RU2591102C1 - Supersonic aircraft with closed structure wings - Google Patents
Supersonic aircraft with closed structure wings Download PDFInfo
- Publication number
- RU2591102C1 RU2591102C1 RU2015106085/11A RU2015106085A RU2591102C1 RU 2591102 C1 RU2591102 C1 RU 2591102C1 RU 2015106085/11 A RU2015106085/11 A RU 2015106085/11A RU 2015106085 A RU2015106085 A RU 2015106085A RU 2591102 C1 RU2591102 C1 RU 2591102C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- wings
- supersonic
- engines
- air
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания реактивных самолетов с разнонаправленными крыльями замкнутой конструкции, переднее крыло из которых низкорасположенное и заднее высокорасположенное крыло типа "чайка", выполненные соответственно с положительным и отрицательным углами их поперечного V, имеющие консоли с переменной стреловидностью передних и задних их кромок, нижние и верхние концы которых с каждой стороны объединены концевыми крылышками, и оснащенные гондолами реактивных двигателей, передние и задние части которых смонтированы в округленных изломах соответственно под задним крылом типа "чайка" и над стабилизатором с переменной стреловидностью U-образного оперения.The invention relates to the field of aeronautical engineering and relates to the creation of jet aircraft with multidirectional wings of a closed design, the front wing of which is a low-lying and rear high-wing “gull” type, made respectively with positive and negative angles of their transverse V, having consoles with variable sweep of the front and rear their edges, the lower and upper ends of which are connected by end wings on each side, and equipped with jet engine nacelles, front and rear The lower parts of which are mounted in rounded kinks, respectively, under the rear wing of the “gull” type and above the stabilizer with a variable sweep of the U-shaped plumage.
Известен сверхзвуковой стратегический самолет-разведчик модели SR-71A фирмы «Локхид» (США), имеющий конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов и по схеме «бесхвостка» с плавным сопряжением дельтовидного в плане крыла и фюзеляжа, имеющего плоскую снизу форму и вдоль всей передней его части в продолжение крыла наплывы, смонтированные в корневых частях крыла, оснащенного трапециевидными концевыми частями, два турбореактивных двухконтурных двигателя, установленных в крыльевых гондолах, двухкилевое оперение, смонтированное на последних, и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой и главными опорами.The supersonic strategic reconnaissance aircraft model SR-71A of Lockheed company (USA) is known, having a glider design made of titanium alloys and according to the tailless pattern with smooth conjugation of a deltoid wing plan and fuselage having a plane bottom shape and along the entire front its parts in the continuation of the wing flows, mounted in the root parts of the wing, equipped with trapezoidal end parts, two turbojet bypass engines installed in the wing gondolas, two-tail plumage mounted on the icy, and three-wheeled chassis retractable with bow and main supports.
Признаки совпадающие - наличие того, что дельтовидное в плане крыло со стреловидностью по передней кромке +60°, имеющее при его размахе Lкр=16,95 м удлинение λ=2,1 и тонкий профиль с относительной толщиной 3,2%, выполнено по задней его кромке с обратной стреловидностью и углом χ=-10°, оснащено впереди крыла наплывами, плавно переходящими к фюзеляжу и увеличивающими несущую способность комбинации «крыло-фюзеляж», чему способствует плоская снизу форма фюзеляжа. Конструкция планера самолета на 95% состоит из титановых сплавов, вертикальное двухкилевое оперение, смонтированное на крыльевых гондолах, имеет кили, расположенные внутрь под углом 15°. Два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) смонтированы в крыльевых гондолах и создают на форсажном режиме при взлетном его весе 77,11 т тяговооруженность до 0,382, обеспечивают также на высоте 24,4 км максимальную скорость полета до 3608…3869 км/ч и дальность полета около 5 тыс. км.The signs are the same - the presence of a delta-shaped wing with a sweep along the leading edge of + 60 °, with its extension L cr = 16.95 m, elongation λ = 2.1 and a thin profile with a relative thickness of 3.2%, was performed according to its trailing edge with reverse sweep and angle χ = -10 °, is equipped with influx in front of the wing, smoothly transitioning to the fuselage and increasing the bearing capacity of the “wing-fuselage” combination, which is facilitated by the fuselage’s flat bottom shape. The airframe design consists of 95% titanium alloys, the vertical twin-tail plumage mounted on wing gondolas has keels located inwardly at an angle of 15 °. Two turbojet dual-circuit engines (turbojet engines) are mounted in wing nacelles and create an afterburner with a take-off weight of 77.11 tons and a thrust weight ratio of up to 0.382; they also provide a maximum flight speed of up to 3608 ... 3869 km / h and a flight range of about 24.4
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что дельтовидное в плане крыло без дополнительного управления подъемной силой не обеспечивает способности повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и, особенно, уменьшения скорости взлета-посадки. Вторая - это то, что два ТРДД смонтированы в крыльевых гондолах, имеющих площадь миделя, почти сопоставимую с площадью миделя центральной части фюзеляжа, также не способствуют уменьшению аэродинамического сопротивления, снижению удельного расхода топлива и увеличению дальности полета, а при отказе одного из них увеличивается также и асимметричность горизонтальной тяги. Третья - это то, что треугольные концевые части крыла для увеличения его подъемной силы имеют значительную кривизну и крутку, что создает приемлемое протекание концевого срыва, но треугольная форма крыла в плане ухудшает естественное ламинарное сверхзвуковое обтекание его профиля на внешних поверхностях, так как треугольное крыло больше всего расположено к концевому срыву. Четвертая - это то, что вертикальное двухкилевое оперение не обеспечивает продольно-поперечной стабильности, и для улучшения этого фюзеляж самолета имеет увеличенную длину, почти вдвое превышающую размах крыла, что значительно увеличивает его массу.Reasons that impede the task: the first is that the deltoid wing in plan without additional control of the lift does not provide the ability to increase aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes and, especially, to reduce the take-off and landing speed. The second is that two turbofan engines are mounted in wing nacelles having a midship area almost comparable to the midship area of the central part of the fuselage, also do not contribute to a decrease in aerodynamic drag, a decrease in specific fuel consumption and an increase in flight range, and if one of them fails, it also increases and asymmetry of horizontal traction. The third is that the triangular end parts of the wing have significant curvature and twist to increase its lifting force, which creates an acceptable course of end stall, but the triangular shape of the wing in terms of worsens the natural laminar supersonic flow around its profile on external surfaces, since the triangular wing is larger total located to the end breakdown. The fourth is that the vertical twin-tail plumage does not provide longitudinal-transverse stability, and to improve this, the aircraft fuselage has an increased length, almost twice the wingspan, which significantly increases its weight.
Известен сверхзвуковой стратегический самолет модели В-70 «Валькирия» (США), имеющий планер, выполненный из титановых сплавов и по схеме «бесхвостка» с передним горизонтальным оперением и низкорасположенным треугольным крылом, имеющим отклоняемые в вертикальной плоскости вниз треугольные развитые законцовки, содержит фюзеляж, турбореактивные двухконтурные двигатели форсажные, смонтированные в общей гондоле под центропланом, двухкилевое вертикальное оперение и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой и главными опорами.Famous supersonic strategic aircraft model V-70 "Valkyrie" (USA), having a glider made of titanium alloys and according to the "tailless" pattern with front horizontal tail and a low-lying triangular wing, having triangular developed wingtips deflected in the vertical plane, contains a fuselage, afterburner turbojet engines mounted in a common nacelle under the center section, two-keel vertical tail and three-wheeled landing gear retractable with bow and main bearings.
