RU196109U1

RU196109U1 - Сверхзвуковой гражданский самолет

Info

Publication number: RU196109U1
Application number: RU2019137975U
Authority: RU
Inventors: Роман Владимирович Забродин; Сергей Владимирович Ляпунов; Андрей Павлович Новиков; Максим Павлович Новиков; Андрей Владимирович Потапов; Александр Константинович Трифонов; Андрей Владимирович Шенкин; Владимир Григорьевич Юдин
Priority date: 2019-11-25
Filing date: 2019-11-25
Publication date: 2020-02-17

Abstract

Полезная модель относится к области авиации, в частности гражданским сверхзвуковым самолетам (ГСС) с низким уровнем звукового удара (ЗУ).Сверхзвуковой гражданский самолет (СГС) содержит фюзеляж, соединенный с стреловидным крылом сложной формы в плане, поворотным горизонтальным оперением, двумя вертикальными оперениями с рулями направления, силовую установку из спарки двух двигателей, расположенную в плоскости симметрии самолета над крылом и фюзеляжем на специальной площадке, с парой инверсных нерегулируемых воздухозаборников внешнего сжатия, с пакетом двух плоских косых сопл, фюзеляж со специальным распределением площадей поперечных сечений и затуплением головной части, с характерным отношением массы к длине самолета G/L≈0,68 т/м, передний наплыв крыла с изломом по передней кромке в корневой части с стреловидностью χ=76°-78°, в концевой части χ=71°-72°, с поперечной V-образностью 25°-27°, консоли крыла со стреловидностью χ=45°-47° и поперечной V-образностью -4°-0°, инверсные воздухозаборники с системой отсоса пограничного слоя с верхней части клина слива вбок, пакет из двух плоских косых сопл с регулированием площади критического сечения и эжекторами, установленный между килями для экранирования реактивных струй, поворотное горизонтальное оперение, размещенное в хвостовой части фюзеляжа, площадку для размещения силовой установки, выполненную в виде двух пересекающихся поверхностей, образующих подсечку перед воздухозаборником, первая поверхность с положительной поперечной V-образностью 5°-8°, выполнена с закруглением в плоскости симметрии, вторая горизонтальная плоская.Предлагаемая полезная модель может быть использована при разработке самолета, предназначенного для демонстрации уровня громкости звукового удара не более 65 dBA в установившемся, крейсерском сверхзвуковом полете над населенной сушей на высотах от 14 км до 16 км при числе М=1,7-2,0 без ограничений.Опыт создания такого СГС может быть использован при разработке аэродинамической схемы и основных элементов перспективных ГСС, в части технологии снижения звукового удара, самолетных систем, конструкторских решений, способных обеспечить высокий уровень летно-технических и экологических характеристик, безопасность эксплуатации на всех режимах полета.

Description

Полезная модель относится преимущественно к гражданским сверхзвуковым самолетам (ГСС) с низким уровнем звукового удара (ЗУ), предназначенным для демонстрации в крейсерском сверхзвуковом пилотируемом полете уровня громкости ЗУ на земле не выше 65 dBA (в A-SEL метрике) в ближайшей перспективе.

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 снижения уровня громкости звукового удара на земле от самолета с максимальной взлетной массой G≈26 т до 65 dBA, предназначена полезная модель СГС.

