Летательный аппарат (варианты)
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздухозаборников сверхзвуковых пассажирских самолетов. В первом варианте исполнения летательный аппарат (ЛА) содержит крыло, фюзеляж, по меньшей мере, один воздушно-реактивный двигатель (ВРД), расположенный в хвостовой части фюзеляжа. Воздухозаборник указанного ВРД имеет два канала, один из которых расположен с верхней стороны, а другой с нижней стороны носовой части фюзеляжа. Во втором варианте ЛА содержит два ВРД, расположенных в хвостовой части фюзеляжа один над другим в плоскости симметрии ЛА. Воздухозаборник верхнего ВРД расположен с верхней стороны носовой части фюзеляжа, а воздухозаборник нижнего ВРД расположен с нижней стороны носовой части фюзеляжа. Функцию генератора скачков уплотнения в вышеуказанных сверхзвуковых воздухозаборниках выполняет носовая часть фюзеляжа, выполненная в виде горизонтального многоступенчатого клина. В третьем варианте выполнения ЛА содержит, но меньшей мере, один ВРД, размещенный в мотогондоле, расположенной с нижней стороны крыла. Фюзеляж ЛА прикреплен к крылу посредством указанной мотогондолы. ВРД имеют воздухозаборники, в которых в качестве генераторов скачков уплотнения использован общий вертикальный клин. Достигается возможность создания сверхзвуковых административных самолетов. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 16 ил.
Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение имеет отношение к летательным аппаратам (ЛА) и касается, в частности, сверхзвуковых самолетов.
Уровень техники
С момента начала практической эксплуатации сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) Конкорд в середине 70-х годов XX века и до настоящего времени авиационные фирмы в разных странах мира не прекращают попыток создания новых СПС.
Однако более реальной является перспектива создания сверхзвукового административного самолета (САС), так как в этом случае легче удовлетворяются экологические требования, а также такой самолет имеет меньшие стоимости разработки и эксплуатации.
Из [1] известен двухдвигательный САС схемы «утка», у которого два двигателя посредством пилонов прикреплены к нижней стороне крыла, на некотором расстоянии от оси симметрии самолета.
Из [2] известен двухдвигательный САС схемы «бесхвостка». Двухкилевое вертикальное оперение расположено на концах крыла. Двигатели прикреплены к нижней стороне крыла на некотором расстоянии от оси симметрии самолета. Воздухозаборники двигателей расположены с нижней стороны крыла.
Подавляющее большинство новых проектов САС (в том числе вышеуказанные) представляют собой, по сути, или уменьшенные копии известных СПС, или увеличенные копии известных сверхзвуковых истребителей.
Основная трудность создания САС состоит в том, что из-за малых размеров самолета, в сочетании с ростом относительной площади миделя фюзеляжа, трудно обеспечить потребное максимальное крейсерское аэродинамическое качество на сверхзвуковой скорости полета. Это не позволяет получить заданные летные характеристики САС по дальности полета.
Из [3] известен сверхзвуковой пассажирский самолет с треугольным крылом малого удлинения, выполненный по схеме «бесхвостка» с однокилевым вертикальным оперением. Крыло расположено по схеме низкоплан. Самолет имеет с нижней стороны носовой части фюзеляжа воздухозаборники для пакета из четырех турбореактивных двигателей (ТРД), расположенных в горизонтальной плоскости в хвостовой части фюзеляжа. Пассажирский салон расположен над каналами воздухозаборников ТРД. Фюзеляж имеет в поперечном сечении форму прямоугольника.
Недостатки вышеуказанного технического решения: при отказе одного из ТРД возникает дестабилизирующий момент по курсу, что вынуждает иметь на самолете вертикальное оперение, что снижает аэродинамическое качество самолета; длинные каналы воздухозаборников увеличивают вес конструкции и снижают эффективность ТРД.
Воздухозаборники на сверхзвуковых самолетах могут располагаться в разных местах.
Подфюзеляжный воздухозаборник неизменяемой геометрии имеет американский однодвигательный истребитель F-16 ([4], с.389÷392).
Преимущество такого расположения воздухозаборника: за счет предварительного торможения набегающего потока воздуха носовой частью фюзеляжа при сверхзвуковой скорости полета можно использовать нерегулируемый дозвуковой воздухозаборник до полетных чисел Маха (М), равных 1,5÷1,8, что упрощает конструкцию воздухозаборника и снижает его вес.