Признаки совпадающие - наличие того, что треугольное в плане крыло со стреловидностью по передней кромке +65,6°, имеющее при его размахе Lкр=32,0 м удлинение λ=1,75 и тонкий профиль с относительной толщиной 2,5%, оснащено впереди крыла передним горизонтальным оперением (ПГО), увеличивающим несущую способность комбинации «ПГО-крыло», и выполнено с отклоняемыми на 65° вниз его развитыми законцовками, удерживающими под крылом сверхзвуковую ударную волну. Отклонение треугольных в плане законцовок во время полета вниз давало сразу три эффекта: дополнительные треугольные кили, повышающие путевую устойчивость, позволили уменьшить размеры вертикального оперения, а сокращение площади задней части крыла уменьшало свойственное треугольному крылу смещение фокуса подъемной силы назад при увеличении скорости, снижая тем самым балансировочное сопротивление в сверхзвуковом полете. Из-за кинетического нагрева при высокой скорости (при числе Маха, равном М=3,03, некоторые части планера нагревались до 320°С) самолет В-70 был сконструирован из титановых и стальных сотовых панелей. Для улучшения обзора при заходе на посадку верхняя панель носовой части его фюзеляжа перед лобовым стеклом опускалась. Силовая установка с шестью ТРДД, смонтированными в задней части фюзеляжа в общей гондоле под центропланом, имела на форсажном режиме при взлетном его весе 236,34 т тяговооруженность до 0,322 и обеспечивала на высоте 23,0 км максимальную скорость полета до 3187 км/ч и дальность полета до 5499 км. Общая гондола разделена на левую и правую части так, что образует два плоских воздухозаборника, имеющих на верхних стенках каждого из них регулируемые поверхности, обеспечивающие необходимое торможение потока воздуха, и шесть створок, регулирующих сечение их прохода, чем достигаются оптимальные условия эксплуатации шести ТРДД во всем диапазоне чисел M от трансзвуковых до сверхзвуковых скоростей его полета.The signs are the same - the presence of a triangular wing with a sweep along the leading edge of + 65.6 °, with its span L cr = 32.0 m, elongation λ = 1.75 and a thin profile with a relative thickness of 2.5%, it is equipped with a front horizontal tail unit (PGO) in front of the wing, which increases the bearing capacity of the “PGO-wing” combination, and is made with its developed wingtips deflected 65 ° downward, holding a supersonic shock wave under the wing. The deviation of the triangular in terms of endings during the downward flight yielded three effects at once: additional triangular keels, which increase the directional stability, made it possible to reduce the size of the plumage, and the reduction in the area of the rear part of the wing reduced the inward shift of the focus of the lifting force backward with increasing speed, thereby reducing balancing resistance in supersonic flight. Due to kinetic heating at high speed (with a Mach number equal to M = 3.03, some parts of the airframe were heated to 320 ° C), the B-70 aircraft was constructed from titanium and steel honeycomb panels. To improve visibility during approach, the upper panel of the bow of its fuselage was lowered in front of the windshield. The power plant with six turbofan engines mounted in the rear of the fuselage in a common nacelle under the center section, had afterburning with its take-off weight of 236.34 tons and a thrust weight ratio of up to 0.322 and provided a maximum flight speed of 3187 km / h and a range of 23.0 km flight up to 5499 km. The common nacelle is divided into left and right parts so that it forms two flat air intakes having adjustable surfaces on the upper walls of each of them that provide the necessary braking of the air flow, and six flaps that regulate their passage section, thereby achieving optimal operating conditions for six turbojet engines in the whole the range of numbers M from transonic to supersonic speeds of its flight.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что треугольное в плане крыло с отклоняемыми законцовками также ухудшает естественное ламинарное сверхзвуковое обтекание профиля крыла, что не способствует за счет преждевременного срыва потока с его концов повышению аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов. Вторая - это то, что использование закрылков ПГО для парирования момента тангажа, возникающего при взлетно-посадочном зависании элевонов крыла, предопределяло преждевременный срыв потока с ПГО при скорости полета М<0,88 и даже при отклонении расположенных на нем закрылков и, как следствие, приводило к довольно сильной тряске самолета на малых скоростях. Третья - это то, что отклоняемые вниз треугольные концевые части крыла для увеличения компрессионной подъемной его силы остается противоречивой теорией, и на сегодняшний день В-70 «Валькирия» - единственный самолет такого размера, когда-либо имевший гидравлически отклоняемые части крыла площадью 48,39 м2 (с размахом более 6 м по задней кромке), которые были самым большим подвижным аэродинамическим устройством из когда-либо используемых, что усложняет конструкцию и ухудшает надежность. Четвертая - это то, что на взлетно-посадочных режимах вертикальное двухкилевое оперение не обеспечивает продольно-поперечной стабильности, и для улучшения этого фюзеляж самолета имеет увеличенную длину, почти вдвое превышающую размах крыла, что значительно увеличивает его массу и предопределяет высокую посадочную скорость до 296 км/ч.Reasons that impede the task: the first is that a triangular wing with deflectable tips also worsens the natural laminar supersonic flow around the wing profile, which does not contribute to an increase in aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes due to premature flow stall. The second is that the use of PGO flaps to counter the pitch moment arising during take-off and hovering of wing elevons predetermined a premature stall of the flow from PGO at a flight speed of M <0.88 and even when the flaps located on it deviated and, as a result, led to a pretty strong shaking of the aircraft at low speeds. The third is that the triangular wing end parts deflected downward to increase its compressive lifting force remain a contradictory theory, and today the V-70 Valkyrie is the only aircraft of this size that ever has a hydraulically deflectable wing part with an area of 48.39 m 2 (with a span of more than 6 m along the trailing edge), which were the largest movable aerodynamic device ever used, which complicates the design and impairs reliability. The fourth is that in take-off and landing modes, vertical two-keel plumage does not provide longitudinal-transverse stability, and to improve this, the aircraft fuselage has an increased length that is almost twice the wing span, which significantly increases its weight and predetermines a high landing speed of up to 296 km / h
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является сверхзвуковой самолет проекта «Артемида» Университета Центральной Флориды, г. Орландо (США) [1], имеющий планер, выполненный из титановых сплавов, переднее горизонтальное оперение, двухкилевое вертикальное оперение и систему параллельно размещенных крыльев, объединяющую низкорасположенное переднее крыло, имеющее концевые крылышки, соединенные по дуге с концами высокорасположенного заднего крыла, корневые части которого в свою очередь соединены с соответствующими концами, отклоненными наружу, вертикальных килей, содержит фюзеляж, форсажные турбореактивные двухконтурные двигатели, смонтированные в гондолах на конце и верхней части фюзеляжа, и трехопорное колесное шасси, убирающееся с носовой и главными опорами.Closest to the proposed invention is a supersonic aircraft of the project "Artemis" of the University of Central Florida, Orlando (USA) [1], having a glider made of titanium alloys, front horizontal tail, two-pitch vertical tail and a system of parallel wings, combining a low-located front wing with end wings, connected in an arc with the ends of the high rear wing, the root parts of which are in turn connected to their respective ends, GOVERNMENTAL outwardly, vertical fins comprises a fuselage afterburner Turbofan engines that are mounted in nacelles at the top end and the fuselage, and a wheeled tricycle landing gear, retractable with bow and the main supports.
