СВЕРХЗВУКОВОЙ МАЛОШУМНЫЙ САМОЛЕТ С ТАНДЕМНЫМИ КРЫЛЬЯМИ
SUPERSONIC LOW-NOISE AIRCRAFT WITH TANDEM WINGS

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания реактивных самолетов со стреловидными крыльями, переднее крыло из которых высокорасположенное и заднее низкорасположенное крыло, выполненные соответственно с отрицательным и положительным углами их поперечного V, образующими их консолями с переменной стреловидностью передних и задних их кромок при виде спереди ромбовидную замкнутую конструкцию, крылья которой с каждой стороны объединены концевыми плоскими обтекателями и оснащенные гондолами реактивных двигателей, передние нижние и задние верхние борта которых смонтированы соответственно в округленных изломах над задним крылом типа обратная “чайка” и под консолями стабилизатора обратной V-образности с округленной его вершиной, оснащенной гондолой двигателя.
Известен сверхзвуковой самолет проекта «Артемида» Университета Центральной Флориды, г. Орландо (США) [1], имеющий планер, выполненный из титановых сплавов, переднее горизонтальное оперение, V-образное 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 килей V-образного оперения, содержит турбореактивные двухконтурные двигатели форсажные (ТРДДФ), смонтированные в гондолах на конце и верхней части фюзеляжа, и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой и главными опорами.
кp
Признаки совпадающие - наличие того, что треугольное в плане крыло, имеющее при его размахе L=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 ТРДДФ, 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 его полета до 7800 км.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что нижнее треугольное крыло с серповидной в плане задней его кромкой, являясь 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 ТРДДФ 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.
Известен проект сверхзвукового самолета-биплана Стенфордского университета (США), имеющего планер, выполненный из титановых сплавов и по схеме «бесхвостка» со сдвоенной парой треугольных в плане крыльев, соединенных на концах и образующих при виде спереди ромбовидную конструкцию, оснащенную между крыльями разнесенными двумя гондолами от оси симметрии и по оси последней вертикально сдвоенными гондолами с ТРДДФ, содержит широкий фюзеляж на верхней поверхности верхнего крыла, имеющего разнесенные вертикальные кили, и смонтированное под нижним крылом трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой и главными опорами.
Признаки совпадающие - наличие того, что сдвоенная пара треугольных в плане крыльев, соединенных на концах, удерживающих между крыльями сверхзвуковую ударную волну и имеющих стреловидность каждого по передней кромке +48° и тонкий профиль с относительной толщиной 2,5%. Четырехдвигательная силовая установка (СУ) размещена между крыльями в двух разнесенных гондолах от оси симметрии и по оси последней в вертикально сдвоенных гондолах с ТРДДФ. Задняя кромка каждого крыла выполнена с отрицательной стреловидностью до -14°, что сокращает площадь задней части каждого крыла и, как следствие, уменьшает 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, равным M=3,03 некоторые части планера могут нагреваться до 320°C), самолет-биплан будет сконструирован из титановых и стальных сотовых панелей. Две разнесенные консольные и общая вертикально сдвоенная центральная гондолы, последняя из которых разделена на верхнюю и нижнюю части так, что образуют два плоских воздухозаборника, имеющих наравне с двумя консольными на соответствующих стенках каждого из них регулируемые поверхности, обеспечивающие необходимое торможение потока воздуха, и четыре створки регулируемых сечение их прохода, чем достигаются оптимальные условия эксплуатации четырех ТРДДФ во всем диапазоне чисел М от трансзвуковых до сверхзвуковых скоростей его полета.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что треугольные в плане крылья с отрицательными задними кромками также ухудшают естественное ламинарное сверхзвуковое обтекание профиля системы КЗК, что не способствует за счет преждевременного срыва потока с ее концов повышению аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов. Вторая - это то, что ромбовидная конструкция при виде спереди системы КЗК, имеющей по оси симметрии самолета вертикально сдвоенные гондолы с ТРДДФ, что значительно увеличивает высоту его планера, а размещение короткого широкого фюзеляжа на верхней поверхности верхнего крыла весьма ухудшает обзор при взлетно-посадочных режимах полет и, особенно, заходе на посадку. Третья - это то, что отсутствие в аэродинамической схеме «бесхвостка» ПГО с закрылками для парирования момента тангажа, возникающего при взлетно-посадочном режиме и зависании элевонов системы КЗК, что предопределяет и преждевременный срыв потока с крыльев при скорости полета M<0,88 и, как следствие, может приводить к довольно сильной тряске самолета на малых скоростях полета. Четвертая - это то, что на взлетно-посадочных режимах разнесенное вертикальное двухкилевое оперение для обеспечения продольно-поперечной стабильности и, особенно, при коротком и широком фюзеляже самолета выполнено с увеличенной его высотой и площадью, что значительно как увеличивает его массу, так и предопределяет высокую посадочную скорость до 296 км/ч.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является сверхзвуковой деловой самолет проекта QSST консорциума «SAI» г. Невада (США), имеющий конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов, фюзеляж с плавным сопряжением наплывов дельтовидного в плане крыла, переднее горизонтальное оперение, вертикальное оперение, выполненное совместно с инвертированным V-образным прямоугольным в плане стабилизатором, содержит два турбореактивных двухконтурных двигателя форсажных в гондолах, передние и задние части которых смонтированы соответственно под крылом типа “чайка” и по внешним их бортам с консолями прямоугольного стабилизатора и трехопорное колесное шасси убирающееся с носовой и главными опорами.
