Сверхзвуковой самолет

 

Использование: в самолетостроении при создании административных самолетов большой дальности и скорости. Сущность изобретения: фюзеляж самолета плавно сопрягается с крылом и с верхней частью мотогондолы и не выступает за сопла двигателей, которые 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, каждая из которых имеет свой размах и стреловидность по передней кромке, при этом величина корневой хорды крыла составляет 0,8-1,0 длины фюзеляжа. Воздухозаборники двигателей могут быть выполнены с фиксированным углом клина сжатия. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится преимущественно к административным (деловым) самолетам большой дальности, предназначенным для совершения деловых поездок руководителями государств, муниципальных органов, бизнесменами и т.д. а также для экстренной доставки небольших грузов с целью экономии времени во всех случаях по сравнению с использованием других транспортных средств.

Все существующие административные самолеты имеют дозвуковые скорости полета. При перелете на расстояние 6000-7500 км дальние дозвуковые самолеты типа "Фалькон", "Челенджер", "Гольфстрим" и другие, затрачивают почти 10 летных часов. Для снижения физиологических и психических нагрузок, действующих на пассажиров в столь продолжительном полете, эти летательные аппараты (ЛА) оборудованы комфортабельными салонами, габариты которых обеспечивают передвижение по салону в полный рост.

Принимая во внимание, что вся деловая поездка на расстояние 6000-7500 км, с учетом необходимого для отдыха времени, занимает 2-3 дня, представляется весьма актуальным обеспечение совершения однодневных деловых поездок, когда, отбывая из дома утром, днем можно провести совещание в месте прилета и вечером возвратиться домой. Такой режим поездки облегчит пассажиру физиологическую переносимость полета, не нарушит привычный ритм жизни и не потребует непроизводительных затрат времени на адаптацию к местному времени в пунктах прибытия и возвращения. Решение этой задачи возможно при создании сверхзвуковых деловых самолетов с крейсерской скоростью полета 1900-2100 км/ч.

Известен проект сверхзвукового административного самолета С-21, разрабатываемый ОКБ им П.О. Сухого совместно с американской фирмой "Гольфстрим" [1] Как указывается в источнике, С-21 имеет взлетный вес около 52 т и рассчитан на перевозку 8-10 пассажиров на дальность до 7400 км. 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. Максимальные габариты пассажирского салона самолета С-21 в поперечном сечении составляют по высоте 1,86 м, по ширине 1,6 м.

Однако высокий уровень звукового удара (более 45 Па) не позволяет осуществлять полеты над сушей на сверхзвуковой скорости. В связи с этим область использования С-21 как сверхзвукового самолета ограничена полетами через океан. Кроме того, эксплуатационные затраты для С-21 более чем в два раза превышают затраты для дозвуковых аналогов вследствие его существенно большей стоимости (40-50 млн. долларов вместо 18-25 млн. долларов) и примерно втрое большего расхода топлива.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является сверхзвуковой самолет с крылом большой стреловидности [2] содержащий фюзеляж, передняя секция которого расположена перед крылом, центральная секция конструктивно объединена с крылом, задняя секция фюзеляжа выступает за переднюю кромку крыла. Передняя секция фюзеляжа и часть его центральной секции имеют наклоненные вовнутрь боковые стенки, образующие в продольном направлении поверхность с одинарной кривизной. Центральная секция имеет нижнюю поверхность, сочлененную с нижней поверхностью крыла таким образом, что фюзеляж нигде не выступает ниже крыла. Две гондолы двигателей, установленные на нижней поверхности крыла по обе стороны фюзеляжа, имеют воздухозаборники, расположенные позади передней кромки крыла. Самолет содержит два вертикальных киля, каждый из которых установлен вблизи соответствующего конца крыла, выше и ниже его плоскости хорд. На каждом конце крыла имеется дополнительная поверхность, которая может поворачиваться относительно поперечной оси, обеспечивая управление самолета по крену и тангажу.

Очевидно, аэродинамическая компоновка прототипа оптимизирована под сверхзвуковой крейсерский режим полета, в связи с чем крыло имеет малое удлинение и площадь. Как следствие ухудшение взлетно-посадочных характеристик самолета по сравнению с дозвуковыми аналогами. Ввиду того, что количество ВПП пригодных для эксплуатации самолетов уменьшается с ростом потребной длины ВПП, а время поездки до аэродрома возрастает, суммарные временные издержки на поездку, даже при сверхзвуковой скорости полета, снижаются незначительно.

Для размещения относительно большого количества топлива фюзеляж прототипа имеет большую длину. В результате его смачиваемая поверхность, а следовательно, его аэродинамическое сопротивление и вес конструкции возрастают. Трапециевидная форма поперечного сечения фюзеляжа не рациональна с точки зрения работы конструкции на избыточное давление внутри фюзеляжа, что также увеличивает вес его конструкции. Данная форма поперечного сечения также не оптимальна для обеспечения высокого комфорта пассажирам, так как максимальная ширина кабины должна находиться на уровне локтей, а не на уровне пола, как у прототипа.