Признаки совпадающие - наличие того, что треугольное в плане крыло, имеющее при его размахе Lкр=19,57 м удлинение λ=2,1 и тонкий профиль с относительной толщиной 2,5%, оснащено впереди крыльев передним горизонтальным оперением (ПГО), увеличивающим несущую способность комбинации «ПГО-крылья», и выполнено с серповидной в плане задней его кромкой в системе крыльев замкнутой конструкции (КЗК). Второе высокорасположенное в системе КЗК стреловидное крыло, имеющее также серповидную в плане заднюю его кромку, совмещенную при виде сверху с аналогичной кромкой треугольного крыла, смонтировано параллельно последнему по схеме биплана с объединенными их концами вертикальными концевыми крылышками, повышающими площадь неразвитых вертикальных поверхностей двукилевого оперения. Кроме того, система КЗК с повышенной подъемной силой позволит самолету садиться, снизив до минимума мощность реактивных двигателей, что позволит сократить и уровень шума на 35 децибел. При этом система КЗК, треугольное и стреловидное из которых способны также уменьшить индуктивное сопротивление, что приводит к снижению расхода топлива и возможности при преодолении самолетом звукового барьера улучшения бесшумности полета. Силовая установка с двумя ТРДД, смонтированными в двух гондолах на верхней части и конце фюзеляжа, должна обеспечить на форсажном их режиме при взлетном его весе 40823 кг тяговооруженность до 0,43, что позволит на высоте 15,5 км создать максимальную скорость полета до 1486 км/ч и дальность полета до 7800 км.The signs are the same - the presence of a triangular wing in plan, having at its span L cr = 19.57 m an elongation of λ = 2.1 and a thin profile with a relative thickness of 2.5%, is equipped with front horizontal plumage in front of the wings, increasing the bearing capacity of the combination "PGO-wings", and is made with a crescent in terms of its trailing edge in the system of wings of a closed structure (KZK). The second swept wing located in the KPC system, which also has a crescent-shaped posterior edge, combined when viewed from above with a similar edge of the triangular wing, is mounted parallel to the latter according to the biplane pattern with the vertical end wings connected at their ends, increasing the area of the undeveloped vertical surfaces of the two-tail plumage. In addition, the KPC system with increased lift will allow the aircraft to land, reducing to a minimum the power of jet engines, which will reduce the noise level by 35 decibels. At the same time, the KPC system, the triangular and arrow-shaped ones of which are also able to reduce inductive resistance, which leads to lower fuel consumption and the possibility, when the aircraft overcomes the sound barrier, to improve flight noiselessness. A power plant with two turbojet engines mounted in two nacelles on the upper part and the end of the fuselage should provide thrust-weight ratio of up to 0.43 in the afterburner mode with its take-off weight, which will allow creating a maximum flight speed of up to 1486 km at an altitude of 15.5 km / h and flight range up to 7800 km.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что нижнее треугольное крыло с серповидной в плане задней его кромкой является нижним крылом в схеме биплана, в которой ярусное расположение разнотипных крыльев ухудшает естественное ламинарное сверхзвуковое обтекание профиля каждого крыла, так как между этими крыльями был маленький зазор, и большой объем воздуха, проходя через него во время преодоления звукового барьера, падал до уровня, который не мог обеспечить сохранение достаточной подъемной силы, что не способствует повышению аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов. Вторая - это то, что второе высокорасположенное стреловидное крыло, имеющее также серповидную в плане заднюю его кромку, смонтировано параллельно первому низкорасположенному крылу и, имея меньшую его площадь, не улучшало свойственное треугольному крылу большей площади смещение фокуса подъемной его силы назад при достижении сверхзвуковой скорости, ухудшая тем самым балансировочное сопротивление в сверхзвуковом его полете. Третья - это то, что форсажные ТРДД располагаются в гондолах на верхней части и конце фюзеляжа и их передними частями между двумя килями хвостового оперения, что это в какой-то мере «изолирует» производимый ими шум, но реактивные струи и, особенно, на форсажных режимах их работы направлены назад и к земле, а параллельно расположенные крылья системы КЗК и кили не отводят звуковые удары, возникающие в момент преодоления звукового барьера, назад. Четвертая - это то, что на взлетно-посадочных режимах вертикальное двухкилевое оперение не обеспечивает продольно-поперечной стабильности, и для улучшения этого фюзеляж самолета имеет увеличенную длину, почти вдвое превышающую размах крыла, что весьма увеличивает его массу.Reasons that impede the task: the first is that the lower triangular wing with a crescent-shaped posterior edge is the lower wing in the biplane scheme, in which the tiered arrangement of different types of wings worsens the natural laminar supersonic flow around the profile of each wing, since there was between a small gap, and a large amount of air passing through it during overcoming the sound barrier, fell to a level that could not ensure the maintenance of sufficient lifting force, which does not contribute to increased aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes. The second one is that the second highly located swept wing, which also has a crescent-shaped posterior edge, is mounted parallel to the first low-lying wing and, having a smaller area, did not improve the shift of the focus of the lifting force backward inherent to the larger wing, when the supersonic speed is reached, thereby worsening the balancing resistance in its supersonic flight. The third is that afterburned turbojet engines are located in gondolas at the top and end of the fuselage and their front parts between two tail fins, which to some extent “isolates” the noise they produce, but jet jets, and especially on afterburners their operating modes are directed back to the ground, while parallel wings of the KPC system and keels do not deflect sound strikes that occur when the sound barrier is overcome, back. The fourth is that in takeoff and landing modes, vertical two-keel plumage does not provide longitudinal-transverse stability, and to improve this, the aircraft fuselage has an increased length, almost twice the wing span, which greatly increases its weight.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше сверхзвуковом самолете проекта «Артемида» улучшения естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профиля системы крыльев, располагающей формой в плане, однотипной форме нижнего крыла, и повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов, решения на сверхзвуковых скоростях полета проблемы увеличения продольного наклона на пикирование при смещении назад аэродинамического фокуса крыльев, а также уменьшения сопротивления от балансировки и звукового удара при преодолении самолетом звукового барьера, но и повышения бесшумности полета.The proposed invention solves the problem in the aforementioned supersonic aircraft of the Artemis project to improve the natural laminar supersonic flow around the profile of the wing system, having a plan shape, the same shape of the lower wing, and increase aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes, to solve the problem of increasing longitudinal flight at supersonic flight speeds tilt to dive when shifting the aerodynamic focus of the wings backward, as well as reducing drag from balancing and sounds first strike at aircraft breaking the sound barrier, but also enhance the quietness of the flight.