кр
Признаки совпадающие - наличие того, что дельтовидное в плане крыло со стреловидностью по передней кромке +60°, имеющее при его размахе L=19,2 м удлинение λ=2,0 и тонкий профиль с относительной толщиной 3,2%, выполнено по типу “чайка, оснащено впереди крыла наплывами, плавно переходящими к фюзеляжу и увеличивающими несущую способность комбинации «крыло-фюзеляж», и в задней части крыла гондолами ТРДДФ, передние и задние части которых смонтированы соответственно под округленными изломами крыла типа “чайка” и под консолями прямого обратной стреловидности стабилизатора обратной V-образности. Конструкция планера самолета, выполненная из титановых сплавов, имеет вертикальное оперение, смонтированное на конце фюзеляжа длиной 40,35 м, консоли стабилизатора которого расположены вниз под большим отрицательным углом поперечного V=25°. Два ТРДДФ смонтированы в подкрыльных гондолах и создают на форсажном режиме при взлетном его весе 40,9 т тяговооруженность до 0,435, обеспечивают на высоте 15,5 км крейсерскую скорость полета до 1909 и максимальную - 2147 км/ч, но и дальность его полета около 4 тыс. миль.
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 ТРДДФ смонтированы в подкрыльных гондолах, имеющих площадь миделя, почти сопоставимую с площадью миделя центральной части фюзеляжа, и 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 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 и, особенно, на внешних поверхностях, так как треугольное крыло больше всего расположено к концевому срыву. Четвертая - это то, что вертикальное оперение не обеспечивает продольно-поперечной стабильности и для улучшения этого фюзеляж самолета имеет увеличенную длину, превышающую размах крыла в 2,1 раза, что значительно увеличивает массу его планера. Пятая - это то, что стойки главного колесного шасси смонтированы под изломами высокорасположенного крыла типа “чайка” , что, следовательно, весьма осложняет в сложенном их состоянии размещение в нишах корневой части крыла и фюзеляжа, но и увеличивает их высоту, что также ведет к увеличению массы его планера.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше сверхзвуковом деловом самолете проекта QSST является 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.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного сверхзвукового самолета проекта QSST, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он, имея продольную компоновку триплана, оснащен гасителем звукового удара, выполненным в виде удлиненной конусной штанги, имеющей в задней ее части за заостренным ее носом седлообразную круговую утонченность, образующую с эллипсоидной формой головной части фюзеляжа до передней кромки переднего горизонтального оперения (ПГО) форму разновеликого знака бесконечности, увеличивающего площадь сечения носового обтекателя и, следовательно, распределение мощности ударной волны по большей площади приведет к более интенсивному рассеиванию ее энергии и снабжен разнонаправленными в поперечной плоскости стреловидными крыльями, переднее из которых высокорасположенное и заднее низкорасположенное крыло, выполненные соответственно с отрицательным и положительным углами их поперечного V, имеющими переменную стреловидность как на внутренних и внешних частях, так и переднего и заднего крыла соответственно как с меньшими и большими углами стреловидности, так и задней и передней их кромок и образующими их консолями при виде спереди ромбовидную замкнутую конструкцию, законцовки крыльев которой, находясь их концевыми хордами с каждой стороны на одной линии, объединены вертикальными концевыми плоскими обтекателями, имеющими верхние и нижние седлообразные утончения в средней их части, предающие каждому из них форму стрелки при виде сбоку совместно с заостренным носом и задней его расширенной частью, оснащенной серповидной задней кромкой, и смонтированными параллельно оси симметрии и вынесенными передней