Недостаток: при такой компоновке воздухозаборника сверхзвуковая скорость полета самолета ограничивается числом М=1,8.
Надфюзеляжный плоский воздухозаборник регулируемой геометрии имел опытный американский однодвигательный истребитель-бомбардировщик YF-107 ([4], с.265÷267).
Опытный французский истребитель-перехватчик Ледюк O22 ([4], с.267÷268) имел носовой воздухозаборник с центральным коническим телом, в котором размещалась кабина пилота. При этом пилот в кабине расположен лежа. Самолет имел комбинированную силовую установку, состоящую из ТРД, размещенного внутри (соосно) прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД). Воздушный канал двигателей имел кольцевую форму.
Преимущество такой компоновки: так как силовая установка самолета является не отдельным узлом, а частью конструкции планера, то это позволяет иметь минимальный суммарный мидель фюзеляжа и двигателя, что повышает аэродинамическое качество самолета.
Недостаток: неудобное (лежачее) положение летчика в кабине.
Наиболее близким к заявляемому изобретению является английский перехватчик Лайтнинг ([4], с.218÷221). Он имеет два ТРД, установленных в хвостовой части фюзеляжа друг над другом в плоскости симметрии самолета. Общий для двух ТРД воздухозаборник расположен в носовой части фюзеляжа. Кабина пилота расположена над воздушными каналами двигателей. Самолет выполнен по «нормальной» схеме со среднерасположенным (между двумя двигателями) крылом и с однокилевым вертикальным оперением.
Преимущества прототипа: расположение двух двигателей друг над другом в плоскости симметрии самолета позволяет иметь минимальный суммарный мидель фюзеляжа и двигателей, что повышает аэродинамическое качество самолета; принятое расположение двигателей позволяет иметь вертикальное оперение минимальной площади, так как при отказе одного из двигателей не возникает дестабилизирующего (разворачивающего) момента по курсу, что повышает аэродинамическое качество самолета.
Недостаток прототипа: кабина пилота и силовая установка выполнены как независимые агрегаты, что не позволяет иметь самолету максимально возможное аэродинамическое качество, а следовательно, не позволяет иметь максимально возможную дальность полета.
Надо заметить, что вышеуказанный прототип был не единственным самолетом с вертикальным расположением двух ТРД, один над другим в плоскости симметрии самолета. Во время второй мировой войны в Германии фирма Gotha разрабатывала проект истребителя р-60, выполненного по схеме «летающее крыло» со стреловидным крылом, у которого два ТРД установлены в плоскости симметрии самолета один над другим сверху и снизу центроплана. Два члена экипажа должны были располагаться лежа ([5], с.148).
Раскрытие изобретения
Задачей заявляемого изобретения является устранение недостатков прототипа.
Очевидно, если такая задача может быть решена, то это "неочевидное" решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техники, поскольку у прототипа она не решена.
Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, имеет следующие общие с прототипом существенные признаки: самолет имеет треугольное крыло, фюзеляж, два турбореактивных двигателя, размещенные в хвостовой части фюзеляжа друг над другом в плоскости симметрии самолета.
Отличительными от прототипа существенными признаками являются: носовая часть фюзеляжа выполняет функцию генератора скачков уплотнения (горизонтального многоступенчатого клина) воздухозаборников двигателей, при этом входной канал верхнего двигателя расположен над носовой частью фюзеляжа, а входной канал нижнего двигателя расположен под носовой частью фюзеляжа, крыло установлено по схеме «высокоплан» с отрицательной геометрической круткой и с отрицательным углом поперечного V.
Таким образом, за счет принятого (вертикального, друг над другом) расположения двигателей и за счет того, что силовая установка самолета является не отдельным узлом, а частью конструкции планера (носовая часть фюзеляжа одновременно является горизонтальным многоступенчатым клином воздухозаборников двигателей), заявляемый самолет имеет минимальный суммарный мидель фюзеляжа и двигателей, что повышает аэродинамическое качество самолета.
Заявляемый самолет не имеет ни горизонтального, ни вертикального оперения (то есть он выполнен по схеме «бесхвостка»), что также повышает аэродинамическое качество самолета.