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного сверхзвукового самолета проекта «Артемида», наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он, имея продольную компоновку триплана с разнонаправленными в поперечной плоскости стреловидными крыльями замкнутой конструкции, имеющими наплывы и переменные стреловидности передних и задних их кромок как нижнего, так и верхнего крыла, консоли которых, смонтированные соответственно с положительным и отрицательным углами их поперечного V, имеют с каждой стороны соответствующие нижний и верхний их концы, выполненные соответственно с большей и меньшей концевыми хордами, объединены стреловидными концевыми крылышками, имеющими равновеликие хорды с соответствующими концевыми хордами крыльев, и оснащенными круглого сечения гондолами двигателей, передние и задние части которых смонтированы в соответствующих изломах соответственно по низу левого и правого округленных изломов заднего крыла типа "чайка" и по верху левого и правого округленных изломов стабилизатора U-образного оперения, имеющего на левой и правой его консолях как внутренние рулевые поверхности, размещенные от внутренних бортов соответствующих гондол, так и переднюю и заднюю кромки, каждая из которых, имея переменную стреловидность от внутренней части к внешней с большим углом ее стреловидности, размещены в плане параллельно соответствующим как скосам передних и задних частей соответствующих гондол, так и соответствующим кромкам заднего крыла типа "чайка", передняя кромка последнего совмещена в плане с задней кромкой переднего крыла, при этом с целью улучшения естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех близко расположенных в продольном направлении несущих поверхностей: двух крыльев и стабилизатора, расположенных со сдвигом и по вертикали, и по горизонтали как бы в "шахматном порядке", а первые два крыла, образующие как бы схему биплан-тандем, представляющую собой при виде спереди левую и правую трапециевидной формы рамки, имеющие высоту упомянутых вертикальных концевых крылышек, равную 30% средней аэродинамической хорде заднего крыла, оснащенного в плоскости корневой его части наплывами, причем упомянутое высокорасположенное переднее горизонтальное оперение, смонтированное с положительным углом поперечного V=+27° параллельно средней линии корневой части заднего крыла, снабженной в ее плоскости и от задней ее кромки обтекателями, и имеющее положительные углы стреловидности по передней и задней его кромкам соответственно χ=+72° и χ=+60°, образующие заостренное сужение его законцовок, и обеспечивающим с наплывами двух крыльев и обтекателями заднего крыла, имеющими соответственно положительную χ=+72°и отрицательную χ=-48° стреловидности, приемлемую их эффективность на режимах взлета-посадки, усиленную суперциркуляцией, позволяющей уменьшить потери на балансировку, а используя средства автоматики для отклонения рулевых поверхностей стабилизатора U-образного хвостового оперения, решать вопросы устойчивости и балансировки при изменении скорости с дозвуковой до сверхзвуковой скорости полета.Distinctive features of the present invention from the above-mentioned well-known supersonic aircraft of the Artemis project, closest to it, are the fact that it has a longitudinal layout of a triplane with closed-shaped swept wings in different directions in the transverse plane, having inflows and variable sweeps of their front and rear edges of both the lower and upper wings, the consoles of which, mounted respectively with positive and negative angles of their transverse V, have each with Orons corresponding to their lower and upper ends, respectively made with a larger and smaller end chords, are connected by arrow-shaped end wings having equal chords with corresponding end chords of the wings, and equipped with circular cross-sections by engine nacelles, the front and rear parts of which are mounted in the corresponding kinks respectively at the bottom left and right rounded fractures of the hind wing of the “seagull” type and on top of the left and right rounded fractures of the stabilizer of the U-shaped plumage, having on its left and right consoles, both the inner steering surfaces, located from the inner sides of the respective nacelles, and the front and rear edges, each of which, having a variable sweep from the inside to the outside with a large angle of sweep, are placed in parallel with the corresponding the bevels of the front and rear parts of the respective nacelles, and the corresponding edges of the rear wing of the “seagull” type, the front edge of the latter is aligned in plan with the rear edge of the front wing, while in order to improve natural laminar supersonic flow around the profiles of three closely spaced bearing surfaces: two wings and a stabilizer arranged with a shift both vertically and horizontally, as if in a “checkerboard pattern”, and the first two wings, forming a kind of biplane-tandem scheme, representing, in front view, the left and right trapezoidal frames with a height of the said vertical end wings equal to 30% of the average aerodynamic chord of the hind wing, equipped in the plane of the root e about the influx, moreover, the aforementioned highly placed front horizontal tail mounted with a positive transverse angle V = + 27 ° parallel to the midline of the root of the hind wing, provided with fairings in its plane and from its rear edge, and having positive sweep angles along its front and rear the edges, respectively, χ = + 72 ° and χ = + 60 °, forming a sharpened narrowing of its tips, and providing with the influx of two wings and fairings of the rear wing, respectively having a positive χ = + 72 ° and negative χ = -48 ° sweep, their acceptable efficiency at take-off and landing modes, enhanced by supercirculation, which allows to reduce balancing losses, and using automation to deflect the steering surfaces of the stabilizer of the U-shaped tail unit, solve stability and balancing issues when changing speed with subsonic to supersonic flight speeds.
Кроме того, с целью достижения формы вихревого следа и его распределения перетекания от переднего крыла меньшей площади к заднему крылу большей площади и увеличения эффективного размера вдоль оси симметрии трапециевидной формы в плане несущей общей системы крыльев, включающей наряду с передним стреловидным крылом располагающее формой в плане общей системы заднее трапециевидное крыло, имеющее заднюю кромку обратной переменной стреловидности и предопределяющее конечные вихри, интенсивность циркуляции которых соответствует изменению циркуляции системы крыльев, и которые необходимы для ослабления звукового удара, при этом переднее крыло, имеющее положительный угол стреловидности по передней его кромке χ=+48°, выполнено с углом положительной стреловидности по задней его кромке χ=+33°, а заднее трапециевидное в плане крыло, имеющее положительный угол стреловидности по передней его кромке χ=+33°, выполнено с углом отрицательной стреловидности по задней его кромке в корневой его части χ=-18° и имеет задний срез законцовок с углом отрицательной стреловидности по задней его кромке χ=-48°.In addition, in order to achieve the shape of the vortex wake and its distribution flowing from the front wing of a smaller area to the rear wing of a larger area and to increase the effective size along the axis of symmetry of the trapezoidal shape in terms of the supporting common wing system, including, along with the front swept wing, having a shape in terms of the common rear trapezoidal wing system with a trailing edge of the reverse variable sweep and predetermining the final vortices, the intensity of circulation of which corresponds to the change circulation of the wing system, and which are necessary to attenuate sound impact, while the front wing, having a positive sweep angle along its front edge χ = + 48 °, is made with a positive sweep angle along its rear edge χ = + 33 °, and the rear trapezoid in plan, a wing having a positive sweep angle along its front edge χ = + 33 ° is made with a negative sweep angle along its rear edge in its root part χ = -18 ° and has a back cut of tips with a negative sweep angle along its rear edge MKE χ = -48 °.
Кроме того, с целью упрощения конструкции самолет выполнен в виде моноплана с упомянутым трапециевидным малого удлинения крылом типа "чайка", имеющим положительный угол стреловидности по передней его кромке χ=+33° и передний срез законцовок с углом положительной стреловидности по передней его кромке χ=+60° и выполненным с углом отрицательной стреловидности по задней его кромке χ=-18°.In addition, in order to simplify the design, the aircraft is made in the form of a monoplane with the said trapezoidal small elongation wing of the "gull" type, having a positive sweep angle along its front edge χ = + 33 ° and a front cut of the tips with a positive sweep angle along its front edge χ = + 60 ° and made with a negative sweep angle along its trailing edge χ = -18 °.
