors of CAC of technical solutions on the level of sound shock on the ground in the form of signatures of excessive pressure or estimates of the volume of sound shock are not presented. According to the authors themselves, the aerodynamic arrangement of air intakes above the wing, applied in the CAC, along the sides of the fuselage, may lead to problems with uneven flow at the engine inlet associated with “vortices coming 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 before the power plant, both when performing a flight without sliding, and with sliding.

Известен сверхзвуковой деловой самолет (СДС), описанный в патенте RU 2212360 С1, МПК В64С 30/00, В64С 1/00, 2003. СДС выполнен по аэродинамической схеме «утка» (с передним горизонтальным оперением. Сверхзвуковой самолет 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 со сверхзвуковыми передними кромками имеют положительную поперечную V-образность. Во втором случае корневая часть крыла с передним наплывом имеют положительную поперечную V-образность, большую, чем имеют консоли крылаKnown supersonic business aircraft (VDS), described in patent RU 2212360 C1, IPC V64C 30/00, V64C 1/00, 2003. VTS made by the aerodynamic configuration "duck" (with front horizontal tail. Supersonic aircraft contains a fuselage, a wing located in the rear part of the fuselage a power unit with a vertical tail mounted on it, the chassis.At the junction of the fuselage with a wing on the upper part of the fuselage, an oblique section is made, turning into a horizontal platform (hook), on which the air intakes of the power unit are located. We have different transverse V-shaped wing spans.In the first case, the root part of the wing with a front influx has zero transverse V-shape, and the wing consoles with supersonic leading edges have a positive transverse V-shape.In the second case, the root part of the wing with a front influx have a positive transverse V-shaped, greater than the wing consoles

Расчетные оценки влияния технических решений СДС (RU 2212360 С1, МПК В64С 30/00, В64С 1/00, 2003) на уровень звукового удара на земле не представлены. Форма в плане наплыва крыла, предлагаемая в СДС, не обеспечивает приемлемые путевые и поперечные характеристики устойчивости на режимах взлета и посадки с боковым ветром до 20 м/с. Кроме того, СДС выполнен в аэродинамической схеме утка (с передним горизонтальным оперением), что ухудшает характеристики перепада избыточного давления в головной части ударной волны (ΔР_ГЧ) на земле от начала и до конца крейсерского сверхзвукового полета. Аэродинамическая схема СДС с передним горизонтальным оперением не позволяет рассчитывать на трансформацию сигнатуры избыточного давления в отрицательной фазе ударной волны. 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.Estimates of the impact of technical solutions of SDS (RU 2212360 C1, IPC V64C 30/00, V64C 1/00, 2003) on the level of sound impact on the ground are not presented. The form in terms of wing influx, proposed in the SDS, does not provide acceptable track and lateral stability characteristics for takeoff and landing with a crosswind of up to 20 m / s. In addition, the SDS is made in the aerodynamic configuration of a duck (with front horizontal tail), which degrades the pressure drop in the head of the shock wave (ΔР _ГЧ ) on the ground from the beginning to the end of a cruising supersonic flight. The aerodynamic design of the SDS with the front horizontal tail does not allow one to count on the transformation of the signature of the overpressure in the negative phase of the shock wave. The presence of front horizontal plumage in the aerodynamic design of the VTS does not improve the flow parameters before the power plant, both when performing a flight without sliding, and with sliding.

