Сверхзвуковой самолет
SUPERSONIC AIRCRAFT

Изобретение относится преимущественно к пассажирским сверхзвуковым самолетам (СПС), предназначенным для совершения дальних перелетов. Сокращение времени перелета является магистральным направлением развития авиации, поэтому переход к сверхзвуковым скоростям полета является логичным шагом в ее развитии.
В настоящее время главными факторам, сдерживающим развитие сверхзвуковой гражданской авиации, является нерешенность двух ключевых проблем: снижение до приемлемого уровня звукового удара в сверхзвуковом крейсерском полете и удовлетворение все более жестким требованиям по уменьшению шума на местности (в районе аэропорта).
Первая ключевая проблема связаны с тем, что при полете самолета на сверхзвуковой скорости возникает ударная волна, которая распространяясь в атмосфере и достигая поверхности земли, воспринимается как звуковой удар (хлопок или взрыв, раскат грома), который при значительных величинах, негативно влияет на человека, животных, строительные конструкции и т.д. Величина звукового удара зависит как от режима полета самолета - высоты, скорости полета (числа Маха), так и от параметров самолета - полетной массы, формы, длины.
Вторая ключевая проблема связана с тем, что для осуществления крейсерского полета на сверхзвуковых скоростях в СПС используются турбореактивные двухконтурные двигатели (ТРДД) с низкой степенью двухконтурности (m<2), что приводит к высокой скорости истечения струи и, как следствие, высокому уровню акустического излучения на взлете и посадке. В результате СПС с ТРДД с низкой степенью двухконтурности создают высокий уровень шума на режимах взлета, набора высоты и посадки.
Кроме экологических требований, СПС должен выполнять свое функциональное назначение - осуществлять перевозку пассажиров на заданную дальность при использовании для взлета и посадки существующих аэродромов. При этом стоимость перелета должна быть доступна для пассажиров, а уровень комфорта в полете надлежащим.
Вся совокупность проблем требует поиска новых технических решений, прежде всего в области аэродинамической компоновки и силовой установки, которые обеспечат высокий уровень экологических и технико-экономических характеристик самолета. То есть для осуществления пассажирских перевозок на сверхзвуковой скорости необходим самолет, обладающий как высоким крейсерским аэродинамическим качеством, приемлемым расходом топлива, так и допустимым уровнем звукового удара, и низким уровнем шума на местности.
Уменьшение звукового удара достигается за счет специальной компоновки самолета с фюзеляжем большого удлинения, стреловидным крылом переменной стреловидности, расположением мотогондол двигателей над крылом и другими решениями.
Для снижения уровня шума СПС на местности могут использоваться следующие средства:
- двигатели с повышенной степенью двухконтурности, что вступает в противоречие с задачей осуществления сверхзвукового крейсерского полета, включая этап выхода на сверхзвук;
- двигатели изменяемого цикла (ДИЦ), которые имеют разную степень двухконтурности на взлете и в крейсерском полете, однако в настоящий момент создание ДИЦ далеко от завершения;
- дросселирование (уменьшения тяги) двигателя при взлете, что, однако, ведет к увеличению взлетной дистанции и сокращает пригодное для эксплуатации количество аэропортов;
- эжекторные сопла, уменьшающие скорость струи при сохранении необходимой тяги двигателя за счет эжекции и перемешивания струи двигателя с внешним потоком, однако в настоящий момент существующие разработки недостаточно эффективны;
- дополнительные малошумные двигатели, работающие только на взлете и убирающиеся в крейсерском полете, для возможности снижать шум основных маршевых двигателей за счет их дросселирования на взлете и посадке.
Известен проект сверхзвукового административного самолета С-21, разрабатываемый ОКБ им. П.О. Сухого совместно с американской фирмой «Гольфстрим» (см. «Московский международный аэрокосмический салон», Москва, изд-во «Афрус», ИПТК «Логос», 1995 г.). Самолет имеет аэродинамическую компоновку, содержащую фюзеляж, значительно выступающий перед крылом с двойной стреловидностью по передней кромке, цельноповоротное переднее горизонтальное оперение, однокилевое вертикальное оперение и три мотогондолы двигателей, две из которых расположены под крылом, а третья - в хвостовой части фюзеляжа. Высокий уровень звукового удара (более 45 Па) не позволяет такому самолету осуществлять полеты над сушей на сверхзвуковой скорости. Для уменьшения шума в районе аэропорта используется дросселирование двигателей; тем не менее уровень шума самолета на местности остается неприемлемо высоким. В связи с этим работы по проекту С-21 в указанном выше виде остановлены.