Заявляемый самолет имеет треугольное (то есть стреловидное) крыло с отрицательной геометрической круткой и с отрицательным углом поперечного V. Это позволяет обеспечить статическую устойчивость самолета по всем осям только за счет крыла: по тангажу - за счет стреловидности и отрицательной геометрической крутки крыла; по крену - за счет требуемого угла поперечного V крыла; по курсу - за счет стреловидности, отрицательной геометрической крутки и требуемого угла поперечного V крыла. Все это повышает аэродинамическое качество самолета.
Краткое описание чертежей
На ФИГ. 1÷5 показан один из возможных вариантов исполнения заявляемого изобретения, где обозначено: 1 - фюзеляж; 2 - треугольное, с тремя изломами передней кромки, крыло малого удлинения; 3 и 4 - нижний и верхний ТРД соответственно; 5 и 6 - основные опоры шасси; 7 - передняя опора шасси; 8 - входная дверь-трап; 9÷14 - окна кабины пилотов; 15÷18 - окна пассажирской кабины; 19÷22 - элевоны; 23 и 24 - расщепляющиеся щитки; 25÷28 - отклоняемые носки крыла 2; 29÷32 - кресла пассажиров; 33 и 34 - кресла пилотов; 35 - бар; 36 - полка для багажа; 37 и 38 - столики; 39 - туалет; 40 и 41 - воздухозаборники нижнего и верхнего ТРД соответственно; 42÷45 - боковые продольные щеки горизонтального клина (носовой части фюзеляжа 1) воздухозаборников двигателей; стрелкой с надписью Н.П. показано направление полета самолета.
На ФИГ.1 показан вид слева летательного аппарата.
На ФИГ.2 показан вид спереди летательного аппарата.
На ФИГ.3 показан вид сверху летательного аппарата. Показано место сечения А-А.
На ФИГ.4 показано сечение А-А.
На ФИГ.5 показан вариант компоновки кабины пилотов, пассажирской кабины, тамбура и туалета при виде в плане.
На ФИГ.6 показан вариант компоновки кабины пилотов, пассажирской кабины, тамбура и туалета при виде в плане, когда вместо бара 35 и полки для багажа 36 установлено еще одно пассажирское кресло 50, и кресло второго пилота 34 используется пассажиром.
На ФИГ.7 и 8 показан вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него на концах крыла (с нижней его стороны) расположено двухкилевое вертикальное оперение 51 и 52.
На ФИГ.9 показан вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него концы крыла 53 и 54 отогнуты вниз и выполняют, таким образом, функцию двухкилевого вертикального оперения.
На ФИГ.10 и 11 показан вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него передняя (расположенная вблизи плоскости симметрии ЛА) часть крыла 55 крыла 2 выполнена поворотной относительно поперечной оси (то есть она выполняет функцию передней несущей поверхности, создающей положительную подъемную силу).
На ФИГ.12 и 13 показан вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него фюзеляж 60 прикреплен к нижней поверхности крыла 61 посредством общей мотогондолы 62 двигателей 63 и 64. Генератор скачков уплотнения сверхзвуковых воздухозаборников двигателей 63 и 64 выполнен в виде общего вертикального клина 65. Стрелкой с надписью Н.П. показано направление полета самолета.
На ФИГ.14 показано поперечное сечение фюзеляжа в пассажирском варианте исполнения заявляемого изобретения, когда у него пассажирский салон имеет одинаковую (по ширине салона) высоту. Цифрами обозначены: 40 и 41 - воздухозаборники нижнего и верхнего ТРД соответственно.
На ФИГ.15 показано поперечное сечение фюзеляжа в пассажирском варианте исполнения заявляемого изобретения, когда у него пассажирский салон над продольным проходом между пассажирскими креслами имеет большую высоту, чем над пассажирскими креслами. Цифрами обозначены: 40 и 41 - воздухозаборники нижнего и верхнего ТРД соответственно.