Разнесенные по размаху крыла мотогондолы двигателей частично разгружают крыло, однако увеличивают примерно на 20% волновое сопротивление и примерно на 40% сопротивление трения мотогондол, что связано с формой самих мотогондол (площадь миделевого сечения мотогондолы примерно в 1,5 раза превышает площадь входа в воздухозаборник) и ростом их смачиваемой поверхности по сравнению с компоновкой двигателей в единой интегрированной мотогондоле. Кроме того, применение разнесенных мотогондол усложняет задачу по обеспечению балансировки самолета при отказе одного из двигателей.

Задачей изобретения является разработка сверхзвукового самолета с аэродинамической компоновкой, обеспечивающей снижение веса конструкции самолета, достижение высоких характеристик в крейсерском полете и возможности эксплуатации с аэродромов, используемых для базирования дозвуковых аналогов.

Технический результат состоит в уменьшении смачиваемой поверхности самолета, снижении волнового сопротивления самолета, уменьшении относительного веса конструкции планера.

Технический результат достигается тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло с механизацией, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, шасси, вертикальное оперение, аэродинамические органы управления, систему управления, фюзеляж плавно сопрягается 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 0,2-0,35 и 0,6-0,75 соответственно, углы стреловидности по передней кромке составляют 70-82^o для корневой секции, 55-65^o для промежуточной секции и 35-55^o для концевой секции, стреловидности задних кромок концевой и промежуточной секций составляют ±10^o, а величина корневой хорды крыла составляет 0,8-1,0 длины фюзеляжа.

Возможно использование воздухозаборников двигателей с фиксированным углом клина сжатия при крейсерской скорости полета до числа М 1,8 (1900 км/ч).

Таким образом, указанный результат достигается за счет интеграции основных элементов самолета, их рационального взаимного расположения, использования крыла сложной формы в плане с определенным соотношением параметров.

На фиг. 1 показан сверхзвуковой самолет в 3-х проекциях; на фиг. 2 - схема крыла самолета.

Самолет (фиг. 1) содержит фюзеляж 1, стреловидное крыло 2 с механизацией, объединенную для двух или более двигателей мотогондолу 3, интегрированную с хвостовой частью фюзеляжа, шасси 4, вертикальное оперение 5, аэродинамические органы управления 6 и систему управления.

Передняя часть фюзеляжа, включающая носовой обтекатель, кабину пилотов и пассажирский салон, для обеспечения комфорта и минимальной массы конструкции выполнена с близкими к круговой форме сечениями. Средняя часть фюзеляжа плавно сопрягается с крылом, обеспечивая минимальное сопротивление. Хвостовая часть фюзеляжа плавно сопрягается с верхней частью мотогондолы, выступающей над крылом, и не выступает за сопла двигателей.

Двигатели размещены в единой мотогондоле, верхняя часть которой интегрирована (плавно сопряжена) с хвостовой частью фюзеляжа, при этом фюзеляж не выступает за сопла двигателей. Воздухозаборники расположены под крылом и их передние кромки (в зависимости от использования регулируемых или нерегулируемых клиньев сжатия воздухозаборников) находятся на расстоянии 0,6-0,8 длины фюзеляжа, отсчитывая от его носка. Нижняя поверхность мотогондолы практически эквидистантна теоретической нижней поверхности крыла, а боковые поверхности с точностью до 1,5^o параллельны плоскости симметрии самолета, что минимизирует углы наклона поверхности мотогондолы по отношению к вектору скорости набегающего потока и практически сводит на нет волновое сопротивление.

В результате по сравнению с прототипом длина фюзеляжа уменьшается в 1,5-2,0 раза, максимальная площадь поперечного сечения с учетом мотогондол (мидель самолета) более чем в 1,5 раза. Это позволяет снизить величину лобового сопротивления и вес конструкции. Снижение сопротивления и веса конструкции, в свою очередь, позволяет применить двигатели меньшей тяги с меньшим весом и размерами и меньшим расходом топлива.

Для компенсации потери объема фюзеляжа, необходимого для размещения топлива, сохранения высоких несущих свойств как при сверхзвуковой, так и при дозвуковой скорости полета, минимизации омываемой поверхности и снижении веса конструкции каждая половина крыла самолета имеет три секции: корневую, промежуточную и концевую.

Корневая секция (фиг. 2) выполнена с большим углом стреловидности по передней кромке (70-82^o), имеет относительный размах 0,2-0,35 полуразмаха крыла, при этом длина корневой хорды крыла равна или несколько меньше длины фюзеляжа по плоскости симметрии самолета. В результате увеличивается высота в корне крыла, что позволяет увеличить объемы для размещения топлива, реализовать "сверхзвуковое правило площадей", уменьшить вес силового набора. При увеличении угла стреловидности более 82^o и уменьшении относительного размаха менее 0,2 корневая секция вырождается. При угле стреловидности менее 70^o и относительном размахе более 0,35 эффект от увеличения строительной высоты и снижения волнового сопротивления становится меньшим, чем потери от увеличения площади крыла. Корневая секция заканчивается органом управления.