и задней их частями за соответствующие кромки соответственно переднего и заднего крыла, последнее из которых, выполненное в виде крыла обратная “чайка”, оснащено круглого сечения надкрыльными гондолами двигателей, передние нижние и задние верхние борта которых смонтированы соответственно в округленных изломах над задним крылом и по их продольной оси с законцовками консолей упомянутого стабилизатора обратной V-образности, выполненного трапециевидным в плане и имеющего как округленную вершину, охватывающую при этом на законцовке вертикального оперения от внешних бортов и верхней части гондолы круглого сечения центрального двигателя, так и на левой и правой его консолях внутренние и внешние рулевые поверхности, размещенные по всему его размаху между нижним и верхними бортами соответственно центральной и соответствующих надкрыльных гондол, но и переднюю и заднюю кромки, которые размещены в плане параллельно соответственно задним кромкам заднего крыла и ПГО, при этом скосы передних и задних частей соответствующих надкрыльных гондол размещены в плане параллельно передней кромке внутренней части заднего крыла типа обратная “чайка”, передняя кромка последнего совмещена в плане с задней кромкой переднего крыла, причем с целью улучшения естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех близко расположенных в продольном направлении несущих поверхностей: двух крыльев и трапециевидного 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 треугольной формы рамки, имеющие высоту вертикальных концевых плоских обтекателей в их утончениях, равную удвоенной наибольшей толщине профиля законцовок соответствующего крыла, при этом упомянутое высокорасположенное трапециевидное ПГО, смонтированное с положительным углом поперечного V=+27°, удерживающим вверху и приглушающим хлопок перехода через звуковой барьер за счет увеличения сечения головной части фюзеляжа, и имеющее положительный и отрицательный углы стреловидности соответственно по передней и задней его кромкам, размещенным в плане параллельно соответствующим кромкам первого крыла и трапециевидного стабилизатора и обеспечивающим наравне с последним и наплывами двух крыльев приемлемую их эффективность на режимах взлета-посадки, усиленную суперциркуляцией, позволяющей уменьшить потери на балансировку, а, используя средства автоматики для отклонения рулевых поверхностей трапециевидного стабилизатора, решать вопросы устойчивости и балансировки при изменении скорости с дозвуковой до сверхзвуковой скорости полета, а также во время перехода через звуковой барьер с образованием от трапециевидного стабилизатора обратной V-образности с округленной его вершиной модифицированной инвертированной ударной волны, движущейся навстречу головной, и, как следствие, в результате их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается.
к
Кроме того, силовая установка, содержащая наряду с основными разгонно-маршевыми надкрыльными двигателями и имеющая упомянутый центральный двигатель, который выполнен в виде маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), снабженного сверхзвуковым воздухозаборником и соплом, конвертируемым в разгонный двигатель в комбинации с основными двигателями, имеющими каждый степень сжатия воздуха (π) 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, используемому 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 (М) М=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 М=1,51, и самолета с большими сверхзвуковыми скоростями, соответствующими числу М≥3,0, соответственно при работе одного вспомогательного ПВРД, имеющего подвод тепла в дозвуковом потоке, и всех трех двигателей его комбинированной силовой установки, при этом консоли стабилизатора, выполненные с положительными углами стреловидности по передней и задней кромкам, равными соответственно χ=+42° и χ=+33°, размещены в плане параллельно соответствующим кромкам внешней части переднего крыла.