Известен, принятый за прототип, сверхзвуковой самолет, предназначенный для демонстрации в крейсерском сверхзвуковом полете уровня громкости ЗУ на земле не выше 65 dBA (патент RU 188859 U1, 2019). Этот сверхзвуковой самолет (СС) содержит фюзеляж, стреловидное крыло сложной формы в плане, расположенную сверху в хвостовой части фюзеляжа силовую установку, содержащую расположенный над фюзеляжем инверсный воздухозаборник, двигатель и сопло, горизонтальное и вертикальное оперения. Фюзеляж самолета имеет затупленную носовую часть. Наплыв крыла имеет дозвуковые передние кромки и поперечную V-образность 25-27°. Наплыв крыла имеет излом по передней кромке со стреловидностями 76-78° в бортовой части 70-72° в концевой. Консоли крыла со сверхзвуковыми передними кромками 43-47° и поперечной V-образность -3-2°. Инверсный воздухозаборник выполнен с системой отсоса пограничного слоя с клина слива. Поворотное горизонтальное оперение размещено в хвостовой части фюзеляжа, имеющего подсечку перед воздухозаборником, выполненную в виде поверхности с положительной поперечной V-образностью 5-8°. Соотношение массы к длине самолета G/L≈0.69 т/м. Силовая установка с плоским регулируемым косым соплом с регулированием площади критического сечения сопла, установлена между двумя килями, снабженными рулями направления. В составе силовой установки СС один двигатель. Создание такого СС в ближайшей перспективе не представляется возможным из-за отсутствия двигателя.The known supersonic aircraft adopted for the prototype is designed to demonstrate in cruise supersonic flight the volume level of the memory on the earth no higher than 65 dBA (patent RU 188859 U1, 2019). This supersonic aircraft (SS) contains a fuselage, a swept wing of complex shape in plan, located at the top in the rear of the fuselage of a power plant containing an inverse air intake located above the fuselage, an engine and a nozzle, horizontal and vertical tail. The fuselage of the aircraft has a blunt nose. The influx of the wing has subsonic leading edges and a transverse V-shape of 25-27 °. The influx of the wing has a kink along the leading edge with sweeps of 76-78 ° in the side part 70-72 ° in the end. Wing consoles with supersonic leading edges 43-47 ° and transverse V-shaped -3-2 °. The inverse air intake is made with a suction system of the boundary layer from the discharge wedge. A rotary horizontal tail is placed in the rear 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-shaped 5-8 °. The ratio of mass to aircraft length G / L≈0.69 t / m. The power plant with a flat adjustable oblique nozzle with regulation of the critical section area of the nozzle is installed between two keels equipped with rudders. The SS power plant has one engine. The creation of such a SS in the near future is not possible due to the lack of an engine.

Предлагаемая полезная модель СПС рассматривает возможность «полной» модификации сигнатуры и реализацию уровня громкости звукового удара на земле не более 72 dBA в сверхзвуковом крейсерском полете.The proposed utility model of the ATP is considering the possibility of a “complete” modification of the signature and the implementation of the volume level of an acoustic shock on the ground of not more than 72 dBA in a supersonic cruise flight.

Задачей и техническим результатом полезной модели СПС является разработка аэродинамической схемы сверхзвукового пассажирского самолета с максимальной взлетной массой 160-180 т, обеспечивающего уровень громкости звукового удара на земле не более 72 dBA в крейсерском сверхзвуковом полете на высотах от 14 км до 19 км при числах М=1.8-2.2.The objective and technical result of the utility model of the ATP is to develop an aerodynamic design for a supersonic passenger aircraft with a maximum take-off mass of 160-180 tons, providing a sound shock volume level on the earth of no more than 72 dBA in cruising supersonic flight at altitudes from 14 km to 19 km with numbers M = 1.8-2.2.

Задача и технический результат достигаются тем, что полезная модель СПС содержит фюзеляж, соединенный с крылом сложной формы в плане. Самолет имеет расположенную в плоскости симметрии сверху в хвостовой части фюзеляжа четырехдвигательную силовую установку, интегрированную с фюзеляжем, содержащую два пакета инверсных двухскачковых воздухозаборников, разделенных вертикальным клином слива пограничного слоя, и сопел, цельноповоротное горизонтальное оперение, вертикальные оперения с рулями направления, шасси, фюзеляж со специальным распределением площадей поперечных сечений с затупленной головной частью, передний наплыв крыла имеющий дозвуковые передние кромки и поперечную V-образность 23…27°, выполненный с изломом по передней кромке, так что его корневая часть имеет стреловидность χ_ПК=76…78°, а концевая часть выполнена со стреловидностью χ_ПК=71…72°, консоли крыла, имеющие сверхзвуковые передние кромки с χ_ПК=45…52°, имеют поперечную V-образность -3°…0, инверсные нерегулируемые воздухозаборники двух скачковые, с системой отсоса пограничного слоя с верхней части горизонтальных клиньев слива пограничного слоя в надкрыльевую зону пониженного давления (вбок), силовую установку с плоскими косыми соплами с регулированием площади критического сечения и эжекторами, установленную между двумя килями, снабженными рулями направления, а поворотное горизонтальное оперение размещено в хвостовой части фюзеляжа, имеющего стреловидную в плане подсечку с закруглением в плоскости симметрии перед воздухозаборниками, выполненную в виде двух пересекающихся поверхностей, первая поверхность с положительной поперечной V-образностью и закруглением в плоскости симметрии, вторая горизонтальная плоская.The task and the technical result are achieved in that the utility model of the ATP contains a fuselage connected to the wing of complex shape in plan. The aircraft has a four-engine power unit located in the symmetry plane at the top of the fuselage tail, integrated with the fuselage, containing two packs of inverse double-jump air intakes separated by a vertical wedge draining the boundary layer, and nozzles, all-turning horizontal plumage, vertical tail units with rudders, landing gear, fusel special distribution of cross-sectional areas with a blunt warhead, front wing influx having subsonic leading edges and pepper V-shaped 23 ... 27 °, made with a kink along the leading edge, so that its root part has a sweep χ _PK = 76 ... 78 °, and the end part is made with a sweep χ _PC = 71 ... 72 °, wing consoles having supersonic leading edges with χ _PK = 45 ... 52 °, have a transverse V-shape of -3 ° ... 0, inverse unregulated air intakes of two jumps, with a boundary layer suction system from the top of the horizontal wedges to drain the boundary layer into the elytral zone of low pressure (sideways), power plant with flat oblique nozzles with by adjusting the critical cross-sectional area and ejectors, installed between two keels equipped with rudders, and a rotary horizontal tail is placed in the rear of the fuselage, which has an arrow-shaped sweep in the plan with a rounding in the plane of symmetry in front of the air intakes, made in the form of two intersecting surfaces, the first surface with a positive transverse V-shaped and rounded in the plane of symmetry, the second horizontal flat.