На ФИГ.16 показана схема сил, действующих на заявляемый самолет при дозвуковом и сверхзвуковом крейсерском полете, где обозначено: G - сила тяжести, действующая на заявляемый самолет при дозвуковой и сверхзвуковой крейсерской скорости полета; Yд и Yсз - аэродинамическая подъемная сила, действующая на заявляемый самолет при дозвуковой и сверхзвуковой крейсерской скорости полета соответственно; Хд и Хсз - сила аэродинамического сопротивления, действующая на заявляемый самолет при дозвуковой и сверхзвуковой крейсерской скорости полета соответственно; Рд и Рсз - сила тяги двигателей, действующая на заявляемый самолет при дозвуковой и сверхзвуковой крейсерской скорости полета соответственно; Lд и Lсз - расстояние между линиями действия аэродинамической подъемной силы и силой тяжести при дозвуковой и сверхзвуковой крейсерской скорости полета соответственно; Н - расстояние между линиями действия силы аэродинамического сопротивления и силы тяги двигателей при дозвуковой и сверхзвуковой крейсерской скорости полета. Стрелкой с надписью Н.П. показано направление полета самолета.
Осуществление изобретения
Заявляемый самолет, в варианте САС (в одном из возможных вариантов его исполнения), представляет собой следующее. Имеется (ФИГ.1÷5) фюзеляж 1, треугольное (то есть стреловидное, прямой стреловидности) крыло малого удлинения 2 с тремя изломами его передней кромки. Два ТРД 3 и 4 размещены в задней части фюзеляжа 1 друг над другом в плоскости симметрии самолета. Самолет имеет основные опоры 5 и 6 и переднюю опору 7 убирающегося в полете шасси. Фюзеляж 1 состоит из: кабины пилотов с креслами 33 и 34 и окнами 9÷14; тамбура с баром 35 и полкой для багажа 36; пассажирского салона на четырех человек с креслами пассажиров 29÷32, столиками 37 и 38 и окнами 15÷18; туалета 39. Носовая часть фюзеляжа 1 выполняет также функцию генератора скачков уплотнения (горизонтального клина) воздухозаборников 40 и 41 двигателей 3 и 4 соответственно. Горизонтальный клин воздухозаборников 40 и 41 (носовая часть фюзеляжа 1) выполнен многоступенчатым (например, трехступенчатым), неизменяемой (но может быть и изменяемой) геометрии. При этом углы наклона поверхностей горизонтального клина оптимизированы для сверхзвуковой крейсерской скорости полета (то есть углы наклона ступеней (поверхностей) горизонтального клина подобраны такой величины, чтобы при сверхзвуковой крейсерской скорости полета затормозить набегающий поток воздуха на входе в ТРД до дозвуковой скорости). По бокам горизонтального клина (сверху и снизу носовой части фюзеляжа 1) расположены продольные щеки 42÷45, которые служат для исключения воздействия течения воздуха в одном воздухозаборнике (например, при его помпаже) на течение воздуха в другом воздухозаборнике. Фюзеляж 1 прикреплен к крылу 2 с нижней его стороны (то есть крыло самолета установлено по схеме высокоплан). Крыло 2 имеет элевоны 19÷22, расщепляющиеся щитки 23 и 24, расположенные на концах крыла, и отклоняемые носки 25÷28. Крыло 2 имеет отрицательную геометрическую крутку и отрицательный угол поперечного V. У самолета нет ни горизонтального, ни вертикального оперения - он выполнен по схеме «бесхвостка».
Как известно, повышение аэродинамического качества сверхзвукового транспортного самолета является одним из эффективных инструментов улучшения его эксплуатационных свойств. Одним из путей в этом направлении является использование полезной сверхзвуковой интерференции между частями самолета (в частности, между фюзеляжем, гондолами двигателей и крылом). Другим путем является объединение планера и силовой установки в единую (интегральную) конструкцию. Третьим путем является исключение из конструкции планера самолета ненесущих элементов, например исключение вертикального оперения (ВО) или снижение его площади.
В заявляемом изобретении при сверхзвуковой скорости полета фюзеляж 1 оказывает благоприятное (в аэродинамическом отношении) влияние на крыло 2 за счет полезной сверхзвуковой интерференции (скачки уплотнения, идущие от боковых поверхностей фюзеляжа 1, садятся только на нижнюю поверхность крыла 2, что позволяет уменьшить угол атаки крыла 2 и тем самым уменьшить его аэродинамическое сопротивление, а следовательно, повысить аэродинамическое качество самолета в целом).
