RU196781U1

RU196781U1 - Воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета

Info

Publication number: RU196781U1
Application number: RU2019139236U
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 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 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 площадку выполнен так, что в составе четырехдвигательной силовой установки в двух пакетах, разделенных вертикальным клином слива, с одноступенчатым верхним клином торможения с θ=10°…11°, содержит клинья слива пограничного слоя с θ=8°…10°, с отношением площади щели отсоса Fк площади входа воздухозаборника F, равным F/F=0.08…0,11, с системой отсоса пограничного слоя в боковую часть фюзеляжа и в верхнюю часть мотогондолы, с двумя подсечками, расположенными в следе друг за другом, где первая выполнена с положительной поперечной V-образностью 3°…4° с закруглением в плоскости симметрии, а вторая - с отрицательной поперечной V-образностью -2°…-3°. 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.

Description

Заявляемое техническое решение относится к авиационной технике, преимущественно к сверхзвуковым пассажирским самолетам (СПС) 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 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 воздухозаборника (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 пассажирского 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.

Известно техническое решение, относящееся к сверхзвуковым деловым самолетам (патент RU 2517627 С1). Этот сверхзвуковой деловой самолет 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 от 170 до 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 процентов. Вторая плоская площадка и обшивка хвостовой части фюзеляжа соединены друг с другом под углом без плавного перехода.

Описанное изобретение имеет ряд недостатков. Присутствие переднего горизонтального оперения в аэродинамической схеме сверхзвукового делового самолета не улучшает параметры потока перед силовой установкой, как при выполнении полета без скольжения, так и со скольжением. Плоская форма первой площадки перед воздухозабоником не обеспечит уровень суммарной неоднородности потока на входе в двигатель менее 7%, данная оценка является ориентиром для перспективных моторов сверхзвуковых пассажирских самолетов.

Ближайшим аналогом, принятым за прототип, является летательный аппарат, относящийся к гражданским (пассажирским) сверхзвуковым самолетам, предназначенный для демонстрации в крейсерском сверхзвуковом полете уровня громкости звукового удара на земле не выше 65 dBA (патент RU 188859 U1, 2019). Этот сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло сложной формы в плане, расположенную сверху в хвостовой части фюзеляжа силовую установку, содержащую расположенный над фюзеляжем инверсный воздухозаборник внешнего сжатия, 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-образностью -3°…2°. Инверсный воздухозаборник выполнен с системой отсоса пограничного слоя с клина слива, V-образной подсечкой и горизонтальной площадкой. 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 сверхзвуковом самолете снижает уровень безопасности полетов. Для моторов со степенью двухконтурности m≈3.4, V-образная подсечка перед воздухозаборником не обеспечит уровень суммарной неоднородности потока на входе в двигатели W≤7%.

Предлагаемая полезная модель воздухозаборника сверхзвукового пассажирского самолета рассматривает возможность реализации крейсерского сверхзвукового полета на высотах более 14 км, при числе М≈1.8, 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, в части удовлетворения значениям суммарной неоднородности потока W≤6%…7%, предъявляемых разработчиками, и разработка интегральной аэродинамической схемы сверхзвукового пассажирского самолета, обеспечивающего реализацию крейсерского сверхзвукового полета, на высотах более 14 км при числе М≈1.8, над населенной сушей с низким уровнем громкости звукового удара.

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 площадку выполнен так, что в составе четырехдвигательной силовой установки в двух пакетах, разделенных вертикальным клином слива, с одноступенчатым верхним клином торможения с θ_{кл.верх}=10°…11°, содержит клинья слива пограничного слоя с θ_кл.низ=8°…10°, система отсоса пограничного слоя выполнена с отношением площади щели отсоса F_Щ к площади входа воздухозаборника F₀, равном F_Щ/F₀=0.08…0,11 и выбросом отсасываемого потока в боковую часть фюзеляжа и в верхнюю часть мотогондолы, с двумя подсечками, расположенными в следе друг за другом, где первая выполнена с положительной поперечной V-образностью 3°…4° с закруглением в плоскости симметрии, а вторая с отрицательной поперечной V-образностью -2°…-3°.

Схема воздухозаборника сверхзвукового пассажирского самолета иллюстрируется на графических материалах:

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

на фигуре 2 показан вид воздухозаборника с передней полусферы сверху (увеличенный фрагмент фигуры 1);

Предлагаемый воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета содержит ряд технических решений и выполнен в интегральной схеме с компоновкой сверхзвукового пассажирского самолета, с фюзеляжем сложной формы 1 и интегрированной в его верхнюю хвостовую часть гондолы четырехдвигательной силовой установки 2. В верхней части фюзеляжа имеется косой срез (подсечка), переходящий в V-образную площадку перед воздухозаборными устройствами силовой установки, выполненный в виде поверхности 3 со скруглением в плоскости симметрии и поперечной положительной V-образностью 3°…4° перед площадкой с отрицательной поперечной V-образностью -2°…-3° 4 для размещения четырех воздухозаборных устройств (5) в виде двух пакетов (6), по два воздухозаборных устройства в каждом, разделенных вертикальным клином слива (7). Силовая установка снабжена инверсными одноступенчатыми нерегулируемыми воздухозаборными устройствами внешнего сжатия с верхним клином торможения θ_{кл.верх}=10°…11° (8) и клиньями слива пограничного слоя (9) с θ_кл.низ=8°…10°, система отсоса пограничного слоя (10) выполнена с отношением площади щели отсоса (11) F_Щ к площади входа воздухозаборников F₀ равном F_Щ/F₀=0.08…0.11 и выбросом отсасываемого потока в боковую часть фюзеляжа 12 и в верхнюю часть мотогондолы 13.

Конфигурация воздухозаборника сверхзвукового пассажирского самолета рассмотрена в виде двух пакетов, по два воздухозаборных устройства в каждом, в составе силовой установки с четырьмя перспективными двигателями ТРДД с регулируемым смесителем с размером тяги по 29000 кгс каждый.

В результате предлагаемый воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета может обеспечить требуемые газодинамические характеристики потока на входе в двигатель. Предложенное размещение воздухозаборника сверхзвукового пассажирского самолета позволит снизить уровень громкости звукового удара на земле и воде 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 сверхзвуковых пассажирских самолетов.

Claims

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 площадку, отличающийся тем, что выполнен в составе четырехдвигательной силовой установки в двух пакетах, разделенных вертикальным клином слива, с одноступенчатым верхним клином торможения с θ_{кл.верх}=10°…11°, клиньями слива пограничного слоя с θ_кл.низ=8°…10°, система отсоса пограничного слоя выполнена с отношением площади щели отсоса F_Щ к площади входа воздухозаборника F_0, равным F_Щ/F₀=0.08…0.11 и выбросом отсасываемого потока в боковую часть фюзеляжа и в верхнюю часть мотогондолы, с двумя подсечками, расположенными в следе друг за другом, где первая выполнена с положительной поперечной V-образностью 3°…4° с закруглением в плоскости симметрии, а вторая - с отрицательной поперечной V-образностью -2°…-3°.