Кроме того, силовая установка, содержащая наряду с основными двигателями в надкрыльных гондолах, оснащена по обе стороны от оси симметрии на верхней части вертикального оперения, снабженного удлиненным до наплывов первого крыла развитым форкилем, кормовыми гондолами вспомогательных двух двигателей, смонтированными под левым и правым округленными изломами стабилизатора обратной U-образности, имеющими как внутренний их диаметр, равновеликий наружному диаметру центральной части кормовых гондол круглого сечения, так и в их продолжение левую и правую консоли стабилизатора, отклоненные вниз и наружу, но и выполненные при обратной стреловидности с отрицательными углами по передней и задней кромкам, равными соответственно χ=-33° и χ=-42°, при этом надкрыльные и кормовые гондолы выполнены в продольной плоскости с вертикальным скосом их входных обечаек, расположенным при виде сбоку параллельно передней кромке вертикального оперения, причем на режимах как взлета-посадки, так и дозвуковом полете для увеличения подъемной силы крыльев передние кромки развитых их наплывов, устанавливаясь вверх и вниз относительно соответственно высоко- и низкорасположенного крыльев, и, следовательно, приводят к засасыванию крыльями большего потока воздуха на несущие поверхности.
Кроме того, что с целью упрощения конструкции он выполнен в виде моноплана, имеющего упомянутое малого удлинения одно крыло типа обратная “чайка”, выполненное трапециевидным с отрицательным углом стреловидности по задней кромке χ=-33° и задним срезом законцовок с углом отрицательной стреловидности по задней его кромке χ=-60°, имеет угол положительной стреловидности по передней его кромке χ=+23°.
Кроме того, с целью улучшения поглощения ударной волны и теплового нагрева при прохождении звукового и теплового барьера, наружная поверхность передних кромок как ПГО, крыльев с наплывами и стабилизатора с вертикальным оперением, так и входных обечаек надкрыльных и кормовых гондол, но и носового обтекателя, имеющего в месте крепления гасителя звукового удара круглую наружную поверхность с треугольными формами, размещенными их вершинами от округлых их оснований в обратном направлении полета и в каждом из четырех квадрантов, выполнены соответственно с поверхностным нанесением углеродного волокна, но и нанонапылением карбона.
Благодаря наличию этих признаков обеспечивается возможность программирования тяги ТРДДФ комбинированной СУ сверхзвукового малошумного самолета с тандемными крыльями, создающей различные режимы полета как сверхзвукового самолета с крыльями замкнутой конструкции, законцовки которых с каждой стороны объединены концевыми плоскими обтекателями, образующими левую и правую треугольные рамки при виде спереди, и оснащенные гондолами ТРДДФ, передние нижние и задние верхние борта которых смонтированы соответственно в округленных изломах над задним крылом типа обратная “чайка” и под законцовками консолей стабилизатора обратной V-образности с округленной его вершиной, оснащенной гондолой ПВРД, при работающих двух основных ТРДДФ 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 стреловидными крыльями замкнутой конструкции (КЗК), переднее из которых высокорасположенное крыло и заднее низкорасположенное крыло типа обратная “чайка”, имеющими переменные стреловидности передних и задних их кромок и консоли соответственно с отрицательным и положительным углами их поперечного V и образующими их консолями при виде спереди ромбовидную замкнутую конструкцию, крылья которой с каждой стороны объединены в их систему концевыми плоскими обтекателями, имеющими верхние и нижние седлообразные утончения в средней их части, предающие каждому из них форму стрелки при виде сбоку совместно с заостренным носом и задней его расширенной частью, оснащенной серповидной задней кромкой, смонтированными параллельно оси симметрии и оснащенными круглого сечения надкрыльными гондолами ТРДДФ, передние нижние и задние верхние борта которых смонтированы соответственно в округленных изломах над задним крылом типа обратная “чайка” и с законцовками консолей трапециевидного стабилизатора обратной V-образности, имеющего округленную вершину, охватывающую при этом на законцовке вертикального оперения от внешних бортов и верхней части гондолы круглого сечения центрального ПВРД.
Для естественного ламинарного сверхзвукового обтекания профилей трех несущих поверхностей: двух крыльев и стабилизатора обратной V-образности, 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 треугольной формы соответствующие рамки, имеющие высоту вертикальных концевых плоских обтекателей в их утончениях, равную удвоенной наибольшей толщине профиля законцовок соответствующего 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 обратной V-образности 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 ТРДДФ, 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 ТРДДФ. Причем у ПВРД, рассчитанного на большие сверхзвуковые скорости полета с числом М≥3, торможение потока в воздухозабонике производится до дозвуковых скоростей, т.е. подвод тепла осуществляется в дозвуковом потоке.
