Сверхзвуковой пассажирский самолет

Полезная модель относится к сверхзвуковым пассажирским самолетам (СПС) с низким уровнем звукового удара (ЗУ), предназначенным для совершения крейсерского сверхзвукового полета над населенной сушей. Полезная модель предназначена для создания СПС с максимальной взлетной массой 250-270 тонн. Также полезная модель имеет уровень звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полете не более 75 dBA. Шум при взлете и посадке соответствует действующим нормам ИКАО для реактивной гражданской авиации.
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 отрицательной фазы сигнатуры избыточного давления в ударной волне. При этом перепады избыточного давления в головной и замыкающей частях ударной волны должны быть меньше максимальных значений в положительной и отрицательной фазах по абсолютной величине. Такая сигнатура избыточного давления в ударной волне близка по форме к сигнатуре ударной волны от эквивалентного летательному аппарату 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.
крейс
0.5
Уровень громкости ЗУ известных сверхзвуковых пассажирских самолетов первого поколения с максимальной взлетной массой около 190 тонн, с М≈2.0, в начале крейсерского сверхзвукового полета составлял примерно 105 dBA, перепад избыточного давления в головной ударной N-образной волне ΔР≈130 Па. Параметр погонной нагрузки по длине фюзеляжа (отношение массы самолета к длине его фюзеляжа) СПС первого поколения составлял около G/L≈3 т/м. Рассматриваемый параметр погонной нагрузки характеризует теоретическую возможность реализации минимальных значений уровня звукового удара. Очевидно, что уровень громкости ЗУ, при увеличении взлетной массы компоновок самолета с подобными формами и взаимным размещением основных элементов, может составить более 105 dBA. В таком случае и перепад избыточного давления в головной ударной N-образной волне ΔР>130 Па. Теоретически, перепад избыточного давления в головной ударной N-образной волне пропорционален значению квадратного корня массы летательного аппарата (ЛА) ΔP~G. Уровень громкости звукового удара не более 75 dBA теоретически достижим для подобных компоновок (с N-образной ударной волной) при массе ЛА не более 25 т. Таким образом, простое масштабирование размерности самолета, с заимствованием компоновочных решений от сверхзвуковых пассажирских самолетов первого поколения, не может дать желаемого результата. Кроме рационального выбора величины параметра погонной нагрузки G/L, необходимо существенно изменить аэродинамическую компоновку ЛА, например, форму фюзеляжа, крыла, положения оперения.
В настоящее время отсутствую современные проекты пассажирских сверхзвуковых ЛА с максимальной взлетной массой более 100 тонн. Проекты существующих гражданских сверхзвуковых самолетов (СПС первого поколения с максимальной взлетной массой более 100 т) не обеспечивают в крейсерском сверхзвуковом полете уровень громкости ЗУ равный 75 dBA и меньше.
Полезная модель предназначена для создания СПС с максимальной взлетной массой 250-270 тонн. Крейсерский сверхзвуковой полет осуществляется при числе М=1.6-1.8 на высотах Н=14-18 км. Уровень звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полете не более 75 dBA. Шум при взлете и посадке соответствует действующим нормам ИКАО. Параметр погонной нагрузки СПС составляет G/L≈2.65-2.75 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 углом поперечного V (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.
ГЧ
mах
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. Носовая часть фюзеляжа САС, в виду ее «уплощенной» формы, не обеспечит возможности реализации низких значений перепада избыточного давления в головной части ударной волны (ΔР) на земле (не более 25 Па) от начала и до конца крейсерского сверхзвукового полета. Предложенная авторами САС, поперечная V-образность крыла не обеспечит плавного нарастания положительных значений избыточного давления (ΔР) от значений в головной ударной волне до максимального значения (ΔР) в течении более 20 мс, приемлемые путевые и поперечные характеристики устойчивости на режимах взлета и посадки с боковым ветром до 20 м/с.
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 со сверхзвуковыми передними кромками имеют положительную поперечную V-образность. Во втором случае корневая часть крыла с передним наплывом имеют положительную 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.
ГЧ
Расчетные оценки влияния технических решений СДС (RU 2212360 С1, МПК В64С 30/00, В64С 1/00, 2003) на уровень звукового удара на земле не представлены. Форма в плане наплыва крыла, предлагаемая в СДС, не обеспечивает приемлемые путевые и поперечные характеристики устойчивости на режимах взлета и посадки с боковым ветром до 20 м/с. Кроме того, СДС выполнен в аэродинамической схеме утка (с передним горизонтальным оперением), что ухудшает характеристики перепада избыточного давления в головной части ударной волны (ΔР) на земле от начала и до конца крейсерского сверхзвукового полета. Аэродинамическая схема СДС с передним горизонтальным оперением не позволяет рассчитывать на трансформацию сигнатуры избыточного давления в отрицательной фазе ударной волны. Присутствие переднего горизонтального оперения в аэродинамической схеме СДС не улучшает параметры потока перед силовой установкой, как при выполнении полета без скольжения, так и со скольжением.
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). Сверхзвуковой самолет (СС) содержит фюзеляж, стреловидное крыло сложной формы в плане, расположенную сверху в хвостовой части фюзеляжа 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 76-78° в бортовой части 70-72° в концевой. Консоли крыла со сверхзвуковыми передними кромками 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.
Основной недостаток рассматриваемого СС заключается в маленьких размерах носовой части. Носовая часть СС не предназначена для выполнения пассажироперевозок, в отличии от СПС. Размерность СС меньше, что обуславливает наличие всего одного двигателя. Подсечка СС перед воздухозаборником, выполненная в виде поверхности с положительной поперечной V-образностью без закругления в плоскости симметрии не обеспечит более полного растекания пограничного слоя.
