Сверхзвуковой гражданский самолет

Полезная модель относится к гражданским сверхзвуковым самолетам (ГСС) с низким уровнем звукового удара (ЗУ), предназначенным для совершения крейсерского сверхзвукового полета над населенной сушей. В зависимости от исполнения салона, полезная модель сверхзвуковой гражданский самолет (СГС) может являться как сверхзвуковым деловым самолетом (СДС), так и сверхзвуковым пассажирским самолетом (СПС). Полезная модель предназначена для создания СГС с максимальной взлетной массой 100-140 т, с широким спектром транспортных задач, с уровнем звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полете не более 72 dBA (в A-SEL метрике), шума при взлете и посадке в соответствии с действующими нормами ИКАО для реактивной гражданской авиации (глава 14). В рамках одной конфигурации, характеризуемой фиксированными параметрами внешних обводов, силовой установкой и максимальной взлетной массой, за счет изменения состава оборудования салона, предложена полезная модель для двух вариантов самолета - СДС с возможностью размещения до 20 пассажиров в салоне 1-го класса с VIP-зоной и СПС с возможностью размещения до 90 пассажиров в салоне смешанного класса (1-ый класс + экономический).
отр
По предварительным оценкам самолет с уровнем громкости звукового удара на земле не более 72 dBA (в A-SEL метрике), определенным в условиях близких к условиям международной стандартной атмосферы (МСА), с коэффициентом отражения от поверхности земли k=2, может выполнять крейсерский сверхзвуковой полет над населенной сушей (над зоной жилой застройки) днем и с некоторыми ограничениями в ночное время (на определенной дистанции от зоны жилой застройки). Именно для выполнения крейсерского сверхзвукового полета над населенной сушей с уровнем громкости звукового удара на земле не более 72 dBA может служить полезная модель СГС.
крейс
0.5
Уровень громкости ЗУ известных сверхзвуковых пассажирских самолетов (СПС) первого поколения с максимальной взлетной массой G≈190 т, с М≈2.0, в начале крейсерского сверхзвукового полета составлял ≈105 dBA, перепад избыточного давления в головной ударной N-образной волне ΔР≈130 Па. Параметр погонной нагрузки по длине фюзеляжа или отношение массы к длине фюзеляжа СПС первого поколения, характеризующий теоретическую возможность реализации минимальных значений уровня звукового удара, составлял около G/L≈3 т/м. Уровень громкости ЗУ подобных по форме и взаимному размещению основных элементов компоновок, например, с максимальной взлетной массой ≈130 т может составить ≈87 dBA, перепад избыточного давления в головной ударной N-образной волне ΔР≈110 Па. Теоретически, перепад избыточного давления в головной ударной N-образной волне ΔP~G. Приемлемый для реализации полетов над населенной сушей в дневное время уровень громкости звукового удара не более 72 dBA теоретически достижим для подобных компоновок с N-образной ударной волной при массе не более 20 т. Таким образом, простое масштабирование размерности самолета, с заимствованием компоновочных решений СПС первого поколения (форма и взаимное расположение основных элементов самолета), не может дать желаемого результата. Для приближения значений громкости звукового удара к теоретически минимальным, при разработке ЛА, кроме рационального выбора величины параметра погонной нагрузки G/L необходимо применение существенных изменений в аэродинамической компоновке ЛА, форме и взаимному размещению его основных элементов - фюзеляжа, крыла, силовой установки и оперения.
Из теории звукового удара известно, что специальная трансформация N-образной ударной волны может обеспечить существенное снижение интенсивности ударной волны и уровня громкости звукового удара. Максимальный эффект достигается при трансформации как положительной, так и отрицательны фазы сигнатуры избыточного давления в ударной волне. При этом перепады избыточного давления в головной и замыкающей частях ударной волны должны быть меньше по абсолютной величине максимальных значений в положительной и отрицательной фазах, а дистанция во времени между головным ΔР и в магнитуде ΔPmax не менее 20 мс. Такая сигнатура избыточного давления в ударной волне близка по форме к сигнатуре ударной волны от эквивалентного летательному аппарату (ЛА) телу вращения с минимальным теоретическим значением уровня громкости звукового удара. Причем, эквивалентного по массе, длине и полетным параметрам - числу Маха и высоте полета ЛА. В современной технической литературе такие ударные волны называют модифицированными.
Все известные современные проекты ГСС (с максимальной взлетной массой более 100 т) с возможностью выполнения как пассажирских, так и деловых авиаперелетов, не обеспечивают в крейсерском сверхзвуковом полете уровень громкости звукового удара равный или менее 72 dBA.