У заявляемого изобретения носовая часть фюзеляжа 1, выполненная в форме горизонтального многоступенчатого клина неизменяемой геометрии, используется в качестве генератора скачков уплотнения сверхзвуковых воздухозаборников двигателей. Поэтому основная часть волнового сопротивления и сопротивления трения носовой части фюзеляжа 1 учитывается при определении характеристик силовой установки. Это обеспечивает уменьшение сопротивления самолета в целом, а следовательно, увеличивает его аэродинамические качества (по сравнению с самолетом с раздельной компоновкой фюзеляжа и мотогондолы).
У заявляемого изобретения два двигателя расположены в хвостовой части фюзеляжа друг над другом в плоскости симметрии самолета. Следовательно, при отказе одного из двигателей не возникает дестабилизирующего момента по курсу, что позволяет отказаться от вертикального оперения как такового. Это снижает аэродинамическое сопротивление и увеличивает аэродинамическое качество самолета в целом. Необходимая статическая устойчивость заявляемого самолета по курсу обеспечивается за счет стреловидности крыла и угла поперечного V крыла. Вертикальное расположение у заявляемого изобретения двух двигателей в хвостовой части фюзеляжа друг над другом в плоскости симметрии самолета позволяет иметь минимальный суммарный мидель фюзеляжа и двигателей, что также повышает аэродинамическое качество самолета.
Как известно, у сверхзвукового транспортного самолета воздухозаборник составляет главную часть веса силовой установки.
У заявляемого изобретения сверхзвуковые воздухозаборники двигателей и носовая часть фюзеляжа представляют собой единую (интегральную) конструкцию, что уменьшает вес конструкции самолета в целом.
Таким образом, в заявляемом самолете планер и силовая установка представляют собой единую (интегральную) конструкцию, что позволяет: повысить аэродинамическое качество самолета; снизить вес конструкции самолета; повысить эффективность силовой установки.
Для улучшения обзора из кабины пилотов на взлетно-посадочных режимах полета у известных СПС носовую часть фюзеляжа делают отклоняемой вниз. Это увеличивает вес и стоимость конструкции планера самолета и снижает безопасность полета на вышеуказанных режимах полета (из-за возможности отказа механизма поворота носовой части).
У заявляемого изобретения в отклонении носовой части фюзеляжа на взлетно-посадочных режимах полета (для улучшения обзора из кабины пилотов) нет необходимости, так как носовая часть фюзеляжа одновременно является и генератором скачков уплотнения (горизонтальным многоступенчатым клином), суммарный угол наклона ступеней которого равен ~40° (~20° вниз и ~20° вверх от строительной горизонтали самолета). Это снижает вес конструкции планера и повышает безопасность на вышеуказанных режимах полета.
Надежность и величина силы тяги современных ТРД таковы, что на самолетах с взлетной массой до 350 тонн и дальностью полета до 16000 км устанавливают всего два ТРД. При этом использование у самолета только двух ТРД выгодно как экономически, так и эксплуатационно.
Поэтому использование в заявляемом изобретении двух ТРД выгодно как экономически, так и эксплуатационно.
Расположение в заявляемом изобретении двух ТРД в хвостовой части фюзеляжа друг над другом в плоскости симметрии самолета и их воздухозаборников только сверху и снизу носовой части фюзеляжа позволяет иметь на боковых поверхностях фюзеляжа (слева и справа) окна и входную дверь и иметь требуемую высоту продольного прохода между креслами пассажиров в пассажирском салоне.
У известных компоновок (например, у вышеуказанного истребителя-перехватчика Ледюк O22 ([4], с.267÷268)) канал воздухозаборника двигателей имел кольцевую форму и летчик располагался в кабине лежа, что неудобно даже для боевого самолета, не говоря уже о пассажирском самолете.
Таким образом, компоновку заявляемого изобретения можно рассматривать двояко. С одной стороны, как самолет, у которого общая (для двух ТРД) мотогондола прикреплена к нижней стороне крыла. При этом мотогондола имеет сверхзвуковой воздухозаборник с горизонтальным многоступенчатым клином (нерегулируемым, постоянной геометрии), в котором размещена пассажирская кабина и кабина экипажа. С другой стороны, как самолет, у которого два ТРД размещены в хвостовой части фюзеляжа друг над другом в плоскости симметрии самолета, а их воздухозаборники расположены сверху и снизу носовой части фюзеляжа. При этом носовая часть фюзеляжа выполняет функцию нерегулируемого горизонтального многоступенчатого клина сверхзвуковых воздухозаборников ТРД. Но вне зависимости от той или иной выбранной точки зрения на заявляемый самолет это ничего практически не меняет.