Ранее, теоретически и практически было показано, что в обычной N-образной ударной волне с максимальным перепадом избыточного давления в головной части ударной волны не более 17 Па может быть реализован уровень громкости звукового удара на земле ≈65 dBA. Этот результат продемонстрирован беспилотным демонстратором JAXA с максимальной взлетной массой G≈3.2 т, длиной фюзеляжа L≈13 м, при числе М=1,6 на высоте Н=16 км. При величине параметра погонной нагрузки на длину фюзеляжа G/L≈0.25 т/м, характеризующего теоретическую возможность реализации минимальных значений уровня звукового удара, получена близкая к N-образной сигнатура избыточного давления с максимальным перепадом в положительной фазе ΔР≈14 Па (результаты исследований изложены в материалах 25 конгресса ICAS 2006 года). Из теории звукового удара известно, что специальная трансформация N-образной ударной волны может обеспечить существенное снижение интенсивности и уровня громкости звукового удара, при заданных значениях массы G, длины L летательного аппарата (ЛА), числе Маха и высоте Н полета. Для этого абсолютные величины перепадов избыточного давления в головной и замыкающей частях ударной волны должны быть меньше максимальных значений в положительной и отрицательной фазах. Такая сигнатура избыточного давления в ударной волне близка по форме сигнатуре ударной волны от эквивалентного ЛА телу вращения с теоретически минимальным значением уровня громкости звукового удара. Эквивалентного по массе G, длине L и полетным параметрам - числу Маха и высоте Н полета ЛА. В современной технической литературе такие ударные волны называют модифицированными. Однако, оперируя при разработке летательного аппарата (ЛА) исключительно величиной параметра погонной нагрузки на длину фюзеляжа G/L, модифицировать ударную волну и добиться желаемого существенного снижения интенсивности и громкости звукового удара практически невозможно. Параметр G/L определяет только теоретическую возможность реализации минимальных значений уровня звукового удара. Например, сверхзвуковой самолет МиГ-29, характеризующийся, в смысле реализации низкого уровня звукового удара, параметром G/L≈0.85 т/м, при выполнении установившегося сверхзвукового полета на высоте H≈11,25 км при числе М≈1,75 может продемонстрировать на земле только N-образную ударную волну с перепадом избыточного давления в головной части ΔР≈67 Па и уровнем громкости ≈92 dBA. Даже уменьшение величины параметра погонной нагрузки до G/L≈0.55 т/м, за счет увеличения длины носовой части на ≈9 м, не позволяет получить уровень громкости ниже ≈85 dBA. А теоретический минимум громкости звукового удара для ЛА с величиной параметра погонной нагрузки G/L≈0.55 т/м в заданных полетных условиях составляет ≈60 dBA. Для приближения значений громкости звукового удара к теоретически минимальным, при разработке ЛА, кроме рационального выбора величины параметра погонной нагрузки G/L необходимо применение существенных изменений в аэродинамической компоновке ЛА, форме и взаимному размещению его основных элементов - фюзеляжа, крыла, силовой установки и оперения.

Все известные современные сверхзвуковые самолеты, проекты ГСС в крейсерском сверхзвуковом полете не обеспечивают возможность реализации уровня звукового удара с громкостью не более 65 dBA.

Полезная модель предназначена как для демонстрации технологий снижения ЗУ, так и для отработки самолетных систем, конструкторских решений, способных обеспечить высокий уровень летно-технических и экологических характеристик, безопасность эксплуатации на всех режимах полета перспективных ГСС различного назначения в ближайшей перспективе. Сверхзвуковой гражданский самолет (СГС) с гермокабиной для двух пилотов, не предназначен для транспортировки пассажиров и является только демонстратором технологий для создания ГСС.

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 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. Однако, можно утверждать, что «уплощенная» носовая часть фюзеляжа САС не обеспечит возможности реализации низких значений перепада избыточного давления в головной части ударной волны (ΔР_ГЧ) на земле (не более 25 Па) от начала и до конца крейсерского сверхзвукового полета. Предложенная авторами САС, поперечная V-образность крыла не обеспечит плавного нарастания положительных значений избыточного давления (ΔР) от значений в головной ударной волне до максимального значения (ΔP_max) в течении более 20 мс, приемлемые путевые и поперечные характеристики устойчивости на режимах взлета и посадки с боковым ветром до 20 м/с.

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 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.

Предложенная в описании изобретения к патенту аэродинамическая схема СДС с передним горизонтальным оперением не позволяет рассчитывать на трансформацию сигнатуры избыточного давления в отрицательной фазе ударной волны. 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.

