RU196778U1

RU196778U1 - Воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета

Info

Publication number: RU196778U1
Application number: RU2019139237U
Authority: RU
Inventors: Марат Розалитович Ибрагимов; Андрей Павлович Новиков; Максим Павлович Новиков; Александр Константинович Трифонов; Владимир Григорьевич Юдин
Priority date: 2019-12-03
Filing date: 2019-12-03
Publication date: 2020-03-16

Abstract

Заявляемое техническое решение относится к авиационной технике, преимущественно к сверхзвуковым пассажирским (гражданским) самолетам с низким уровнем звукового удара. Важнейшая техническая задача, при проектировании летательных аппаратов данного типа, заключается в обеспечении работоспособности и высокой топливно-экономической эффективности силовой установки (СУ) с учетом компоновочных решений, в том числе в части проектирования воздухозаборника. Воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета внешнего сжатия инверсного типа, размещенный над фюзеляжем, с системой отсоса пограничного слоя с клина слива, содержащий перед входом на верхней поверхности фюзеляжа V-образную подсечку и примыкающую к нему горизонтальную площадку выполнен так, что в составе двухдвигательной силовой установки в одном пакете, с одноступенчатым верхним клином торможения θ=10°…11°, содержит клинья слива пограничного слоя с θ=8°…10°, высотой h=130 мм, система отсоса пограничного слоя выполнена с отношением площади щели отсоса Fк площади входа воздухозаборников F, равном F/F=0.07, с V-образной подсечкой, выполненной с положительной поперечной V-образностью 5°…8° с закруглением в плоскости симметрии. 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 сверхзвуковых пассажирских самолетов различного назначения.

Description

Заявляемое техническое решение относится к авиационной технике, преимущественно к сверхзвуковым пассажирским самолетам (СПС) (сверхзвуковым гражданским самолетам - СГС) с низким уровнем звукового удара. Важнейшая техническая задача, при проектировании летательных аппаратов данного типа, заключается в обеспечении работоспособности и высокой топливно-экономической эффективности силовой установки (СУ) с учетом компоновочных решений, в том числе в части проектирования воздухозаборника.

В последнее время разработчики авиационной техники «плавно» подходят, в некоторой степени, к формализации общих технических решений, связанных со сверхзвуковыми пассажирскими (гражданскими) самолетами с низким уровнем звукового удара. Одним из таких решений является размещение силовой установки в верхней части летательного аппарата (например, над крылом или фюзеляжем). Расчетными исследованиями доказано, что расположение воздухозаборников в нижней части летательного аппарата приводит к увеличению громкости звукового удара от самолета. Однако, нижнее расположение ВЗ (под крылом или фюзеляжем) имеет и положительный фактор, обусловленный улучшенными газодинамическими характеристиками потока во входной тракт силовой установки, в сравнении с верхним расположением СУ. Таким образом, проектирование гражданского сверхзвукового самолета с низким уровнем звукового удара и высокой топливно-экономической эффективностью обусловлено не только размещением СУ, но и оптимальным интегрированием ее элементов с определенными компоновочными решениями.

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.

Передняя часть фюзеляжа САС, выполненная с уплощенным носовым обтекателем не улучшает параметры потока перед силовой установкой, как при выполнении полета без скольжения, так и со скольжением. Сверхзвуковые воздухозаборники САС с перфорированными участками для забора пограничного слоя и механизмом управляемого перепуска воздуха из канала слива пограничного слоя в канал воздуховода к двигателю имеют более сложную систему регулирования, по сравнению с инверсными нерегулируемыми воздухозаборниками внешнего сжатия, что также является недостатком САС.

Известно техническое решение, относящееся к сверхзвуковым деловым самолетам (СДС) (патент RU 2517627). СДС выполнен в аэродинамической схеме утка (с передним горизонтальным оперением), содержит фюзеляж с округлыми формами поперечного сечения в носовой и центральных частях и, расположенную в хвостовой части фюзеляжа, силовую установку, снабженную воздухозаборниками. При этом фюзеляж снабжен двумя плоскими площадками, размещенными последовательно друг за другом перед воздухозаборниками силовой установки и развернутыми друг относительно друга на тупой угол таким образом, что первая плоская площадка фюзеляжа и обшивка хвостовой части соединены друг с другом под углом без плавного перехода. Площадки фюзеляжа развернуты друг относительно друга на угол, значение которого выбрано из диапазона 170-178 градусов, ширина второй плоской площадки перед воздухозаборниками выбрана превышающей ширину среза воздухозаборников, при этом вторая плоская площадка продлена по обе стороны внешних боковых стенок мотогондолы за срез воздухозаборников. Длина второй плоской площадки вдоль направления полета превышает высоту воздухозаборников силовой установки в 3-5 раз. Ширина второй плоской площадки перед воздухозаборником выбрана превышающей ширину воздухозаборника, смежного с боковой стенкой мотогондолы, на величину, выбранную из диапазона от 10 до 20%. Вторая плоская площадка и обшивка хвостовой части фюзеляжа соединены друг с другом под углом без плавного перехода.

Недостатком СДС является присутствие переднего горизонтального оперения в аэродинамической схеме, не улучшающего параметры потока перед силовой установкой, как при выполнении полета без скольжения, так и со скольжением. Плоская форма первой площадки перед ВЗ не обеспечит уровень суммарной неоднородности потока на входе в двигатель менее 8%, данная оценка является ориентиром для перспективных моторов сверхзвуковых гражданских самолетов.