Принятая в заявляемом изобретении интегральная компоновка планера и силовой установки, конечно же, не является оптимальной для всех типов пассажировместимостей. Например, она наверняка окажется неоптимальной для СПС, рассчитанного на 100 и более пассажиров (из-за увеличения относительной длины каналов воздухозаборников ТРД, что ведет к увеличению веса воздухозаборников и к потерям в эффективности ТРД).
Принятая в заявляемом самолете интегральная компоновка планера и силовой установки оптимальна для небольшой пассажировместимости (порядка 2÷10 пассажиров). В этом случае нет увеличения относительной длины каналов воздухозаборников ТРД, а следовательно, нет увеличения веса воздухозаборников и потерь в эффективности ТРД.
Статистика эксплуатации дозвуковых административных самолетов за рубежом свидетельствует, что среднее число пассажиров в одном полете составляет 4 человека и мало зависит от максимальной пассажировместимости самолета. Случаи перевозки групп из 10÷15 пассажиров крайне редки. Следовательно, увеличение пассажировместимости свыше 6 человек у сверхзвукового административного самолета нецелесообразно ([6], с.217).
В заявляемом изобретении пассажировместимость составляет 4÷6 человек, что является оптимальным.
Заявляемый самолет управляется: по тангажу и крену - посредством отклонения элевонов 19÷22; по курсу - путем отклонения расщепляющихся щитков 23 и 24, расположенных на концах крыла 2 (например, как это имеет место у известного американского бомбардировщика Б-2, выполненного по аэродинамической схеме «летающее крыло»).
В заявляемом изобретении крыло может иметь любую приемлемую форму в плане: малого удлинения; большого удлинения; прямую (не стреловидную); стреловидную (прямая или обратная стреловидность); треугольную; скользящую и др.
В заявляемом самолете крыло может быть установлено по любой приемлемой схеме: низкоплан; среднеплан; высокоплан.
Заявляемый самолет может быть выполнен по любой приемлемой аэродинамической схеме: «бесхвостка», «утка», «нормальная», «летающее крыло».
Заявляемое изобретение может быть использовано в качестве пилотируемого ЛА любого типа (например, в варианте САС) или в качестве беспилотного ЛА.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него вектор тяги двигателя (или двигателей) может изменять свое направление, например, в продольной плоскости относительно хорды крыла (для создания момента по тангажу - для балансировки и управления ЛА). Это может осуществляться, например, путем использования у двигателей поворотных сопел.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.6), отличающийся от показанного на ФИГ.5 тем, что у него в тамбуре вместо бара 35 и багажной полки 36 установлено еще одно пассажирское кресло 50 и кресло 34 второго пилота занято пассажиром (то есть в этом варианте компоновки самолет выполнен семиместным (1 пилот + 6 пассажиров)).
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.7÷8), отличающийся от показанного на ФИГ. 1÷5 тем, что у него имеется двухкилевое цельноповоротное вертикальное оперение 51 и 52, размещенное на концах крыла с его нижней задней стороны. При этом бортовая хорда вертикального оперения (которой оно крепится к нижней поверхности крыла) имеет меньший размер, чем его максимальная хорда (как один из возможных вариантов исполнения вертикального оперения), - для облегчения решения проблем аэроупругости крыла (так как в этом случае центр тяжести вертикального оперения смещается вперед относительно передней кромки крыла).
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.9), отличающийся от показанного на ФИГ.1÷5 тем, что у него законцовки 53 и 54 крыла отогнуты вниз (они выполняют функцию вертикального оперения - для создания статической устойчивости по курсу).
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.10÷11), отличающийся от показанного на ФИГ.1÷5 тем, что у него передняя часть крыла 55 (расположенная вблизи плоскости симметрии ЛА) выполнена с возможностью установки под иной угол атаки по отношению к остальной (задней) части крыла 2. То есть центральная хорда (лежащая в плоскости симметрии самолета) носовой части крыла выполнена с возможностью установки под некоторым (не равным нулю) углом относительно центральной хорды (лежащая в плоскости симметрии самолета) остальной (задней) части крыла. В этом варианте исполнения заявляемое изобретение выполнено по своеобразной схеме «утка».
