RU196781U1 - Воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета - Google Patents
Воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU196781U1 RU196781U1 RU2019139236U RU2019139236U RU196781U1 RU 196781 U1 RU196781 U1 RU 196781U1 RU 2019139236 U RU2019139236 U RU 2019139236U RU 2019139236 U RU2019139236 U RU 2019139236U RU 196781 U1 RU196781 U1 RU 196781U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuselage
- aircraft
- supersonic
- air intake
- wedge
- Prior art date
Links
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims abstract description 6
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims abstract description 6
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 2
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 abstract description 2
- 230000004941 influx Effects 0.000 description 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 206010068150 Acoustic shock Diseases 0.000 description 1
- 241000272525 Anas platyrhynchos Species 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000036316 preload Effects 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C30/00—Supersonic type aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
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 χПК=76°…78° в бортовой части и χПК=70°…72° в концевой. Консоли крыла со сверхзвуковыми передними кромками χПК=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 θкл.верх=10°…11°, содержит клинья слива пограничного слоя с θкл.низ=8°…10°, система отсоса пограничного слоя выполнена с отношением площади щели отсоса FЩ к площади входа воздухозаборника F0, равном FЩ/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 θкл.верх=10°…11° (8) и клиньями слива пограничного слоя (9) с θкл.низ=8°…10°, система отсоса пограничного слоя (10) выполнена с отношением площади щели отсоса (11) FЩ к площади входа воздухозаборников F0 равном FЩ/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 (1)
- 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 θкл.верх=10°…11°, клиньями слива пограничного слоя с θкл.низ=8°…10°, система отсоса пограничного слоя выполнена с отношением площади щели отсоса FЩ к площади входа воздухозаборника F0, равным FЩ/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°.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019139236U RU196781U1 (ru) | 2019-12-03 | 2019-12-03 | Воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019139236U RU196781U1 (ru) | 2019-12-03 | 2019-12-03 | Воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU196781U1 true RU196781U1 (ru) | 2020-03-16 |
Family
ID=69897901
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019139236U RU196781U1 (ru) | 2019-12-03 | 2019-12-03 | Воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU196781U1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2753443C1 (ru) * | 2020-12-29 | 2021-08-16 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Сверхзвуковой самолет |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20110062290A1 (en) * | 2006-10-12 | 2011-03-17 | Aerion Corporation | Supersonic aircraft jet engine installation |
US20110133021A1 (en) * | 2009-09-29 | 2011-06-09 | Hypermach Aerospace Industries Incorporated | Supersonic aircraft with shockwave canceling aerodynamic configuration |
RU2548200C2 (ru) * | 2013-06-04 | 2015-04-20 | Закрытое акционерное общество "Новые гражданские технологии Сухого" | Сверхзвуковой самолет |
RU188859U1 (ru) * | 2018-12-11 | 2019-04-25 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Сверхзвуковой самолет |
-
2019
- 2019-12-03 RU RU2019139236U patent/RU196781U1/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20110062290A1 (en) * | 2006-10-12 | 2011-03-17 | Aerion Corporation | Supersonic aircraft jet engine installation |
US20110133021A1 (en) * | 2009-09-29 | 2011-06-09 | Hypermach Aerospace Industries Incorporated | Supersonic aircraft with shockwave canceling aerodynamic configuration |
RU2548200C2 (ru) * | 2013-06-04 | 2015-04-20 | Закрытое акционерное общество "Новые гражданские технологии Сухого" | Сверхзвуковой самолет |
RU188859U1 (ru) * | 2018-12-11 | 2019-04-25 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Сверхзвуковой самолет |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2753443C1 (ru) * | 2020-12-29 | 2021-08-16 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Сверхзвуковой самолет |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU188859U1 (ru) | Сверхзвуковой самолет | |
US6938854B2 (en) | Integrated and/or modular high-speed aircraft | |
US8485476B2 (en) | Discrete co-flow jet (DCFJ) airfoil | |
RU2352500C2 (ru) | Многомоторный самолет | |
US8262031B2 (en) | Co-flow jet aircraft | |
US4691881A (en) | High performance amphibious airplane | |
US20090065631A1 (en) | Emissionless silent and ultra-efficient airplane using cfj airfoil | |
US3161379A (en) | Aircraft powerplant | |
CN105035306A (zh) | 喷气式襟翼增升连接翼系统及其飞行器 | |
US4033526A (en) | Aerodynamic flow body | |
CN108284951A (zh) | 一种组合式气垫气动翼船 | |
RU196781U1 (ru) | Воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета | |
Petrov | Aerodynamics of STOL airplanes with powered high-lift systems | |
RU2391254C2 (ru) | Сверхзвуковой самолет (варианты) | |
RU2591102C1 (ru) | Сверхзвуковой самолет с крыльями замкнутой конструкции | |
RU196109U1 (ru) | Сверхзвуковой гражданский самолет | |
RU196778U1 (ru) | Воздухозаборник сверхзвукового пассажирского самолета | |
RU196671U1 (ru) | Сверхзвуковой пассажирский самолет | |
RU64176U1 (ru) | Тяжелый транспортный самолет | |
US4440361A (en) | Aircraft structure | |
US3073549A (en) | Jet lift vertical take-off aircraft | |
RU2548200C2 (ru) | Сверхзвуковой самолет | |
RU196128U1 (ru) | Сверхзвуковой гражданский самолет | |
US3465990A (en) | Aircraft having energy-conserving means | |
RU2212360C1 (ru) | Летательный аппарат (варианты) |