Аэродинамическая схема СПС и основной технический результат в виде модифицированной ударной волны иллюстрируются на графических материалах:The aerodynamic configuration of the ATP 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 сверху;figure 1 shows a view from the front hemisphere from above;

на фигуре 2 показаны виды сбоку спереди и с задней полусферы сверху;figure 2 shows side views of the front and from the rear hemisphere from above;

на фигуре 3 показана N-образная сигнатура избыточного давления в ударной волне на земле;figure 3 shows the N-shaped signature of the excess pressure in the 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.figure 4 shows a modified signature of the excess pressure in the shock wave on the ground, characteristic of the aerodynamic scheme of the aircraft, presented in a utility model.

Фюзеляж 1 Фиг 1, 2 с эллиптическими поперечными сечениями до подсечки, с удлинением λ_фюз=18-19 и относительной площадью миделя

Самолет выполнен с отношением массы к его длине G/L=2.0-2.15 т/м. Носовая часть фюзеляжа 1 имеет удлинение λ_нос=11.0 с градиентом нарастания площади ds/dx=0.165-0.17, относительная площадь цельноповоротного горизонтального оперения

коэффициент статического момента горизонтального оперения А_го=0.16-0.17. Предлагаемая полезная модель содержит ряд технических решений и выполнена в нормальной аэродинамической схеме, с фюзеляжем сложной формы 1 с затупленной носовой частью 2, интегрированной в его верхнюю хвостовую часть гондолы силовой установки 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 или небольшую отрицательную V-образность консолей со сверхзвуковыми передними кромками 7, цельноповоротное горизонтальное оперение 8 и двух килевое вертикальное оперение с рулями направления 9. В верхней части фюзеляжа имеется косой срез (подсечка) 10, выполненный в виде поверхности с положительным углом наклона к строительной горизонтали самолета 6°-7.5°, с поперечной положительной V-образностью и закруглением в плоскости симметрии, переходящий в горизонтальную площадку 11 перед воздухозаборником силовой установки для размещения двухскачковых воздухозаборников 12 силовой установки, разделенных вертикальным клином слива пограничного слоя в плоскости симметрии самолета 13. 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 71-72°. Стреловидность передних кромок консолей 7 крыла 45-52°. Наплывные части 5 и 6 крыла имеют развитую положительную поперечную V-образность 23-27°. V-образность консолей 7 крыла минимальная или нулевая -4°-0. Силовая установка снабжена инверсными нерегулируемыми двухскачковыми воздухозаборниками с системой отсоса пограничного слоя 14 с горизонтального клина слива 15, плоскими косыми соплами с регулированием площади критического сечения и эжекторами на нижней панели сопла 16. В составе силовой установки (СУ) рассматривается ТРДД с размером тяги 20000 кгс. В варианте с этими двигателями в составе СУ максимальная взлетная масса СПС составляет около 169.3 т.The fuselage 1 of Fig 1, 2 with elliptical cross-sections before hooking, with elongation λ _fus = 18-19 and the relative area of the midsection