Из экспериментов в аэродинамических трубах давно известно, что для более благоприятной интерференции между фюзеляжем и крылом на сверхзвуковой скорости полета фюзеляж нужно разместить снизу от крыла на пилоне (то есть в этом случае крыло самолета установлено по схеме «парасоль»). Оптимальной высотой расположения крыла относительно фюзеляжа является высота, устраняющая влияние крыла на фюзеляж (щель между крылом и фюзеляжем должна быть не менее диаметра фюзеляжа). Такой самолет имеет более высокое аэродинамическое качество на сверхзвуковой скорости полета, по сравнению с самолетом с традиционным расположением крыла (например, с расположением крыла по схеме низкоплан, среднеплан или высокоплан). Это происходит потому, что скачки уплотнения от носовой части фюзеляжа садятся только на нижнюю поверхность крыла, что позволяет уменьшить угол атаки крыла, а следовательно, уменьшить аэродинамическое сопротивление крыла, а следовательно, повысить аэродинамическое качество самолета в целом.
Как показали исследования в аэродинамических трубах, волновое сопротивление компоновки типа «парасоль» при коэффициенте подъемной силы Су=0,1 составляет примерно 1/3 от волнового сопротивления обычной компоновки (низкоплан, среднеплан или высокоплан). Это означает, что интенсивность звукового удара будет меньше, чем у обычной компоновки. При этом компоновка типа «парасоль» с отрицательным углом поперечного V крыла будет устойчивой по курсу даже без вертикального оперения. При числе М=3,0 полета компоновка типа «парасоль» (фюзеляж + крыло + пилон) имеет максимальное аэродинамическое качество ~11, в то время как при такой же скорости полета максимальное аэродинамическое качество изолированного крыла равно 9,5. Кроме того, общая длина фюзеляжа такой компоновки (из-за меньшего оптимального удлинения фюзеляжа) будет меньше. Уменьшение общей длины компоновки также приводит к ослаблению интенсивности звукового удара ([7], с.8).
Эффективным средством более полного использования интерференции является придание крылу отрицательного угла поперечного V. Такая компоновка обладает хорошей путевой устойчивостью и имеет максимальное аэродинамическое качество 10,6, вместо 7,1 у обычной схемы ([8], с.19).
Однако на практике традиционная схема «парасоль» трудно реализуема из-за проблем аэроупругости конструкции планера (тяжелый фюзеляж в такой схеме прикреплен к нижней стороне крыла посредством пилона, имеющего малую строительную высоту (относительная толщина профиля пилона 2÷3%)).
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.12÷13), например, в варианте СПС, когда у него два (или один или более двух) двигателя 63 и 64 (например, ТРД) размещены в общей мотогондоле 62 друг над другом в плоскости симметрии самолета. Мотогондола 62 прикреплена к крылу 61 с его нижней стороны. Фюзеляж 60 прикреплен к крылу 61 посредством общей мотогондолы 62 двигателей 63 и 64. В сверхзвуковых воздухозаборниках двигателей 63 и 64 в качестве генератора скачков уплотнения использован общий для обоих двигателей вертикальный клин 65 (например, многоступенчатый, неизменяемой геометрии). Каналы воздухозаборников двигателей 63 и 64 разделены между собой горизонтальной перегородкой. В таком варианте исполнения заявляемого изобретения функцию пилона, посредством которого фюзеляж 60 прикреплен к крылу 61, выполняет мотогондола 62 двигателей 63 и 64. При этом строительная высота мотогондолы 62 (в горизонтальной плоскости) вполне достаточна для устранения проблем, связанных с аэроупругостью конструкции планера. В таком варианте исполнения заявляемого изобретения при сверхзвуковой скорости полета скачки уплотнения от фюзеляжа 60, вертикального клина 65 и обечайки воздухозаборника мотогондолы 62 садятся только на нижнюю поверхность крыла, что позволяет уменьшить угол атаки крыла, а следовательно, уменьшить аэродинамическое сопротивление крыла и повысить аэродинамическое качество самолета.