Полезная модель предназначена для создания СГС с максимальной взлетной массой 100-140 т, с широким спектром транспортных задач, с уровнем громкости звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полете не более 72 dBA, шума при взлете и посадке в соответствии с действующими нормами ИКАО (глава 14). Параметр погонной нагрузки СГС составляет G/L≈1,75 т/м.
Известен аналог, относящийся к сверхзвуковым административным самолетам (патент RU 2391254 С2, МПК В64С 30/00, В64С 1/38, 2008). Этот сверхзвуковой административный самолет (САС) содержит фюзеляж, стреловидное крыло, вертикальное оперение, шасси и силовую установку, состоящую из двух двигателей, сверхзвуковых воздухозаборников и сопел. Передняя часть фюзеляжа выполнена с уплощенным носовым обтекателем, который плавно сопрягается с кабиной пилотов и пассажирским салоном с круговыми сечениями. Передняя кромка корневой секции крыла выполнена закругленной и плавно сопрягается с фюзеляжем. Задняя кромка корневой секции крыла выполнена с изломом. На конце выступающей за вертикальное оперение части выполнен руль высоты, который объединен с горизонтальным оперением с относительной площадью 3% от площади крыла. Крыло выполнено с положительной поперечной V-образностью 3-9°. Сверхзвуковые воздухозаборники размещены над верхней поверхностью крыла по бокам фюзеляжа, а перед воздухозаборниками крыло и фюзеляж выполнены с поджатием. Перед воздухозаборниками выполнены перфорированные участки для забора пограничного слоя. Сверхзвуковые воздухозаборники содержат механизм управляемого перепуска воздуха из канала слива пограничного слоя в канал воздуховода к двигателю. Критическое сечение сверхзвукового сопла расположено над верхней поверхностью фюзеляжа между двумя килями вертикального оперения. Плоское сопло выполнено с поворотной верхней створкой. Хвостовая часть фюзеляжа плавно переходит в плоскую в поперечном направлении поверхность и заканчивается рулем высоты. Хвостовой руль высоты содержит механизм смещения его вниз на взлетно-посадочных режимах. Оценки влияния предлагаемых авторами САС технических решений на уровень звукового удара на земле в виде формы сигнатур избыточного давления или оценок громкости звукового удара не представлены.
Оценки влияния, предлагаемых авторами САС, технических решений на уровень звукового удара на земле в виде формы сигнатур избыточного давления или оценок громкости звукового удара не представлены. Примененная в САС аэродинамическая схема размещения воздухозаборников над крылом, по бортам фюзеляжа, по мнению самих авторов, возможно приведет к проблемам с неравномерностью потока на входе в двигатели, связанной с «вихрями, сходящими с места сочленения крыла и фюзеляжа». Передняя часть фюзеляжа САС, выполненная с уплощенным носовым обтекателем, также не улучшает параметры потока перед силовой установкой, как при выполнении полета без скольжения, так и со скольжением.
Известен сверхзвуковой деловой самолет (СДС), описанный в патенте RU 2212360 С1, МПК В64С 30/00, В64С 1/00, 2003. СДС выполнен по аэродинамической схеме «утка» (с передним горизонтальным оперением). Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, крыло, расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку с установленным на ней вертикальным оперением, шасси. В месте соединения фюзеляжа с крылом на верхней части фюзеляжа выполнен косой срез, переходящий в горизонтальную площадку (подсечку), на которой расположены воздухозаборники силовой установки. Варианты отличаются различной поперечной V-образностью по размаху крыла. В первом случае корневая часть крыла с передним наплывом имеют нулевую поперечную V-образность, а консоли крыла имеют положительную поперечную V-образность. Во втором случае корневая часть крыла с передним наплывом имеют поперечную V-образность, большую, чем имеют консоли крыла. Изобретение направлено на улучшение шумовых характеристик. По мнению авторов, летательный аппарат, выполненный по предложенным схемам, будет иметь лучшие характеристики по уровню шума на местности по сравнению с аналогами и меньшие параметры звукового удара.
Расчетные оценки влияния предлагаемых авторами технических решений на уровень звукового удара на земле в виде формы сигнатур избыточного давления или оценок громкости звукового удара не представлены. Предложенная в описании изобретения к патенту аэродинамическая схема СДС с передним горизонтальным оперением не позволяет рассчитывать на трансформацию сигнатуры избыточного давления в отрицательной фазе ударной волны.