Известен сверхзвуковой самолет (см. патент RU 2100253 С1, МПК В64С 30/00, 06.12.1995 г.), содержащий фюзеляж, стреловидное крыло с механизацией, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, шасси, вертикальное оперение, аэродинамические органы управления, систему управления, фюзеляж плавно сопряжен с крылом и с верхней частью мотогондолы и не выступает за сопла двигателей, двигатели размещены в единой мотогондоле, при этом воздухозаборники расположены под крылом и их передние кромки находятся на расстоянии 0,6…0,8 длины фюзеляжа, отсчитывая от его носка, каждая половина крыла выполнена из трех секций, причем величины относительных размахов корневой и промежуточной секций крыла в долях полуразмаха крыла в точках излома составляют значения 0,2…0,35 и 0,6…0,75 соответственно, углы стреловидности по передней кромке составляют 70-82 градусов для корневой секции, 55-65 градусов для промежуточной секции и 35-55 градусов для концевой секции, стреловидности задних кромок концевой и промежуточной секций составляют значения плюс-минус 10 градусов, а величина корневой хорды крыла составляет значение 0,8…1,0 длины фюзеляжа. Однако, самолет, прежде всего из-за расположения воздухозаборников под крылом, имеет уровень звукового удара в крейсерском полете более 40 Па и не содержит технических решений, обеспечивающих выполнение норм по шуму на местности.
Известен сверхзвуковой самолет (см. патент RU №2212360 С1, МПК В64С 30/00, В64С 1/00, 20.09.2003), содержащий фюзеляж, крыло, расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку с установленным на ней вертикальным оперением, переднее горизонтальное оперение и шасси, причем крыло смещено назад относительно фюзеляжа и выполнено трапециевидным, в месте соединения фюзеляжа с крылом на верхней части фюзеляжа выполнен косой срез, переходящий в горизонтальную площадку, на которой расположены воздухозаборники силовой установки, а корневая и консольная часть крыла имеют либо нулевую и положительную V-образность соответственно, либо корневая часть крыла имеет V-образность большую, чем консоли крыла. Однако, удлиненная носовая часть фюзеляжа требует усиления конструкции для обеспечения необходимой жесткости и создает дополнительное сопротивление трения, а также усложняет проблему реализации потребной с аэродинамической точки зрения центровки. Применение верхних воздухозаборников в компоновке с ПГО, по всей видимости, невозможно из-за высокой вероятности попадания вихрей. Аналогичная проблема для указанной компоновки возможна и в отношении вихрей, сходящих с места сочленения крыла и фюзеляжа, а также, на некоторых режимах, с боковой кромки косого среза. Кроме того, применение крыла положительной V-образности с углами 20…30° приводит к заметному увеличению поперечной устойчивости и невозможности балансировки по крену при появлении угла скольжения. Кроме того, приведенные выше варианты сверхзвуковых самолетов не содержат технических решений, обеспечивающих выполнение норм по шуму на местности, создаваемого, в основном, сверхзвуковой струей двигателей малой или умеренной степени двухконтурности.