Кроме того, силовая установка, содержащая наряду с основными разгонно-маршевыми подкрыльными двигателями, оснащена по оси симметрии в кормовой части фюзеляжа маршевым вспомогательным прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД), снабженным сверхзвуковым воздухозаборником и соплом, конвертируемым в разгонный двигатель в комбинации с основными двигателями, имеющими каждый степень сжатия воздуха (πк) не менее 15,0 в статических условиях в их компрессорах высокого давления, которые оснащены системами отвода части объема сжатого воздуха и доставки его потока к вспомогательному ПВРД, использующему при взлете его основную камеру сгорания как дополнительную форсажную камеру, затем после взлета системы отвода сжатого воздуха от основных двигателей и его доставки к вспомогательному ПВРД перекрываются и, работая два основных двигателя, обеспечивают его полет на транс- и сверхзвуковых скоростях, при этом для обеспечения больших сверхзвуковых скоростей его полета на вспомогательном ПВРД установлен автоматический регулятор расхода топлива, реагирующий на изменение давления и температуры, причем топливо, подаваясь при достижении соответствующей сверхзвуковой скорости полета с числом Маха (M) M=1,51, воспламеняется с помощью запала и создается маршевая тяга вспомогательного ПВРД, обеспечивающего возможность использования его в полете как сверхзвукового самолета со скоростями, превышающими число M=1,51, и самолета с большими сверхзвуковыми скоростями, соответствующими числу M≥3,0, соответственно при работе одного вспомогательного ПВРД, имеющего подвод тепла в дозвуковом потоке, и всех трех двигателей его комбинированной силовой установки.In addition, the power plant, which, along with the main accelerating and marching wing engines, is equipped on the axis of symmetry in the aft of the fuselage with a marching auxiliary ramjet engine equipped with a supersonic air intake and a nozzle that can be converted into an accelerating engine in combination with the main engines having each degree of air compression (π k ) of at least 15.0 under static conditions in their high pressure compressors, which are equipped with systems for removing part of the compressed air volume ear and delivery of its flow to the auxiliary ramjet, which uses its main combustion chamber as an additional afterburner during take-off, then, after take-off of the compressed air exhaust system from the main engines and its delivery to the auxiliary ramjet, they are closed and, when the two main engines are operated, they are trans - and supersonic speeds, and in order to ensure high supersonic speeds of its flight, an automatic fuel consumption controller is installed on the auxiliary ramjet, which responds to pressure changes temperature and, moreover, the fuel, supplied upon reaching the corresponding supersonic flight speed with the Mach number (M) M = 1.51, is ignited with the help of a fuse and a marching thrust of the auxiliary ramjet is created, which makes it possible to use it in flight as a supersonic aircraft with speeds exceeding the number M = 1.51, and the aircraft with high supersonic speeds corresponding to the number M≥3.0, respectively, when one auxiliary ramjet with heat supply in the subsonic flow, and all three engines of its comb nirovannoy powerplant.
Кроме того, что с целью отвода ударной волны от турбопрямоточных двигателей с осевым компрессором и от их воздухозаборников их гондолы для изменения площади входного их тракта выполнены с возможностью обеспечения комбинированного сжатия и автоматического перемещения конусообразного центрального осесимметричного тела вперед-назад, при этом для дополнительного всасывания или перепуска воздуха открываются заслонки и створки, размещенные в передней и задней части каждой подкрыльной гондолы, имеющей и регулируемую обечайку воздухозаборника, исключающую возможность возникновения нестационарного и автоколебательных режимов течения, но и эжектор, работающий с максимальным разрежением в донной области, создаваемым при угле полураствора эжектора 8°, причем кормовой автоматически регулируемый плоский воздухозаборник вспомогательного двигателя, обеспечивая устойчивую его работу в широком диапазоне скоростей и углов атаки, выполнен с подвижной рампой со щелями для слива пограничного слоя с ее плоскости и имеет верхнюю его часть с плоскостью для отсечения пограничного слоя воздуха с фюзеляжем, но и створки перепуска воздуха, при этом автоматически изменяя положение рампы - изменяется не только площадь входа воздушного потока, но и система скачков, возникающих при сверхзвуковых скоростях на передних кромках плоского воздухозаборника и на отдельных участках подвижной рампы, причем при достижении сверхзвуковой скорости полета подвижная рампа, выполняющая роль входной ступени компрессора, и каждое центральное тело автоматически сдвигаются, уменьшая площадь входа воздухозаборников соответствующих гондол, а истекающие при этом из их двигателей продукты сгорания несколько охлаждаются подачей потока воздуха за их турбины и некоторого увеличения тяги благодаря предварительному подогреву воздуха, обтекающего сопла, и поглощаются теплостойкими материалами, расположенными позади сопел на поверхностях стабилизатора и фюзеляжа соответственно основных и вспомогательного двигателей, имеющих на конце теплопоглощающие кожухи, снижая тепловые нагрузки на стенки сопел, уменьшает инфракрасное излучение и уровень шума истекающих газов.In addition, in order to divert the shock wave from turbo-exhaust engines with an axial compressor and from their air intakes, their nacelles for changing the area of their inlet tract are made with the possibility of providing combined compression and automatic movement of the cone-shaped central axisymmetric body back and forth, for additional suction or the air bypass opens the flaps and flaps located in the front and rear of each underwing gondola, which has an adjustable air intake ring rnika, which excludes the possibility of unsteady and self-oscillating flow regimes, but also an ejector working with a maximum vacuum in the bottom region created at an ejector half-angle of 8 °, and the feed engine’s aft automatically adjustable flat air intake, ensuring its stable operation in a wide range of speeds and angles attack, made with a movable ramp with slots for draining the boundary layer from its plane and has its upper part with a plane for cutting off the boundary layer air with the fuselage, but also the air bypass flaps, while automatically changing the position of the ramp - not only the air inlet area changes, but also the system of jumps that occur at supersonic speeds on the leading edges of the flat air intake and on individual sections of the movable ramp, and upon reaching At a supersonic flight speed, a movable ramp, which acts as an inlet stage of the compressor, and each central body are automatically shifted, reducing the inlet area of the air intakes of the corresponding l, and the combustion products flowing out of their engines are somewhat cooled by supplying an air flow for their turbines and some increase in thrust due to the preliminary heating of the air flowing around the nozzles, and are absorbed by heat-resistant materials located behind the nozzles on the surfaces of the stabilizer and fuselage of the main and auxiliary engines, having heat-absorbing housings at the end, reducing heat loads on the nozzle walls, reduces infrared radiation and the noise level of the outgoing gases.
Благодаря наличию этих признаков обеспечивается возможность программирования тяги двигателей комбинированной силовой установки (СУ), создающей различные режимы полета как сверхзвукового самолета с крыльями замкнутой конструкции, двухкилевым U-образным оперением при работающих двух основных ТРДД или одном вспомогательном ПВРД, так и самолета с большими сверхзвуковыми скоростями при работающих трех двигателях СУ. При этом он выполнен по аэродинамической схеме продольного триплана с разнонаправленными крыльями замкнутой конструкции, переднее из которых стреловидное в плане крыло и заднее крыло типа "чайка", имеющими переменные стреловидности передних и задних их кромок и консоли соответственно с положительным и отрицательным углами их поперечного V, нижние и верхние концы которых наряду с тем, что с каждой стороны между собой объединены стреловидными концевыми крылышками, выполнены с равновеликими соответствующими концевыми их хордами, и оснащенными гондолами ТРДД, передние и задние части которых смонтированы в округленных изломах соответственно под внутренней частью заднего крыла типа "чайка" и над внутренней частью стабилизатора переменной стреловидности U-образного оперения, имеющего на левой и правой консолях как корневые рулевые поверхности, так и переднюю и заднюю кромки, каждая из которых, имея переменную стреловидность от корневой части к концевой с большим углом стреловидности, размещена в плане параллельно соответствующим как скосам передних и задних частей соответствующих гондол, так и соответствующим кромкам заднего крыла типа "чайка", передняя кромка последнего совмещена в плане с задней кромкой переднего крыла.Due to the presence of these signs, it is possible to program the thrust of the engines of a combined power plant (SU), which creates various flight modes of both a supersonic airplane with closed wings, a two-keel U-shaped plumage with two main turbofan engines or one auxiliary ramjet, and an airplane with high supersonic speeds with three SU engines running. Moreover, it is made according to the aerodynamic scheme of a longitudinal triplane with multidirectional wings of a closed structure, the front of which is a swept wing and a seagull wing in plan, having variable sweeps of their front and rear edges and cantilever, respectively, with positive and negative angles of their transverse V, the lower and upper ends of which, along with the fact that on each side are interconnected by arrow-shaped end wings, are made with their respective corresponding end chords, and equipped TRDD gondolas, the front and rear parts of which are mounted in rounded kinks, respectively, under the inner part of the rear wing of the “seagull” type and over the inner part of the stabilizer of variable sweep of the U-shaped plumage, which has both root steering surfaces and the front and trailing edges, each of which, having a variable sweep from the root to the end with a large sweep angle, is placed in plan parallel to the corresponding bevels of the front and rear parts respectively stvuyuschih nacelles and to the edges of the rear wing type "gull", the leading edge of the last aligned in plane with the rear edge of the front wing.