ПК
ПК
ПК
Известен, принятый за прототип, сверхзвуковой самолет, предназначенный для демонстрации в крейсерском сверхзвуковом полете уровня громкости ЗУ на земле не выше 65 dBA (патент RU 188859 U1, 2019). Этот сверхзвуковой самолет (СС) содержит фюзеляж, стреловидное крыло сложной формы в плане, расположенную сверху в хвостовой части фюзеляжа однодвигательную силовую установку, содержащую расположенный над фюзеляжем инверсный воздухозаборник, двигатель и сопло, горизонтальное и вертикальное оперения. Фюзеляж самолета имеет затупленную носовую часть. Наплыв крыла имеет дозвуковые передние кромки и поперечную V-образность 25°-27°. Наплыв крыла имеет излом по передней кромке со стреловидностями χ=76°-78° в бортовой части и χ=70°-72° в концевой. Консоли крыла со сверхзвуковыми передними кромками χ=43°-47° и поперечной V-образность -3°-2°. Инверсный воздухозаборник выполнен с системой отсоса пограничного слоя с клина слива. Поворотное горизонтальное оперение размещено в хвостовой части фюзеляжа, имеющего подсечку перед воздухозаборником, выполненную в виде поверхности с положительной поперечной V-образностью 5°-8°. Соотношение массы к длине самолета G/L≈0.69 т/м. Силовая установка с плоским регулируемым косым соплом с регулированием площади критического сечения сопла, установлена между двумя килями, снабженными рулями направления. В составе силовой установки СС один двигатель. Создание такого СС в ближайшей перспективе не представляется возможным из-за отсутствия двигателя.
Входное устройство СГС выполнено в виде двух пар инверсных нерегулируемых воздухозаборников, разделенных вертикальным клином слива пограничного слоя, с шириной 50%-55% от ширины одного воздухозаборника.
Предлагаемая полезная модель СГС рассматривает возможность «полной» модификации сигнатуры и реализацию уровня громкости звукового удара на земле не более 72 dBA в сверхзвуковом крейсерском полете при числах М=1,7-1,8, на высотах более 14 км для самолетов с максимальной взлетной массой 100-.140 т.
Задачей и техническим результатом полезной модели СГС является разработка аэродинамической схемы ГСС с максимальной взлетной массой 100-.140 т, обеспечивающего уровень громкости звукового удара на земле не более 72 dBA в крейсерском сверхзвуковом полете на высотах от 14 км до 19 км при числах М=1,7-1,8.
нос
нос
фюз
го
ПК
Задача и технический результат достигаются тем, что сверхзвуковой гражданский самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло сложной формы в плане, силовую установку, поворотное горизонтальное оперение, два вертикальных оперения с рулями направления, самолет выполнен с отношением массы к длине самолета G/L=1,7-1,8 т/м, силовая установка из спарки четырех двигателей, интегрированных в хвостовую часть фюзеляжа, расположена в плоскости симметрии самолета над крылом и фюзеляжем и содержит две пары инверсных нерегулируемых воздухозаборников внешнего сжатия, разделенных вертикальным клином слива пограничного слоя шириной 50%-55% от ширины одного воздухозаборника, с пакетом четырех плоских косых сопл с регулированием площади критического сечения и плоскими эжекторами в нижней части сопл, стреловидную подсечку перед воздухозаборниками, первая поверхность с положительным углом наклона к строительной горизонтали самолета 6°-7°, с положительной поперечной V-образностью и с закруглением в плоскости симметрии, вторая поверхность плоская и горизонтальная. Носовая часть фюзеляжа выполнена с близкими к круговым поперечными сечениям и удлинением λ=11 и с нарастанием площади поперечного сечения ds/dx=0,184-0,19, удлинением фюзеляжа λ=19,5-20, относительной площадью миделя фюзеляжа  с относительной площадью поворотного горизонтального оперения  и коэффициентом статического момента горизонтального оперения А=0,16-0,2. Поперечная V-образность консолей крыла со стреловидностью χ=45°-48° нулевая или отрицательная до -4-0.
Аэродинамическая схема СГС и основной технический результат в виде модифицированной ударной волны иллюстрируются на графических материалах:
на фигуре 1 показан вид с задней полусферы сверху;
на фигуре 2 показан вид с передней полусферы сверху;
на фигуре 3 показана N-образная сигнатура избыточного давления в ударной волне на земле;
на фигуре 4 показана модифицированная сигнатура избыточного давления в ударной волне на земле, характерная для аэродинамической схемы самолета, представленной в полезной модели.