Промежуточная секция выполнена с углом стреловидности по передней кромке 55-65^o, что является оптимальным для сверхзвукового полета. Стреловидность задней кромки составляет ±10^o, что обеспечивает эффективную работу органов управления. Передняя и задняя кромки промежуточной секции стыкуются с передней и задней кромками корневой секции крыла без разрыва.

Концевая секция полукрыла относительно малой площади, параметры которой незначительно сказываются на весовых характеристиках крыла и аэродинамических характеристиках на режимах полета со сверхзвуковой скоростью, но в значительной степени влияют на аэродинамические характеристики на дозвуковых скоростях, включая взлетно-посадочные режимы, выполнена с углом стреловидности по передней кромке 35-55^o и начинается с относительного размаха 0,6-0,75. При угле стреловидности менее 35^o ухудшаются характеристики устойчивости и управляемости на больших углах атаки (на взлетно-посадочных режимах). При размахе, большем 0,75, эффект от концевой секции становится незначительным. Угол стреловидности задней кромки составляет ±10^o. Передняя и задняя кромки концевой секции стыкуются соответственно с передней и задней кромками промежуточной секции крыла без разрыва.

Удлинение крыла равно 1,4-2,0.

Для снижения веса мотогондолы, упрощения системы ее управления, применения более легких и дешевых конструкционных материалов, упрощения системы кондиционирования возможно ограничение режимов полета самолета крейсерской скоростью, соответствующей числу М 1,8 (1900 км/ч), и применение воздухозаборника с фиксированным углом клина сжатия. При этом обеспечиваются достаточно высокие коэффициенты восстановления полного давления в воздухозаборнике, уменьшение температуры обшивки самолета до величины менее 90^oС, уменьшение почти на 20% длины воздухозаборника с воздуховодом. При этом увеличение времени полета не превысит 10% Для предотвращения попадания посторонних предметов при движении самолета по аэродрому возможно применение дополнительных воздухозаборников двигателей над крылом и по бокам фюзеляжа.

Остальные элементы, узлы и системы выполнены на основе известных принципов и методов проектирования.

Для подтверждения возможности реализации и оценки эффективности разработанной схемы самолета по изобретению были проведены проработки варианта административного самолета, рассчитанного на перевозку 6 пассажиров с высоким уровнем комфорта на расстояние 6400 км со сверхзвуковой скоростью полета, соответствующей числу М 1,8, при использовании для взлета и посадки аэродромов с длиной ВПП не более 1800 м.

Результаты проработок и расчетов показывают, что самолет имеет следующие геометрические параметры: длину 22 м, размах крыла 12 м, углы стреловидности по передней кромке составляют χ₁ = 80°, χ₂ = 60°, χ₃ = 50°. Относительный размах корневой и центральной секций крыла в долях полуразмаха крыла в точках излома составляют z₁ 0,35 и z₂ 0,7 соответственно, а удлинение крыла равно 1,55. В связи с небольшим временем полета около 4 ч поперечные размеры пассажирского салона уменьшены до высоты в проходе и максимальной ширины около 1,5 м, что позволяет существенно снизить аэродинамическое сопротивление самолета и вес его конструкции. Воздухозаборники данного варианта выполнены с нерегулируемыми клиньями сжатия, в связи с чем их длина и, следовательно, вес конструкции уменьшены, а значение крейсерской скорости полета ограничено величиной, соответствующей числу М 1,8.

В указанной схеме обеспечивается максимальное аэродинамическое качество на сверхзвуковой скорости на уровне K_max 8,0-8,5, а относительный вес планера на уровне 19-20% от взлетного веса. В результате при наличии на борту экипажа, шести пассажиров и багажа самолет обеспечивает дальность полета более 6300 км при взлетном весе менее 24 т. Потребная длина взлетно-посадочной полосы составляет 1800 м. По расчетам, стоимость такого самолета находится на уровне дозвуковых аналогов.

Формула изобретения

1. Сверхзвуковой самолет, содержащий фюзеляж, стреловидное крыло с механизацией, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, шасси, вертикальное оперение, аэродинамические органы управления, систему управления, отличающийся тем, что фюзеляж плавно сопрягается 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 0,2 0,35 и 0,6 0,75 соответственно, углы стреловидности по передней кромке составляют 70 82^o для корневой секции, 55 65^o для промежуточной секции и 35 55^o для концевой секции, стреловидности задних кромок концевой и промежуточной секций составляют ± 10^o, а величина корневой хорды крыла составляет 0,8 1,0 длины фюзеляжа.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что воздухозаборники двигателей выполнены с фиксированным углом клина сжатия.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2