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 однодвигательную 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 χ_ПК=76°-78° в бортовой части и χ_ПК=70°-72° в концевой. Консоли крыла со сверхзвуковыми передними кромками χ_ПК=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 перспективный двигатель изменяемого цикла (проект АО «Авиадвигатель» ТРДД ПД-14С, с регулируемым входным направляющим аппаратом компрессора низкого давления и регулируемым смесителем). Создание такого СС в ближайшей перспективе не представляется возможным из-за отсутствия двигателя.

Задачей и техническим результатом полезной модели является разработка аэродинамической схемы пилотируемого сверхзвукового гражданского самолета, обеспечивающего реализацию и демонстрацию над населенной сушей уровня громкости звукового удара на земле не более 65 dBA в крейсерском сверхзвуковом полете на высотах более 14 км при числах М≈1,7-2.0 в ближайшей перспективе.

Задача и технический результат достигаются тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло сложной формы в плане, поворотное горизонтальное оперение в хвостовой части фюзеляжа, два вертикальных оперения с рулями направления, интегрированную в фюзеляж силовую установку, расположенную в плоскости симметрии самолета, передний наплыв крыла с изломом по передней кромке, при этом силовая установка содержит спарку двух двигателей, оснащенную двумя инверсными нерегулируемыми воздухозаборниками внешнего сжатия и пакетом двух плоских косых сопл с регулированием площади критического сечения и плоскими эжекторами в нижней части сопл, стреловидную подсечку перед воздухозаборниками, первая поверхность с положительным углом наклона к строительной горизонтали самолета 6°-7°, с положительной поперечной V-образностью и с закруглением в плоскости симметрии, вторая поверхность плоская и горизонтальная, самолет выполнен с отношением массы к длине самолета G/L=0,68 т/м, с носовой частью фюзеляжа с близкими к круговым поперечными сечениями, удлинением λ_нос=9,7-9,8 и с нарастанием площади поперечного сечения ds_нос/dx=0,13, удлинением фюзеляжа λ_фюз=21-22 и относительной площадью миделя фюзеляжа

, с относительной площадью поворотного горизонтального оперения

и коэффициентом статического момента горизонтального оперения А_го=0,18-0,19. Поперечная V-образность консолей крыла со стреловидностью χ_ПК=45°-48° нулевая или отрицательная до -4°.

Аэродинамическая схема сверхзвукового гражданского самолета (СГС) 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 СГС содержит ряд технических решений и компоновку сверхзвукового гражданского самолета в нормальной аэродинамической схеме (фиг. 1) с отношением массы к длине самолета G/L=0,68 т/м, с фюзеляжем 1 сложной формы с удлинением λ_фюз=21,5-22, интегрированной в его верхнюю хвостовую часть гондолой силовой установки 2, с затупленной носовой частью 3 с удлинением λ_нос=9,7-9,8 и нарастанием площади поперечного сечения ds_нос/dx=0,13, с крылом сложной формы в плане 4, имеющим развитую поперечную V-образность в наплыве с дозвуковыми передними кромками (фиг. 2) 5 и 6, нулевую или небольшую отрицательную 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 воздухозаборниками силовой установки, выполненный в виде поверхности 10 с положительным углом к строительной горизонтали самолета 6°-7° с поперечной положительной V-образностью 5°-8° и закруглением в плоскости симметрии перед плоской площадкой 11 для размещения воздухозаборников 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 71°-72°. Стреловидность передних кромок консолей 7 крыла 45°-48°. Наплывные части 5 и 6 крыла имеют развитую положительную поперечную V-образность 25°-27°. V-образность консолей 7 крыла небольшая отрицательная или нулевая -4°-0.