The aircraft is made with the ratio of mass to its length G / L = 2.0-2.15 t / m. The nose of the fuselage 1 has an elongation of λ _nose = 11.0 with a gradient of increase in area ds / dx = 0.165-0.17, the relative area of a fully rotated horizontal tail

the coefficient of the static moment of the horizontal plumage And _go = 0.16-0.17. The proposed utility model contains a number of technical solutions and is made in a normal aerodynamic design, with a fuselage of complex shape 1 with a blunt nose 2 integrated into its upper tail part of the gondola of a power plant 3, with a wing of complex shape in plan 4 having a developed transverse V-shape in the influx with subsonic

leading edges

5 and 6 and close to zero or small negative V-shaped consoles with supersonic leading edges 7, all-inclusive horizontal tail 8 and two keel vertical plumage with rudders 9. In the upper part of the fuselage there is an oblique cut (undercut) 10, made in the form of a surface with a positive angle of inclination to the aircraft construction horizontal of 6 ° -7.5 °, with transverse positive V-shape and rounding in the plane of symmetry, passing in a horizontal platform 11 in front of the power plant’s inlet to accommodate double-jump air inlets of the power plant 12, separated by a vertical wedge draining the boundary layer in the plane of symmetry of the aircraft 13. Wing of complex shape in plan 4 with sweep of the leading edges of the influx of wing 5 to the first kink χ _PK = 76-78 ° and sweep of the leading edges of the influx of wing 6 to the second kink of 71-72 °. Sweep the front edges of the consoles 7 wing 45-52 °. The

wing parts

5 and 6 of the wing have a developed positive transverse V-shaped 23-27 °. V-shaped consoles 7 wing minimum or zero -4 ° -0. The power plant is equipped with inverse unregulated double-jump air intakes with a suction system for the boundary layer 14 from the horizontal discharge wedge 15, flat oblique nozzles with regulation of the critical section area and ejectors on the bottom panel of the nozzle 16. As a part of the power plant (SU), a turbojet engine with a thrust size of 20,000 kgf is considered. In the variant with these engines as part of the SU, the maximum take-off weight of the ATP is about 169.3 tons.

С целью обеспечения продольной статической устойчивости на дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых режимах полета, обеспечения приемлемой угловой скорости отрыва носового колеса на взлете, относительная площадь цельноповоротного горизонтального оперения 8 (ГО) СПС составляет 14-16% от площади крыла. В конфигурации с ϕ_ГО=0-2°, при значениях коэффициента статического момента горизонтального оперения 8 А_ГО=0.16-0.17, обеспечивается формирование модифицированной (фигура 4) ударной волны СПС 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 72 dBA, аэродинамическая схема СПС 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. 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 24 Па, максимальный перепад избыточного давления в положительной фазе сигнатуры около 74 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 17 Па, максимальный перепад давления в положительной фазе сигнатуры около 55 Па. Дистанция во времени между этими значениями ΔР также составляет более 20 мс. В начале и в конце крейсерского полета СПС 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 СПС составит не более 72 dBA и 66 dBA в начале и в конце крейсерского сверхзвукового полета соответственно.In order to ensure longitudinal static stability at subsonic, transonic and supersonic flight modes, to ensure an acceptable angular separation rate of the nose wheel during take-off, the relative area of the all-turning horizontal tail unit 8 (GO) of the ATP is 14-16% of the wing area. In the configuration with ϕ _GO = 0-2 °, with the values of the coefficient of the static moment of horizontal tail 8 A _GO = 0.16-0.17, the formation of a modified (figure 4) shock wave of the SPS on the ground (with transformation of the positive and negative phases of the signature, in comparison with ordinary N-shaped wave (figure 3)). To realize the volume of a sound shock on the earth no more than 72 dBA, the SPS aerodynamic scheme is formed in such a way that the values of the overpressure drops in the head and trailing 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 signature modification is maintained throughout the entire cruise flight. The calculated signatures of overpressure in shock waves on the ground are determined under conditions close to the ISA, with the reflection coefficient from the earth's surface k _otr = 2. At the beginning of a cruising supersonic flight, the differential pressure drop in the head wave, determined by the classical method (with zero perturbation rise time), is about 24 Pa, and the maximum differential pressure drop in the positive phase of the signature is about 74 Pa. Moreover, the distance in time between these ΔР values is more than 20 ms. At the end of the cruise flight, the differential pressure drop in the head wave determined by the classical method is about 17 Pa, and the maximum pressure drop in the positive phase of the signature is about 55 Pa. The time distance between these ΔP values is also more than 20 ms. At the beginning and at the end of the cruise flight of the SPS, a signature modification is achieved in the zone of positive and negative values of overpressure (figure 4). The nature of the usual N-shaped signature of the overpressure in a shock wave on the ground is shown in Figure 3. According to preliminary estimates, the volume of a sound shock on the ground at the beginning and at the end of a cruise supersonic flight of the SPS will be no more than 72 dBA and 66 dBA at the beginning and end of the cruise supersonic flight respectively.