Ближайшим аналогом, принятым за прототип, является летательный аппарат, относящийся к СГС, предназначенный для демонстрации в крейсерском сверхзвуковом полете уровня громкости звукового удара на земле не выше 65 dBA (патент RU 188859, 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 воздухозаборник внешнего сжатия инверсного типа с системой отсоса пограничного слоя с клина слива, содержащий перед входом на верхней поверхности фюзеляжа V-образную подсечку и примыкающую к нему горизонтальную площадку, двигатель, 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-образностью -3°…2°. Поворотное горизонтальное оперение размещено в хвостовой части фюзеляжа, имеющего подсечку перед воздухозаборником, выполненную в виде поверхности с положительной поперечной V-образностью 5°…8°. 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 ТРДД ПД-14С с размером тяги 16000 кгс.

Применение одного двигателя на СС снижает уровень безопасности полетов. Рассматриваемая на СС силовая установка с ТРДД ПД-14С с размером тяги 16000 кгс влечет за собой ухудшение аэродинамических характеристик в части аэродинамического сопротивления. Как следствие, применение двигателей с подобной размерностью тяги способствует увеличению внешних габаритов как воздухозаборника, так и всей силовой установки. Также увеличение габаритов воздухозаборника и силовой установки приводит к увеличению массы летательного аппарата.

Предлагаемая полезная модель воздухозаборника сверхзвукового пассажирского (гражданского) самолета рассматривает возможность реализации крейсерского сверхзвукового полета на высотах более 14 км, при числах М≈1.7-2.0, с учетом снижения уровня громкости звукового удара на земле от летательного аппарата.

Задачей и техническим результатом полезной модели являются обеспечение газодинамических параметров потока на входе в двигатели, предъявляемых разработчиками, и разработка интегральной аэродинамической схемы пилотируемого сверхзвукового пассажирского (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.

Задача и технический результат достигаются тем, что воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета внешнего сжатия инверсного типа, размещенный над фюзеляжем, с системой отсоса пограничного слоя с клина слива, содержащий перед входом на верхней поверхности фюзеляжа V-образную подсечку и примыкающую к нему горизонтальную площадку выполнен так, что в составе двухдвигательной силовой установки в одном пакете, с одноступенчатым верхним клином торможения θ_{кл.верх}=10°…11°, содержит клинья слива пограничного слоя с θ_кл.низ=8°…10°, высотой h_{клина слива}=130 мм, система отсоса пограничного слоя выполнена с отношением площади щели отсоса F_Щ к площади входа воздухозаборников F₀, равном F_Щ/F₀=0.07, с V-образной подсечкой, выполненной с положительной поперечной V-образностью 5°…8° с закруглением в плоскости симметрии.

Схема воздухозаборника сверхзвукового пассажирского (гражданского) самолета иллюстрируется на графических материалах:

на фигуре 1 показан вид интегральной схемы воздухозаборника с СГС с передней полусферы сверху;

на фигуре 2 показан увеличенный фрагмент воздухозаборника.

Предлагаемый воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета содержит ряд технических решений и выполнен в интегральной схеме с компоновкой сверхзвукового пассажирского (гражданского) самолета, с фюзеляжем сложной формы 1 и интегрированной в его верхнюю хвостовую часть гондолы двухдвигательной силовой установки 2. В верхней части фюзеляжа имеется косой срез (подсечка), переходящий в горизонтальную площадку перед воздухозаборными устройствами силовой установки, выполненный в виде поверхности 3 со скруглением в плоскости симметрии и поперечной положительной V-образностью 5°…8° перед плоской площадкой 4 для размещения пакета из двух воздухозаборных устройств 5. Таким образом, силовая установка снабжена двумя инверсными одноступенчатыми нерегулируемыми воздухозаборными устройствами 6 внешнего сжатия с верхним клином торможения θ_{кл.верх}=10°…11° и клиньями слива пограничного слоя 7, размещенных в нижней части воздухозаборников на фюзеляже, с θ_кл.низ=8°-…10°, высотой h_{клина слива}=130 мм, система отсоса пограничного слоя 8 выполнена с отношением площади щели отсоса 9 F_Щ к площади входа воздухозаборников F₀, равном F_Щ/F₀=0.07.

Конфигурация воздухозаборника сверхзвукового пассажирского (гражданского) самолета рассмотрена в виде пакета из двух воздухозаборных устройств в составе силовой установки (СУ) с двумя двигателями ТРДД АЛ-31БФ с размером тяги по 8000 кгс каждый.

В результате предлагаемый воздухозаборник СГС может обеспечить требуемые газодинамические характеристики потока на входе в двигатель. Предложенное размещение воздухозаборника СГС позволит снизить уровень громкости звукового удара на земле в крейсерском сверхзвуковом полете.

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 пассажирских (гражданских) сверхзвуковых самолетов различного назначения.

Claims

Воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета внешнего сжатия инверсного типа выполнен с системой отсоса пограничного слоя с клина слива, размещенный над фюзеляжем, содержащий перед входом на верхней поверхности фюзеляжа V-образную подсечку и примыкающую к нему горизонтальную площадку, отличающийся тем, что выполнен в составе двухдвигательной силовой установки в одном пакете, с одноступенчатым верхним клином торможения θ_{кл.верх}=10°…11º и клиньями слива пограничного слоя с θ_кл.низ=8°…10°, высотой h_{клина слива}=130 мм, система отсоса пограничного слоя выполнена с отношением площади щели отсоса F_Щ к площади входа воздухозаборника F₀, равным F_Щ/F₀=0.07, V-образная подсечка выполнена с положительной поперечной V-образностью 5°…8° с закруглением в плоскости симметрии.