Для естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех несущих поверхностей: двух крыльев и стабилизатора, расположенных со сдвигом и по вертикали, и по горизонтали как бы в "шахматном порядке", а первые два крыла, образующие как бы схему биплан-тандем, представляющую собой с каждой стороны при виде спереди трапециевидной формы соответствующую рамку, имеющую высоту упомянутых стреловидных концевых крылышек, равную 30% средней аэродинамической хорде заднего крыла. Поэтому только у такой системы крыльев, если форма вихревого их следа и его распределение перетекания изменится таким образом, что поперечные сечения вихревого следа под прямым углом к направлению воздушного потока всегда принимает форму или крыла, или однотипную ему форму системы КЗК, в которой течет воздух, то только размещение крыльев в схеме биплан-тандем со сдвигом одного крыла относительно другого в продольном направлении вдоль оси симметрии позволит достичь улучшения естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профиля каждого крыла как бы расположенного и по вертикали, и по горизонтали в "шахматном порядке" и, как следствие, как бы увеличивая зазоры по вертикали между как первым и вторым крылом, так и вторым крылом и стабилизатором, обеспечит и больший объем воздуха, проходящий через общий зазор с соответствующими перепадами во время преодоления звукового барьера, который также обеспечит сохранение достаточной подъемной силы. До создания газотурбинных прямоточных двигателей изменяемого цикла возможно взамен единой СУ использовать комбинированную СУ, содержащую наряду с основными двумя разгонно-маршевыми ТРДД, оснастить ее вспомогательным маршевым ПВРД, при этом последний, используя при взлете его основную камеру сгорания как дополнительную форсажную камеру, может конвертироваться и в разгонный двигатель в комбинации с основными ТРДД. Причем у ПВРД, рассчитанного на большие сверхзвуковые скорости полета с числом M≥3, торможение потока в воздухозаборнике производится до дозвуковых скоростей, т.е. подвод тепла осуществляется в дозвуковом потоке.For the natural laminar supersonic flow around the profiles of three bearing surfaces: two wings and a stabilizer arranged with a shift both vertically and horizontally, as if in a “checkerboard pattern”, and the first two wings, forming a kind of biplane-tandem, representing each side when viewed from the front in a trapezoidal shape corresponding frame having a height of the mentioned arrow-shaped end wings equal to 30% of the average aerodynamic chord of the rear wing. Therefore, only in such a system of wings, if the shape of their vortex wake and its flow distribution changes in such a way that the cross sections of the vortex wake at right angles to the direction of the air flow always take the form of either the wing, or the uniform form of the KPC system in which air flows, then only the placement of the wings in the biplane-tandem scheme with a shift of one wing relative to another in the longitudinal direction along the axis of symmetry will allow to improve the natural laminar supersonic flow around the profile to each wing, as it were, both vertically and horizontally in a “checkerboard pattern” and, as a result, as if increasing the vertical gaps between both the first and second wing, and the second wing and the stabilizer, will provide a larger volume of air passing through the total clearance with the corresponding differences during overcoming the sound barrier, which will also ensure the maintenance of sufficient lifting force. Prior to the creation of variable-speed gas turbine direct-flow engines, it is possible, instead of a single SU, to use a combined SU containing, along with the main two accelerating-march turbofan engines, equip it with auxiliary march ramjet, while the latter, using its main combustion chamber as an additional afterburner, can be converted and to the accelerating engine in combination with the main turbofan engines. Moreover, the ramjet, designed for large supersonic flight speeds with a number M≥3, deceleration of the flow in the air intake is performed to subsonic speeds, i.e. heat is supplied in a subsonic flow.
Предлагаемое изобретение сверхзвукового самолета с крыльями замкнутой конструкции (ССКЗК), имеющего систему из двух крыльев и комбинированную силовую установку (СУ), иллюстрируется общими видами, представленными на фиг. 1 и 2.The present invention of a closed-wing supersonic aircraft (WCCS) having a two-wing system and a combined power plant (SU) is illustrated by the general views shown in FIG. 1 and 2.
На фиг. 1 изображен ССКЗК, общий вид его спереди с задним крылом типа "чайка" и двухкилевым U-образным с размещенными наружу вертикальными оперениями.In FIG. 1 shows the SSCC, a general view of it from the front with a rear wing of the "gull" type and a two-keel U-shaped with vertical tailings placed outward.
На фиг. 2а изображен ССКЗК, общий вид его сверху с двумя стреловидными крыльями замкнутой конструкции и стреловидным стабилизатором U-образного оперения, имеющими переменные стреловидности передних и задних их кромок.In FIG. 2a shows the SSCC, a general view from above with two swept wings of a closed design and a swept stabilizer of a U-shaped plumage having variable sweeps of their front and rear edges.
На фиг. 2б изображен ССКЗК, общий вид его сверху со стреловидным и трапециевидным крыльями замкнутой конструкции и стреловидным стабилизатором U-образного оперения, имеющими переменные стреловидности передних и задних их кромок.In FIG. 2b shows the SSCC, a general view of it from above with arrow-shaped and trapezoidal wings of a closed design and arrow-shaped stabilizer of a U-shaped plumage, having variable sweeps of their front and rear edges.