Предлагаемое изобретение сверхзвукового малошумного самолета с тандемными крыльями (СМСТК), имеющего трапециевидное ПГО, вертикальное оперение с трапециевидным стабилизатором обратной V-образности и комбинированную СУ с двумя ТРДДФ и одним ПВРД, иллюстрируется общими видами, представленными на фиг. 1.
На фиг. 1a изображен СМСТК общий вид его спереди с передним высокорасположенным стреловидным крылом и задним низкорасположенным крылом типа обратная “чайка” с ТРДДФ и вертикальным оперением со стабилизатором обратной V-образности с округленной его вершиной для ПВРД и размещенными наружу и вниз его консолями.
На фиг. 1б изображен СМСТК общий вид его сверху с ПГО, двумя стреловидными крыльями замкнутой конструкции, имеющими переменные стреловидности передних и задних их кромок и стабилизатором с обратными V-образностью и стреловидностью.
На фиг. 1в изображен СМСТК общий вид его сбоку с конусообразным гасителем звукового удара в носовом обтекателе эллипсоидной формы головной части фюзеляжа и системой КЗК с трапециевидными ПГО и стабилизатором обратной V-образности.
Сверхзвуковой малошумный самолет с тандемными крыльями, представленный на фиг. 1, имеет конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов и с плавным сопряжением высокорасположенного стреловидного переднего крыла 1 его наплыва 2, имеющего стреловидность χ=+75°, и фюзеляжа 3, снабженного конусообразным гасителем 4 звукового удара в носовом обтекателе 5 эллипсоидной формы головной его части, имеющей трапециевидное ПГО 6. Высокорасположенное ПГО 6, смонтированное с положительным углом поперечного V=+27° и имеющее положительный и отрицательный углы стреловидности соответственно по передней и задней его кромкам, размещенным в плане параллельно соответствующим кромкам крыла и трапециевидного стабилизатора 7 обратной V-образности. Низкорасположенное заднее крыло 8 типа обратная “чайка” образует с передним крылом 1 систему стреловидных КЗК. Концы крыльев 1 и 8 которой с каждой стороны между собой соединены вертикальными концевыми плоскими обтекателями 9, имеющими при виде сбоку форму стрелки. Переднее крыло 1 и заднее 8 с наплывами 2, смонтированные по правилу площадей, имеют переменные стреловидности передних и задних их кромок, а их консоли, образуя при виде спереди ромбовидную систему КЗК, установлены соответственно с отрицательным и положительным углами их поперечного V. Крылья снабжены предкрылками (на фиг. 1 не показаны), переднее 1 крыло - закрылками 10 и заднее 8 - закрылками 11 и его флапперонами 12. Надкрыльные гондолы 13 ТРДДФ, передние и задние части которых смонтированы соответственно в соответствующих изломах по верху левого и правого округленных изломов заднего крыла 8 и с законцовками консолей стабилизатора 7 обратной V-образности с округленной его вершиной, оснащенной гондолой 14 ПВРД и имеющей на левой и правой его консолях внутренние и внешние рулевые поверхности 15. Комбинируемая СУ, содержащая основные разгонно-маршевые ТРДДФ, оснащена вспомогательным маршевым ПВРД, смонтированным по оси симметрии в кормовой гондоле 14 на законцовке вертикального оперения 16, имеющего форкиль 17 и руль направления 18. При взлете, используя в ПВРД основную камеру сгорания как дополнительную форсажную камеру, может конвертироваться и в разгонный двигатель в комбинации с работой двух ТРДДФ. В конструкции надкрыльных гондол 13 для изменения площади горла их воздухозаборников предусмотрено перемещения конусообразного центрального осесимметричного тела 19 вперед-назад. Вблизи передней части каждой надкрыльевой гондолы 13 для дополнительного всасывания или перепуска воздуха открываются дополнительные отверстия (на фиг. 1 не показаны). Конструкция кормовой гондолы 14 для ПВРД, имеющая сверхзвуковой воздухозаборник с неподвижным центральным телом 20, обеспечивает устойчивую работу вспомогательного ПВРД в широком диапазоне скоростей и углов атаки. Для чего в ПВРД установлен автоматический регулятор расхода топлива, реагирующий на изменение давления и температуры, причем топливо, подаваясь при достижении соответствующей сверхзвуковой скорости полета с числом М=1,51, воспламеняется с помощью запала и создается маршевая тяга вспомогательного ПВРД. В комбинируемой СУ, истекающие из ТРДДФ 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 ТРДДФ 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 21 убирается в нишу фюзеляжа 3, главные опоры с колесами 22 - в центроплан нижнего крыла 8.