ПК
Предлагаемая полезная модель (Фиг. 1, Фиг 2) содержит ряд технических решений и выполнена в нормальной аэродинамической схеме, с фюзеляжем сложной формы 1 с затупленной носовой частью 2, интегрированной в его верхнюю хвостовую часть гондолы силовой установки 3, с крылом сложной формы в плане 4, имеющим развитую поперечную V-образность в наплыве с дозвуковыми передними кромками 5 и 6 и близкую к нулевой или небольшую отрицательную V-образность консолей со сверхзвуковыми передними кромками 7, поворотное горизонтальное оперение 8 и двух килевое вертикальное оперение с рулями направления 9. В верхней части фюзеляжа имеется косой срез (подсечка), выполненный в виде поверхности 10 с положительным углом наклона к строительной горизонтали самолета 6°…7° и поперечной положительной V-образностью с закруглением в плоскости симметрии, переходящий в горизонтальную площадку 11 перед воздухозаборником силовой установки для размещения воздухозаборников 12 силовой установки, разделенных вертикальным клином слива пограничного слоя в плоскости симметрии самолета шириной 50%…55% от ширины одного воздухозаборника 13. Крыло сложной формы в плане 4 с стреловидностью передних кромок наплыва крыла 5 до первого излома χ=76°-78° и стреловидностью передних кромок наплыва крыла 6 до второго излома 71°-72°. Стреловидность передних кромок консолей 7 крыла 45°-48°. Наплывные части 5 и 6 крыла имеют развитую положительную поперечную V-образность 25°-27°. V-образность консолей 7 крыла минимальная или нулевая -4°-0. Силовая установка снабжена инверсными нерегулируемыми воздухозаборниками с системой отсоса 14 пограничного слоя с горизонтальных клиньев слива 15, плоскими косыми соплами с регулированием площади критического сечения и эжекторами на нижней панели сопла 16. В составе силовой установки (СУ) рассматривается ТРДД перспективной разработки ФГУП «ЦИАМ» ТРДЦ-РС с размером тяги 14000 кгс. В варианте с этими двигателями в составе СУ максимальная взлетная масса СГС оценена в ≈125 т.
ГО
ГО
отр
С целью обеспечения продольной статической устойчивости на дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых режимах полета, обеспечения приемлемой угловой скорости отрыва носового колеса на взлете, относительная площадь поворотного горизонтального оперения 8 (ГО) СГС составляет 0,15%-17% от площади крыла. В конфигурации с ϕ=0-2°, при значениях коэффициента статического момента горизонтального оперения 8 А=0,16-0,2, обеспечивается формирование модифицированной (фигура 4) ударной волны СДС/СПС на земле (с трансформацией положительной и отрицательной фаз сигнатуры, по сравнению с обычной N-образной волной (фигура 3)). Для реализации громкости звукового удара на земле не более 72 dBA, аэродинамическая схема СДС/СПС сформирована таким образом, что значения перепадов избыточного давления в головной и замыкающей частях ударной волны меньше значений максимального и минимального перепада давления в сигнатуре ударной волны (фигура 4). Причем, эта модификация сигнатуры сохраняется на протяжении всего крейсерского полета при изменении полетной массы от 115 т на высоте 14 км в начале, до 80 т и высоты 18 км в конце крейсерского сверхзвукового полета. Расчетные сигнатуры избыточного давления в ударных волнах на земле, определены в условиях близких к МСА, с коэффициентом отражения от поверхности земли k=2. В начале крейсерского сверхзвукового полета перепад избыточного давления в головной волне, определенный классическим методом (с нулевым временем нарастания возмущений), составляет около 24.6 Па, максимальный перепад избыточного давления в положительной фазе сигнатуры около 58 Па. Причем, дистанция во времени между этими значениями ΔР составляет более 20 мс. В конце крейсерского полета перепад избыточного давления в головной волне, определенный классическим методом, составляет около 24 Па, максимальный перепад давления в положительной фазе сигнатуры около 48 Па. Дистанция во времени между этими значениями ΔР также составляет более 20 мс. В начале и в конце крейсерского полета СГС достигается модификация сигнатуры в зоне положительных и отрицательных значений избыточного давления (фигура 4). Характер обычной N-образной сигнатуры избыточного давления в ударной волне на земле представлен на фигуре 3. По предварительным оценкам, громкость звукового удара на земле в начале и в конце крейсерского сверхзвукового полета СГС при числе М=1.8 на высотах от 14 км до 18 км составит не более 72 dBA и 66 dBA, соответственно в начале и в конце крейсерского сверхзвукового полета.
Предлагаемая полезная модель может быть использована при разработке аэродинамической схемы и основных элементов сверхзвукового гражданского самолета с максимальной взлетной массой 100 т-.140 т, с широким спектром транспортных задач, с возможностью размещения до 20 пассажиров в салоне 1-го класса с VIP-зоной и до 90 пассажиров в салоне смешанного класса, способного обеспечить высокий уровень летно-технических и экологических характеристик, безопасность эксплуатации на всех режимах полета