Предлагаемая полезная модель может быть использована при разработке аэродинамической схемы и основных элементов сверхзвукового гражданского самолета с максимальной взлетной массой 160-180 т с трансатлантической дальностью и низким уровнем ЗУ, способного обеспечить высокий уровень летно-технических и экологических характеристик, безопасность эксплуатации на всех режимах полета.The proposed utility model can be used in the development of the aerodynamic design and the basic elements of a supersonic civilian aircraft with a maximum take-off mass of 160-180 tons with a transatlantic range and low level of memory, capable of providing a high level of flight technical and environmental characteristics, safe operation in all flight modes.

Claims

1. Сверхзвуковой пассажирский самолет, содержащий фюзеляж, стреловидное крыло сложной формы в плане, поворотное горизонтальное оперение, два вертикальных оперения с рулями направления, расположенную в плоскости симметрии самолета над крылом и фюзеляжем силовую установку, интегрированную в хвостовую часть фюзеляжа в следе за косым срезом, плоские косые сопла, отличающийся тем, что самолет выполнен с отношением массы к его длине G/L=2.0-2.15 т/м и имеет в составе силовой установки четыре двигателя, оснащенных инверсными нерегулируемыми воздухозаборниками внешнего сжатия, поперечные сечения фюзеляжа до места косого среза выполнены в виде формы эллипса с градиентом нарастания площади ds/dx=0.184-0.190, носовая часть фюзеляжа имеет удлинение λ_нос=11.0, удлинение фюзеляжа λ_фюз=18-19, относительная площадь миделя фюзеляжа

относительная площадь цельноповоротного горизонтального оперения составляет 14-16% от площади крыла, коэффициент статического момента горизонтального оперения А_го=0.16-0.17.1. A supersonic passenger plane containing a fuselage, an arrow-shaped wing of complex shape in plan, a rotary horizontal plumage, two vertical tail units with rudders located in the plane of symmetry of the aircraft above the wing and fuselage of a power plant integrated into the tail of the fuselage in the wake of an oblique section, flat oblique nozzles, characterized in that the aircraft is made with a ratio of mass to its length G / L = 2.0-2.15 t / m and has four engines in the power plant equipped with inverse unregulated air external compression intakes, the fuselage cross-sections to the oblique section are made in the form of an ellipse with an increase in the area gradient ds / dx = 0.184-0.190, the nose of the fuselage has an elongation of λ _nose = 11.0, the elongation of the fuselage λ _fusel = 18-19, the relative midship area fuselage

the relative area of the horizontal rotation of the plumage is 14-16% of the wing area, the coefficient of the static moment of the horizontal plumage And _go = 0.16-0.17.

2. Сверхзвуковой пассажирский самолет по п. 1, отличающийся тем, что корневая часть крыла с передним наплывом имеет положительную поперечную V-образность 23-27°, консоли крыла с χ_ПК=45-52° имеют отрицательную или нулевую поперечную V-образность -4°-0, плоскость косого среза выполнена с положительным углом наклона к строительной горизонтали самолета 6-7.5° с поперечной V-образностью и закруглением в плоскости симметрии.2. A supersonic passenger aircraft according to claim 1, characterized in that the root part of the wing with a front influx has a positive transverse V-shape of 23-27 °, the wing consoles with χ _PK = 45-52 ° have a negative or zero transverse V-shape - 4 ° -0, the plane of the oblique slice is made with a positive angle of inclination to the aircraft construction horizontal of 6-7.5 ° with a transverse V-shape and rounding in the plane of symmetry.

3. Сверхзвуковой пассажирский самолет по п. 1, отличающийся тем, что две пары инверсных двухскачковых воздухозаборников разделены вертикальным клином слива пограничного слоя и оснащены системой отсоса пограничного слоя с верхней части горизонтальных клиньев слива пограничного слоя, пакет из четырех плоских косых сопл с регулированием площади критического сечения и эжекторами установлен между килями.3. A supersonic passenger aircraft according to claim 1, characterized in that the two pairs of inverse double-hop air intakes are separated by a vertical boundary layer drain wedge and equipped with a boundary layer suction system from the top of the horizontal boundary layer drain wedges, a package of four flat oblique nozzles with regulation of the critical area section and ejectors mounted between the keels.