Сверхзвуковой самолет с крыльями замкнутой конструкции, представленный на фиг. 1 и 2а, имеет конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов и с плавным сопряжением низкорасположенного стреловидного переднего крыла 1 его наплывов 2, имеющих стреловидность χ=+75°, и фюзеляжа 3, снабженного в носовой его части стреловидным ПГО 4. Высокорасположенное ПГО 4, имеющее положительные углы стреловидности по передней и задней его кромкам соответственно χ=+75° и χ=+70°, смонтировано по правилу площадей и с положительным углом поперечного V=+27° параллельно средней линии корневой части заднего крыла 5, выполненного по типу "чайка" и с обтекателями 6 обратной стреловидности. Нижние и верхние концы соответственно крыльев 1 и 5 с каждой стороны между собой объединены стреловидными концевыми крылышками 7. Переднее крыло 1 и заднее крыло 5 с наплывами 2, смонтированные по правилу площадей, имеют переменные стреловидности передних и задних их кромок, а их консоли, установленные соответственно с положительным и отрицательным углами их поперечного V, снабжены предкрылками (на фиг. 1 и 2а не показаны), закрылками нижнего 8 и верхнего 9 крыла с его флапперонами 10. Подкрыльные гондолы 11 реактивных двигателей, передние и задние части которых смонтированы в соответствующих изломах соответственно по низу левого и правого округленных изломов заднего крыла 5 типа "чайка" и по верху левого и правого округленных изломов стабилизатора 12 U-образного оперения 13, имеющего на левой и правой консолях внутренние и внешние рулевые поверхности, соответственно рули высоты 14 и направления 15, но и поверхности с теплостойкими материалами. Комбинируемая СУ, содержащая основные разгонно-маршевые форсажные ТРДД, оснащена вспомогательным маршевым ПВРД, смонтированным по оси симметрии в кормовой гондоле 16. При этом ПВРД, используя при взлете его основную камеру сгорания как дополнительную форсажную камеру, может конвертироваться и в разгонный двигатель в комбинации с работой двух ТРДД. В конструкции подкрыльных гондол 11 для изменения площади горла их воздухозаборников предусмотрено перемещение конусообразного центрального осесимметричного тела 17 вперед-назад. Вблизи передней части каждой крыльевой гондолы 11 для дополнительного всасывания или перепуска воздуха открываются дополнительные отверстия (на фиг. 1 и 2а не показаны). Конструкция надфюзеляжного плоского воздухозаборника 18 обеспечивает устойчивую работу вспомогательного ПВРД в широком диапазоне скоростей и углов атаки. Автоматически регулируемый воздухозаборник 18, выполненный с подвижной рампой со щелями для слива пограничного слоя с ее плоскости, имеет верхнюю его часть с плоскостью для отсечения пограничного слоя воздуха с фюзеляжем 3 и створки перепуска воздуха. При изменении положения рампы изменяется не только площадь входа воздушного потока, но и система скачков, возникающих при сверхзвуковых скоростях на передних кромках воздухозаборника 18 и на отдельных участках подвижной рампы. Поэтому при достижении скорости полета, соответствующей числу M=1,42, подвижная рампа, выполняющая роль входной ступени компрессора, и каждое центральное тело 17 автоматически сдвигаются, уменьшая площадь входа, отводят ударную волну соответственно от гондол ПВРД 16 и ТРДД 11 и от их воздухозаборников. В комбинируемой СУ истекающие из ТРДД и ПВРД продукты сгорания несколько охлаждаются подачей воздуха за их турбины и некоторого увеличения тяги благодаря подогреву воздуха, обтекающего сопла, и поглощаются теплостойкими материалами, расположенными позади сопел соответственно основных ТРДД и вспомогательного ПВРД, имеющих на конце теплопоглощающие кожухи, снижая тепловые нагрузки на стенки сопел, уменьшает инфракрасное излучение и уровень шума истекающих газов. Шасси убирающееся трехопорное с вспомогательной носовой опорой и колесом 19 убирается в нишу фюзеляжа 3, главные опоры с колесами 20 - в центроплан нижнего крыла 1.The closed-wing supersonic aircraft of FIG. 1 and 2a, has a glider structure made of titanium alloys and with smooth conjugation of the low-lying swept
Управление многоцелевым ССКЗК при взлете-посадке и при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета обеспечивается отклонением рулевых поверхностей 10, 14 и 15. Для соответствующего взлета и посадки на поверхность земли (палубы корабля) используются колеса 19 и 20 убирающегося шасси. При этом подъемная сила создается ПГО 4, крылом 1 и крылом 5 типа "чайка" с обтекателями 6 обратной стреловидности, а горизонтальная реактивная тяга - двумя ТРДД 11 и одним ПВРД 16. Поверхности управления тангажом - флаппероны 10 с синфазным отклонением рулей 15 и рули высоты 14 улучшают управляемость соответственно при транс- и сверхзвуковой скорости. Система КЗК с крылом 1 и крылом 5 с наплывами 2 большой общей площади в комбинации с ПГО 4 позволяют при взлете значительно уменьшить длину разбега. Поскольку прирост подъемной силы от ПГО 4 на режимах взлета будет значительно больше (примерно в два раза) за счет большого момента от ПГО и соответствующего ему большого отклонения закрылков 8 и 9, то при транс- и сверхзвуковых режимах полета расположенные сзади и с внешних сторон мотогондол 11 двух ТРДД горизонтальные 12 и вертикальные 13 поверхности U-образного оперения улучшают устойчивость в продольном канале. Кроме того, наплывы 2 и обтекатели 6 крыльев 1 и 5 создают дополнительную подъемную силу и их эффективность как несущих поверхностей, достигается максимум в полете с большими сверхзвуковыми скоростями, когда подъемная сила требуется главным образом для того, чтобы парировать тенденцию к увеличению продольного наклона на пикирование при смещении назад аэродинамического фокуса и для уменьшения сопротивления от балансировки. Дополнительная подъемная сила от наплывов 2 создается у передней части фюзеляжа 3, это позволяет, повышая аэродинамическое качество, не отклонять вверх флаппероны 10 крыла 5, а достаточно, уменьшая потери на балансировку, небольшого отклонения вверх рулей высоты 14. После взлета и набора высоты производится со сверхзвуковой скоростью его полет, при котором работает в комбинированной СУ один ПВРД или два ТРДД и путевое управление обеспечивается дифференциальным отклонением рулей направления 15 U-образного оперения 13 (см. фиг. 2а). Продольное и поперечное управление может осуществляться соответственно рулевыми поверхностями - синфазным отклонением рулей высоты 14 (или флапперонов 10, или рулей направления 15) и дифференциальным - флапперонов 10. Для достижения на сверхзвуковых скоростях безопасных летных характеристик в его гидравлической и топливной системах максимально применены паяные их соединения, а при заправке системы топливом удаляют из него кислород и в полете надувают его топливные баки азотом.The control of the multi-purpose SSKZK during take-off and landing and at subsonic and supersonic flight speeds is provided by the deviation of the
Для повышения скорости полета в его СУ включаются два ТРДД с ПВРД, и производится полет на больших сверхзвуковых скоростях (с числом М>3). Поскольку в такой СУ удельный расход топлива может изменяться в более широких пределах, чем потери в самой СУ, то это обстоятельство используется, чтобы оптимизировать ее конструкцию и удельный расход топлива. Потому что для ТРДД, при прочих равных условиях, удельный расход топлива увеличивается при уменьшении тяги и, особенно, в разы при использовании форсажной камеры. Поэтому конвертируемость СУ позволяет оптимизировать эффективность крейсерского полета ССКЗК путем соответствующего программирования тяги: работают два ТРДД, один ПВРД или все три, используемые в полете на транс- и сверхзвуковых, но и больших сверхзвуковых скоростях, будут работать на режиме, близком к максимальному, и, следовательно, будут иметь низкий удельный расход топлива, что и обеспечит большую дальность сверхзвукового полета.To increase the flight speed, two turbofan engines with ramjet engines are included in its control system, and a flight is performed at high supersonic speeds (with the number M> 3). Since the specific fuel consumption in such a control system can vary within wider limits than the losses in the control system itself, this circumstance is used to optimize its design and specific fuel consumption. Because for turbofan engines, ceteris paribus, specific fuel consumption increases with a decrease in traction and, especially, at times when using an afterburner. Therefore, the convertibility of the SU allows optimizing the efficiency of the SSCZK cruise flight by appropriate thrust programming: two turbofan engines, one ramjet, or all three used in flight at trans and supersonic, but also high supersonic speeds, will operate at a mode close to maximum, and, therefore, they will have a low specific fuel consumption, which will provide a large supersonic flight range.