Управление многоцелевым СМСТК при взлете-посадке и при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета обеспечивается отклонением рулевых поверхностей 12, 15 и 18. Для соответствующего взлета и посадки на поверхность земли (палубы корабля) используются колеса 21 и 22 убирающегося шасси. При этом подъемная сила создается ПГО 6, крылом 1 и крылом 8 типа обратная “чайка” с наплывами 2, а горизонтальная реактивная тяга - двумя ТРДДФ 13 и одним ПВРД 14. Поверхности управления тангажом - флаппероны 12 с синфазным отклонением рулей 15 улучшают управляемость соответственно при транс- и сверхзвуковой скорости. Система КЗК с крыльями 1 и 8 и с их наплывами 2 большой общей площади в комбинации с ПГО 6 позволяют при взлете значительно уменьшить длину разбега. Поскольку прирост подъемной силы от ПГО 6 на режимах взлета будет значительно больше (примерно в два раза) за счет большого момента от ПГО и соответствующего ему большого отклонения закрылков 10, 11 и 12, то при транс- и сверхзвуковых режимах полета расположенные от верхних бортов гондол 13 ТРДДФ рулевые поверхности 15 стабилизатора 7 обратной V-образности улучшают устойчивость в продольном канале. Кроме того, наплывы 2 крыльев 1 и 8 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 12 крыла 8, а достаточно, уменьшая потери на балансировку, небольшого отклонения вверх рулевых поверхностей 15. После взлета и набора высоты сверхзвуковая скоростью полета СМСТК обеспечивается комбинированной его СУ и работой двух ТРДДФ в комбинации с ПВРД, а путевое управление обеспечивается рулем направления 18 вертикального оперения 16 (см. фиг. 1в). Продольное и поперечное управление может осуществляться соответственно рулевыми поверхностями - синфазным отклонением флапперонов 10 (или рулевых поверхностей 15) и дифференциальным - флапперонов 12. Оптимизация эффективности крейсерского полета на сверхзвуковых скоростях достигается путем соответствующего программирования тяги СУ: работает один ПВРД, два ТРДДФ или все три, используемые в полете на сверхзвуковых (с 1,8≤М≥2,4) или больших сверхзвуковых (с М≥3,1) скоростях полета.
Для улучшения рассеивания энергии ударной волны трапециевидное ПГО 6, смонтированное с положительным углом поперечного V=+27°, удерживает вверху и приглушает хлопок перехода через звуковой барьер за счет увеличения сечения головной части фюзеляжа 5, а стабилизатор 7 обратной V-образности с обратной стреловидностью и округленной его вершиной образует модифицированную инвертированную ударную волну, движущуюся навстречу головной, уменьшенной гасителем 4 звукового удара, выполненным с обтекателем 5 в виде разновеликого знака бесконечности, и, как следствие, в результате их интерференции интенсивность результирующей волны уменьшается.
Таким образом, высокоэкологичный СМСТК с ПГО и стабилизатором обратной V-образности позволяет, программируя тягу комбинированной СУ в соответствии с режимами полета, достигать укороченного взлета и скорости полета с числом М≥3,1 при большом уровне малошумности, безопасности и высокой степени наработки на отказ двигателей. Кроме того, только у стреловидной системы КЗК, 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 каждого крыла, или однотипную им 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 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 и уменьшение эффекта звуковых ударов за счет изменения силы, позиции и характера взаимодействия ударных волн. А расположение ТРДДФ в гондолах над задним крылом и между консолями стабилизатора в значительной мере уменьшает производимый ими шум, а разнонаправленные крылья замкнутой конструкции и стабилизатор отводят звуковые удары, возникающие в момент преодоления звукового барьера, назад и вверх от земли, а значит, звуковое возмущение дольше пробудет на высоте полета СМСТК, то ударная волна заметно ослабнет, прежде чем достигнет земли.
Теперь уже нет сомнений, что только СМСТК с комбинированной СУ - это одно из важнейших и возможных направлений развития передовой авиационной техники. В конечном итоге широкие эксплуатационные требования к сверхзвуковым самолетам нового поколения, несомненно, приведут к освоению и таких СМСТК (см. табл. 1).