Предлагаемая полезная модель СПС рассматривает возможность «полной» модификации сигнатуры и реализацию уровня громкости звукового удара на земле не более 75 dBA в сверхзвуковом крейсерском полете.
Задачей и техническим результатом полезной модели СПС является разработка аэродинамической схемы гражданского сверхзвукового самолета с максимальной взлетной массой 250-270 т, обеспечивающего уровень громкости звукового удара на земле не более 75 dBA в крейсерском сверхзвуковом полете на высотах от 14 км до 18 км при числах М=1.6-1.8.
ПК
ПК
ПК
=
Задача и технический результат достигаются тем, что полезная модель СПС содержит фюзеляж, соединенный с крылом сложной формы в плане. Самолет имеет расположенную в плоскости симметрии сверху в хвостовой части фюзеляжа четырехдвигательную силовую установку интегрированную с фюзеляжем, содержащую два пакета инверсных воздухозаборников внешнего сжатия, разделенных вертикальным клином слива пограничного слоя, и сопел, цельноповоротное горизонтальное оперение, вертикальные оперения с рулями направления, шасси, фюзеляж со специальным распределением площадей поперечных сечений с затупленной головной частью, передний наплыв крыла имеющий дозвуковые передние кромки и поперечную V-образность 23°…27°, выполненный с изломом по передней кромке, так что его корневая часть имеет стреловидность χ=76°…78°, а концевая часть выполнена со стреловидностью χ=71°…72°, консоли крыла имеющие сверхзвуковые передние кромки с поперечной V-образность -3°…0 и стреловидностью χ45°…47°, инверсные нерегулируемые воздухозаборники с системой отсоса пограничного слоя с верхней части горизонтальных клиньев слива пограничного слоя в надкрыльевую зону пониженного давления (вбок) и в зону плоской поверхности над ВЗ, силовую установку с плоскими косыми соплами с регулированием площади критического сечения и эжекторами, установленную между двумя килями, снабженными рулями направления, а поворотное горизонтальное оперение размещено в хвостовой части фюзеляжа, имеющего стреловидную в плане подсечку с закруглением в плоскости симметрии перед воздухозаборниками, выполненную в виде двух пересекающихся поверхностей, первая поверхность с положительной поперечной V-образностью 5°…8° и закруглением в плоскости симметрии, вторая с отрицательной поперечной V-образностью (-1)-(-3)°.
Аэродинамическая схема СПС и основной технический результат в виде модифицированной ударной волны иллюстрируются на графических материалах:
на фиг. 1 показан вид с передней полусферы сверху;
на фиг. 2 показаны виды сбоку спереди и с задней полусферы сверху;
на фиг. 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.
dX
нос
фюз
го
ПК
Фюзеляж (фиг. 1, фиг. 2) с эллиптическими поперечными сечениями 1 до места косого среза с градиентом нарастания площади dS=0.210-0.215. Самолет выполнен с отношением массы к его длине G/L=2.65-2.75 т/м. Носовая часть фюзеляжа 1 имеет удлинением λ=11.2, удлинение фюзеляжа λ=19-20, площадь миделя фюзеляжа составляет 3.4% от площади крыла, относительная площадь цельноповоротного горизонтального оперения =0.15-0.16, коэффициент статического момента горизонтального оперения А=0.18-0.19. Предлагаемая полезная модель 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, цельноповоротное 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 6-7.5° с поперечной положительной V-образностью и закруглением в плоскости симметрии, переходящий в площадку с отрицательной поперечной V-образностью 11 для размещения воздухозаборников 12 силовой установки, разделенных вертикальным клином слива пограничного слоя в плоскости симметрии самолета 13. Крыло сложной формы в плане 4 со 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 45-47°. Наплывные части 5 и 6 крыла имеют развитую положительную поперечную V-образность 23-27°. V-образность консолей 7 крыла минимальная или нулевая -3° - 0. Силовая установка снабжена инверсными нерегулируемыми воздухозаборниками внешнего сжатия с системой отсоса пограничного слоя 14 с горизонтального клина слива в надкрыльевую зону пониженного давления (вбок) 15 и в зону плоской поверхности над ВЗ 16, плоскими косыми соплами с регулированием площади критического сечения и эжекторами на нижней панели сопла 17. В составе силовой установки (СУ) рассматривается ТРДД с размером тяги 30000 кгс. В варианте с этими двигателями в составе СУ максимальная взлетная масса СПС составляет около 264.4 тонн.
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 цельноповоротного горизонтального оперения 8 (ГО) СПС составляет 15-16% от площади крыла. В конфигурации с ϕ=0-2°, при значениях коэффициента статического момента горизонтального оперения 8 А=0.18-0.19, обеспечивается формирование модифицированной (фигура 4) ударной волны 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 75 dBA, аэродинамическая схема 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. 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 28 Па, максимальный перепад избыточного давления в положительной фазе сигнатуры около 78 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 19 Па, максимальный перепад давления в положительной фазе сигнатуры около 68 Па. Дистанция во времени между этими значениями ΔР также составляет более 20 мс. В начале и в конце крейсерского полета СПС 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 СПС составит не более 75 dBA и 69 dBA в начале и в конце крейсерского сверхзвукового полета соответственно.
Предлагаемая полезная модель может быть использована при разработке аэродинамической схемы и основных элементов сверхзвукового гражданского самолета с максимальной взлетной массой 250-270 тонн с трансатлантической дальностью и низким уровнем ЗУ, способного обеспечить высокий уровень летно-технических и экологических характеристик, безопасность эксплуатации на всех режимах полета.