Таким образом, многоцелевой ССКЗК с комбинированной СУ и системой КЗК с ПГО позволяет, программируя тягу СУ в соответствии с режимами полета, достигать высокого аэродинамического качества и взлетно-посадочных характеристик, большого уровня безопасности и высокой степени наработки на отказ двигателей. В конструкции его планера широко используются наплывы и обтекатели для обеспечения достаточной устойчивости и уменьшения сопротивления от балансировки на различных режимах полета. Кроме того, объединение аэродинамических обводов конструкции его планера в интегральную компоновку с двумя поверхностями управления тангажом и обеспечение естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профиля каждого крыла позволяют уменьшить на 30% лобовое сопротивление, что создает возможность достижения больших сверхзвуковых скоростей (с числом М>3) на высоте полета не ниже 18 км. В качестве основного конструкционного материала планера может быть применен титан и титановые сплавы в виде панелей с сотовым заполнителем. Очевидно то, что, выполнив планер с покрытием его поверхностей радиопоглощающими материалами, это позволит реализовать возможность его малозаметности в радиолокационном, инфракрасном и визуальном диапазонах, но и предусмотреть в блочно-модульной его конструкции варианты исполнений, например, беспилотного ССКЗК-разведчика, одноместных ССКЗК-перехватчика и сверхманевренного ССКЗК. В СУ последнего используются основные ТРДД с форсажной камерой и УВТ, повышающие маневренность, но при этом создающие и явное увеличение инфракрасного излучения. В дальнейшем с созданием газотурбинных прямоточных двигателей изменяемого цикла, которые как минимум на 20% экономичнее современных ТРДД, обеспечивающих сверхзвуковой полет, позволит в перспективе использовать их в многоцелевых ССКЗК нового поколения со скоростями, соответствующими числу М=4,5…5, и с дальностью полета до 12…14 тыс. км.Thus, the multi-purpose SSKZK with combined SU and the KZK system with PGO allows, by programming the SU thrust in accordance with flight modes, to achieve high aerodynamic quality and takeoff and landing characteristics, a high level of safety and a high degree of MTBF. In the design of its airframe, inflows and fairings are widely used to ensure sufficient stability and reduce drag from balancing in various flight modes. In addition, combining the aerodynamic contours of its airframe design into an integrated layout with two pitch control surfaces and providing a natural laminar supersonic flow around the profile of each wing can reduce drag by 30%, which makes it possible to achieve high supersonic speeds (with the number M> 3) at a height flight not lower than 18 km. As the main structural material of the airframe, titanium and titanium alloys in the form of panels with a honeycomb core can be used. Obviously, having performed a glider with a coating of its surfaces with radar absorbing materials, this will make it possible to make it inconspicuous in the radar, infrared and visual ranges, but also provide for options in its modular design, for example, unmanned SSCZK reconnaissance, single-seat SSCZK- interceptor and super maneuverable SSKZK. In the control system of the latter, the main turbofan engines with afterburner and air-breathing apparatus are used, which increase maneuverability, but at the same time create a clear increase in infrared radiation. In the future, with the creation of variable-speed gas turbine direct-flow engines, which are at least 20% more economical than modern turbojet engines providing supersonic flight, it will be possible in the future to use them in a new generation of multi-purpose SSKZK with speeds corresponding to the number M = 4.5 ... 5 and with a range flights up to 12 ... 14 thousand km.
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015106085/11A RU2591102C1 (en) | 2015-02-20 | 2015-02-20 | Supersonic aircraft with closed structure wings |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015106085/11A RU2591102C1 (en) | 2015-02-20 | 2015-02-20 | Supersonic aircraft with closed structure wings |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2591102C1 true RU2591102C1 (en) | 2016-07-10 |
Family
ID=56372292
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015106085/11A RU2591102C1 (en) | 2015-02-20 | 2015-02-20 | Supersonic aircraft with closed structure wings |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2591102C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109612340A (en) * | 2019-01-30 | 2019-04-12 | 杭州牧星科技有限公司 | A kind of high stealthy target drone of high speed high maneuver |
| RU2690142C1 (en) * | 2018-05-07 | 2019-05-30 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Unmanned aerial missile system and method of its application |
| RU2692742C1 (en) * | 2018-01-09 | 2019-06-26 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Supersonic low-visibility aircraft-helicopter |
| CN114450224A (en) * | 2019-07-01 | 2022-05-06 | 张传瑞 | Aerodynamic techniques and methods for performing quieter supersonic flight |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6921045B2 (en) * | 2003-10-30 | 2005-07-26 | Supersonic Aerospace International, Llc | Supersonic aircraft with channel relief control |
| RU2432299C2 (en) * | 2009-11-05 | 2011-10-27 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Supersonic convertible aircraft |
-
2015
- 2015-02-20 RU RU2015106085/11A patent/RU2591102C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6921045B2 (en) * | 2003-10-30 | 2005-07-26 | Supersonic Aerospace International, Llc | Supersonic aircraft with channel relief control |
| RU2432299C2 (en) * | 2009-11-05 | 2011-10-27 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Supersonic convertible aircraft |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2692742C1 (en) * | 2018-01-09 | 2019-06-26 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Supersonic low-visibility aircraft-helicopter |
| RU2690142C1 (en) * | 2018-05-07 | 2019-05-30 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Unmanned aerial missile system and method of its application |
| CN109612340A (en) * | 2019-01-30 | 2019-04-12 | 杭州牧星科技有限公司 | A kind of high stealthy target drone of high speed high maneuver |
| CN114450224A (en) * | 2019-07-01 | 2022-05-06 | 张传瑞 | Aerodynamic techniques and methods for performing quieter supersonic flight |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8186617B2 (en) | Aircraft having a lambda-box wing configuration | |
| US8485476B2 (en) | Discrete co-flow jet (DCFJ) airfoil | |
| RU2440916C1 (en) | Aircraft in integral aerodynamic configuration | |
| CN105035306A (en) | Jet-propelled flap lift augmentation joined wing system and aircraft thereof | |
| US20090014592A1 (en) | Co-flow jet aircraft | |
| US4691879A (en) | Jet airplane | |
| US10788047B2 (en) | Load-bearing members for aircraft lift and thrust | |
| US20160101852A1 (en) | Annular ducted lift fan VTOL aircraft | |
| RU2591102C1 (en) | Supersonic aircraft with closed structure wings | |
| EP3880555A1 (en) | Double wing aircraft | |
| CN105564633A (en) | Wing flap lift enhancement type joined-wing airplane with approximately horizontal rotation propellers | |
| CN103419933A (en) | Vertical take-off and landing aircraft with front wings and rear wings on basis of novel high-lift devices | |
| RU2432299C2 (en) | Supersonic convertible aircraft | |
| Petrov | Aerodynamics of STOL airplanes with powered high-lift systems | |
| CN205203366U (en) | Approximate level is rotated propeller wing flap lift -rising and is connected wing aircraft | |
| US20190300160A1 (en) | Multi-function strut | |
| US3497163A (en) | Supersonic aircraft | |
| CN103419923A (en) | Thrust gain device with high-speed wall attached air flow | |
| CN103419935A (en) | Vertical take-off and landing aircraft in saucer-shaped arrangement and based on novel high-lift device | |
| RU2614438C1 (en) | Supersonic convertible low-noise aircraft | |
| RU2297933C1 (en) | Ground-effect craft | |
| RU2605587C1 (en) | Supersonic convertible aircraft | |
| RU2605585C1 (en) | Supersonic low-noise aircraft with tandem wings | |
| RU2632782C1 (en) | Supersonic convertible airplane with x-shaped wing | |
| RU2621762C1 (en) | Supersonic convertiplane with x-shaped wing |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180221 |