Силовая установка снабжена инверсными нерегулируемым воздухозаборниками внешнего сжатия с системой отсоса пограничного слоя 13 с клиньев слива, размещенных в нижней части воздухозаборников на фюзеляже, плоскими косыми соплами с регулированием площади критического сечения и с эжекторами на нижней панели сопл 14. В составе силовой установки (СУ) рассматриваются два ТРДД АЛ-31БФ с размером тяги по 8000 кгс каждый (при М=0, Н=0 без потерь на входе и отборов мощности и воздуха). В варианте с этими двигателями в составе СУ максимальная взлетная масса ДСГС оценена в 25,7 т. В этом варианте СУ СГС представляет собой конфигурацию силовых установок перспективных ГСС, имеющих в составе два 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) СГС составляет

от площади крыла. В конфигурации с ϕ_ГО=0-2°, при значениях коэффициента статического момента горизонтального оперения 8 А_ГО=0,18-0,19, обеспечивается формирование модифицированной (фигура 4) ударной волны СГС на земле с трансформацией положительной и отрицательной фаз сигнатуры, по сравнению с обычной N-образной волной (фигура 3) на протяжении всего крейсерского полета на высотах более 14 км при числах М≈1,7-2.0. Для реализации громкости звукового удара на земле не более 65 dBA, аэродинамическая схема СГС 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). Модификация сигнатуры сохраняется на протяжении всего крейсерского полета (для СГС с двигателями ТРДД АЛ-31БФ - изменение полетной массы от 25 т до 18,8 т и высоты полета от 14 км до 16 км при числе М=1.8). 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 15,2 Па, максимальный перепад избыточного давления в положительной фазе сигнатуры около 40 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 Па, максимальный перепад давления в положительной фазе сигнатуры около 35 Па, дистанция во времени между этими значениями ΔР составляет более 20 мс. В начале и в конце крейсерского полета СГС достигается модификация сигнатуры в положительной и отрицательной фазах (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 СГС при числе М=1,8 на высотах от 14 км до 16 км составит не более 65 dBA и 61 dBA, соответственно в начале и в конце крейсерского сверхзвукового полета.

В результате СГС может обеспечить демонстрацию уровня громкости звукового удара не более 65 dBA в крейсерском сверхзвуковом полете по сравнению с аналогами и прототипом в ближайшей перспективе.

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 ГСС различного назначения в ближайшей перспективе.

Claims

1. Сверхзвуковой гражданский самолет, содержащий фюзеляж, стреловидное крыло сложной формы в плане, поворотное горизонтальное оперение в хвостовой части фюзеляжа, два вертикальных оперения с рулями направления, расположенную в плоскости симметрии самолета над крылом и фюзеляжем, интегрированную в фюзеляж силовую установку, передний наплыв крыла с изломом по передней кромке, отличающийся тем, что самолет выполнен с отношением массы к длине самолета G/L=0,68 т/м, силовая установка содержит спарку двух двигателей, оснащенную двумя инверсными нерегулируемыми воздухозаборниками внешнего сжатия и пакетом двух плоских косых сопл с регулированием площади критического сечения и плоскими эжекторами в нижней части сопл, стреловидную подсечку перед воздухозаборниками, первая поверхность с положительным углом наклона к строительной горизонтали самолета 6°-7°, с положительной поперечной V-образностью и с закруглением в плоскости симметрии, вторая поверхность плоская и горизонтальная.

2. Сверхзвуковой гражданский самолет по п. 1, отличающийся тем, что носовая часть фюзеляжа выполнена с близкими к круговым поперечными сечениями, удлинением λ_нос=9,7-9,8 и с нарастанием площади поперечного сечения ds_нос/dx=0,13, с удлинением фюзеляжа λ_фюз=21,5-22 и относительной площадью миделя фюзеляжа

с относительной площадью поворотного горизонтального оперения

и коэффициентом статического момента горизонтального оперения А_го=0,18-0,19.

3. Сверхзвуковой гражданский самолет по п. 1, отличающийся тем, что поперечная V-образность консолей крыла со стреловидностью χ_ПК=45°-48° нулевая или отрицательная до -4°.