Известен сверхзвуковой самолет (см. патент RU 2391254 С2, МПК В64С 30/00, В64С 1/38, 27.11.2008 г.), содержащий фюзеляж, стреловидное крыло с механизацией, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, надкрыльевых воздухозаборников и сопел, систему управления, при этом нос фюзеляжа выполнен с радиусом 0.1…5 мм в вертикальной плоскости и радиусом 300…1500 мм в горизонтальной плоскости с наклоном нижней поверхности по отношению к горизонтальной плоскости на угол 25…35°, корневая секция крыла выполнена с криволинейной на плановой проекции передней кромкой и с углом поперечной V-образности, равным 3…9° с углом стреловидности 80…86°, профиль передней кромки корневой секции крыла выполнен с радиусом закругления, задняя кромка корневой секции крыла выполнена с изломом, на конце выступающей за вертикальное оперение части крыла выполнен руль высоты, который объединен с горизонтальным оперением, сверхзвуковые воздухозаборники двигателей размещены над верхней поверхностью корневой части крыла по бокам фюзеляжа и выполнены в виде кругового сегмента с углом раскрытия 100…130°, нижняя хвостовая часть интегрированного с мотогондолами фюзеляжа переходит в плоскую в поперечном направлении поверхность и заканчивается рулем высоты, критическое сечение сверхзвукового сопла прямоугольного сечения расположено над верхней поверхностью фюзеляжа, а по бокам сопла расположено двухкилевое вертикальное оперение. Однако уровень звукового удара такого СПС в крейсерском полете более 30 Па и имеется дополнительное лобовое сопротивление на сверхзвуковых скоростях, обусловленное наклоном на угол 25…35° нижней поверхности носовой части фюзеляжа и относительно большой площадью обечаек сегментных воздухозаборников. Такие воздухозаборники не обеспечивают стандартного коэффициента восстановления полного давления и требуют системы регулирования в зависимости от режима полета. Кроме того, плоское сопло с нижней панелью клина расширения не обеспечивает снижения шума на взлетном режиме.
Известен сверхзвуковой гражданский самолет (см. патент RU 2391254 С2, МПК В64С 30/00, В64С 1/38, 27.11.2008 г.), содержащий фюзеляж, стреловидное крыло сложной формы в плане, поворотное горизонтальное оперение в хвостовой части фюзеляжа, два вертикальных оперения с рулями направления, расположенную в плоскости симметрии самолета над крылом и фюзеляжем, интегрированную в фюзеляж силовую установку, передний наплыв крыла с изломом по передней кромке, отличающийся тем, что самолет выполнен с отношением массы к длине самолета G/L=0,68 т/м, силовая установка содержит спарку двух двигателей, оснащенную двумя инверсными нерегулируемыми воздухозаборниками внешнего сжатия и пакетом двух 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. При существующих двигателях с малой степени двухконтурности самолет имеет неприемлемо высокий уровень шума на местности.
Известен сверхзвуковой самолет (см. патент RU 2753443, МПК В64С 30/00, В64С 1/38, 2021 г.), принятый за прототип, содержащий фюзеляж, носовая часть которого отклонена по отношению к горизонту вниз, стреловидное V-образное крыло, мотогондолу с расположенной в ней силовой установкой, состоящей из двух и более двигателей с надкрыльевыми воздухозаборниками и соплом, носовая часть фюзеляжа до наплыва крыла выполнена в виде профилированного тела вращения с удлинением 8…12 и отклонена по отношению к горизонту вниз на угол 3…5°, корневая часть крыла выполнена с углом поперечного V, равным 9…12°, и плавно сопряжена с фюзеляжем при помощи наплыва крыла с передней кромкой непрерывной кривизны, концевая часть крыла выполнена с углом поперечного V, равным 0…7°.
В сверхзвуковой части сопла воздушно-реактивного двигателя за его критическим сечением между килями вертикального оперения расположены верхние и нижние ряды отклоняемых по управляющему сигналу шумоглушения створок, разделяющих струю на 8…12 секций. По управляющему сигналу шумоглушения створки верхнего и нижнего рядов отклоняются синхронно на различные углы 0…20° от нижней стенки в соседних (смежных) секторах. Для дополнительной подачи наружного воздуха в сверхзвуковую часть сопла используется эжектор. Второй нижний ряд отклоняемых створок расположен ниже по потоку за первым рядом нижних створок с возможностью отклонения на углы 0…12°. На транс- и сверхзвуковых режимах полета управляющий сигнал шумоглушения отсутствует, эжектор перекрыт, створки нижних рядов установлены под нулевым углом по отношению к нижней стенке, а все створки верхнего ряда отклоняются на одинаковые углы 0…20° по отношению к нижней стенке. Как и в предыдущем варианте, рассматриваемый самолет при умеренных значениях создаваемого планером уровня звукового удара, имеет неприемлемо высокий уровень шума на режимах взлета и посадки.
Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является разработка аэродинамической компоновки сверхзвукового самолета, обеспечивающей приемлемый уровень шума на местности, при сохранении высоких аэродинамических характеристик в крейсерском полете.
Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, дельтовидное крыло малого удлинения и гибридную силовую установку, которая включает маршевые турбореактивные двигатели (ТРД) со встроенными электрическими приводами-генераторами и бустерные электродвигатели со складывающимися воздушными винтами; генераторы маршевых турбореактивных двигателей ТРД соединены с бустерными электрическими двигателями посредством электропроводки. Бустерные (концевые) электродвигатели могут быть расположены на концевых сечениях дельтовидного крыла, в носовой части фюзеляжа с тянущим воздушным винтом, а также на законцовках переднего горизонтального оперения. Механизм складывания лопастей воздушного винта бустерных электродвигателей выполнен с возможностью автоматического складывания лопастей при достижении скорости полета 400-600 км/ч.
Изобретение поясняется чертежами.
На фиг. 1 изображен самолет с расположением бустерных электрических двигателей на концевых сечениях дельтовидного крыла позади задней кромки;
На фиг. 2 изображен самолет с расположением бустерных электрических двигателей на концевых сечениях дельтовидного крыла впереди задней кромки;
На фиг. 3 изображен самолет с расположением бустерных электрических двигателей в носовой части фюзеляжа с тянущим воздушным винтом;
На фиг. 4 изображен самолет с расположением бустерных электрических двигателей на законцовках переднего горизонтального оперения.
Изображенный на фигурах 1, 2, 3, 4 самолет содержит фюзеляж 1, дельтовидное крыло малого удлинения 2, гибридную силовую установку, состоящую из двух маршевых турбореактивных двигателей (ТРД) 3 со встроенными электрическими приводами-генераторами и бустерными электрическими двигателями 4 со складывающимися на режиме сверхзвукового крейсерского полета воздушными винтами 5, расположенными на концевых сечениях дельтовидного крыла 2 позади задней кромки (фиг. 1), или впереди задней кромки (фиг. 2). Кроме того, электродвигатели могут быть смонтированы в носовой части фюзеляжа с тянущим воздушным винтом (фиг 3) или на законцовках переднего горизонтального оперения 6 таким образом, что воздушные винты находятся впереди и над крылом (фиг. 4). Механизм складывания лопастей воздушных винтов бустерных электродвигателей выполнен с возможностью автоматического складывания лопастей при достижении скорости полета 400-600 км/ч.
Количество маршевых турбореактивных двигателей (ТРД) 3 может составлять один, два, три, четыре.
Была выполнена оценка эффективности предложенного решения с точки зрения снижения шума сверхзвукового самолета на местности. Рассмотрен вариант самолета без бустерных электродвигателей (базовый вариант) и вариант самолета с маршевыми и бустерными электродвигателями, где тяга маршевых двигателей на взлете уменьшена в 2 раза по сравнению с базовым вариантом, а винты бустерных электродвигателей обеспечивают недостающую половину тяги. Траектория взлета для варианта с бустерными электродвигателями предполагается такой же, как и для базового варианта самолета с ТРД. Шум винтов электродвигателей рассчитывается в соответствии с методикой SAE AIR 1407, тогда как шум маршевых двигателей рассчитывается как шум струи в соответствии с методикой SAE ARP876. В результате расчетов получено, что шум СПС с бустерными электродвигателями оказывается меньше, чем шум базового варианта самолета. Ожидаемое снижение шума по сравнению с базовым вариантом составляет 7,1 ЕРNдБ во взлетной точке и 3,0 ЕРNГдБ в пролетной точке.
Дополнительным преимуществами размещения воздушных винтов на концах крыла за задней кромкой крыла является увеличение КПД воздушных винтов.
При расположении воздушных винтов перед крылом, за счет увеличения эффективного удлинения крыла, уменьшается индуктивное сопротивление, что особенно важно для сверхзвукового самолета (по причине использования крыла малого удлинения) на режиме взлета, когда вклад индуктивного сопротивления максимален.
При размещении воздушных винтов на концевых сечениях переднего горизонтального оперения струи от воздушных винтов, проходящие над верхней поверхностью крыла, создают дополнительную подъемную силу.