В пассажирском варианте исполнения заявляемого изобретения пассажирский салон может иметь или постоянную (ФИГ.14) высоту (по ширине салона), или иметь над продольным проходом между пассажирскими креслами (ФИГ.15) большую высоту салона, чем над пассажирскими креслами. При этом в последнем случае, как один из возможных вариантов, продольный проход между пассажирскими креслами расположен ниже, по отношению к поверхности установки пассажирских кресел, а потолок над продольным проходом расположен выше, чем потолок над пассажирскими креслами. При этом площади сечений каналов воздухозаборников 40 и 41 в обоих вариантах исполнения пассажирского салона равны.
Как известно, аэродинамический фокус крыла (и самолета в целом) при переходе от дозвуковой к сверхзвуковой скорости полета смещается назад. Поэтому у известных сверхзвуковых самолетов проблемой являются значительные потери на балансировку при сверхзвуковой скорости полета, что снижает аэродинамическое качество самолета.
У заявляемого изобретения (ФИГ.16) при дозвуковой скорости полета аэродинамическая подъемная сила Yд расположена на расстоянии Lд (в направлении оси ОХ, параллельной земной поверхности) от линии действия силы тяжести G самолета, а при сверхзвуковой скорости полета аэродинамическая подъемная сила Yсз расположена на расстоянии Lсз от линии действия силы тяжести G. При этом Yсз=Yд (полагаем, что самолет совершает горизонтальный крейсерский полет, а его масса не изменяется при переходе от дозвуковой к сверхзвуковой крейсерской скорости полета), а Lсз>Lд (что происходит из-за смещения аэродинамического фокуса самолета назад при переходе от дозвуковой к сверхзвуковой скорости полета - как и у известных сверхзвуковых самолетов). Поэтому пара сил (сила тяжести G и аэродинамическая подъемная сила Yсз) при сверхзвуковой скорости полета создает больший момент на пикирование, чем пара сил (сила тяжести G и аэродинамическая подъемная сила Yд) при дозвуковой скорости полета. В то же время из-за принятой у заявляемого изобретения компоновки (расположения двигателей под крылом в вертикальной плоскости друг над другом в плоскости симметрии самолета) при дозвуковой скорости полета сила тяги Рд двигателей расположена на расстоянии Н (в направлении оси OY, перпендикулярной земной поверхности) от линии действия силы аэродинамического сопротивления Хд самолета, а при сверхзвуковой скорости полета сила тяги Рсз двигателей расположена на таком же расстоянии Н от линии действия силы аэродинамического сопротивления Хсз самолета. При этом Рсз>Рд (так как Хсз>Хд). Следовательно, пара сил (сила тяги Рсз двигателей и сила аэродинамического сопротивления Хсз) при сверхзвуковой скорости полета создает больший момент на кабрирование, чем пара сил (сила тяги Рд двигателей и сила аэродинамического сопротивления Хд) при дозвуковой скорости полета.
Поэтому увеличивающийся при сверхзвуковой скорости полета заявляемого изобретения момент от пары сил (силы тяги Рсз двигателей и силы аэродинамического сопротивления Хсз) на кабрирование частично (или полностью) компенсирует увеличивающийся (из-за смещения аэродинамического фокуса самолета назад) момент от пары сил (силы тяжести G и аэродинамической подъемной силы Yсз). Это снижает у заявляемого изобретения потери на балансировку при сверхзвуковой скорости полета, а следовательно, увеличивает его аэродинамическое качество.
Здесь следует заметить, что и у известных сверхзвуковых самолетов с горизонтальным расположением двух (и более) двигателей под крылом при сверхзвуковой скорости полета также создается больший (чем на дозвуковой скорости полета) момент на кабрирование от пары сил (силы тяги двигателей и силы аэродинамического сопротивления).
Однако у заявляемого изобретения момент на кабрирование (из-за вертикального расположения двух двигателей друг над другом под крылом) от вышеуказанной пары сил получается в 2 раза больше, чем у известных сверхзвуковых самолетов с горизонтальным расположением двигателей. Это снижает у заявляемого изобретения потери на балансировку при сверхзвуковой скорости полета, по сравнению с известными сверхзвуковыми самолетами. При увеличении числа двигателей у заявляемого изобретения больше двух (расположенных вертикально друг над другом в плоскости симметрии самолета) момент на кабрирование от вышеуказанной пары сил еще более возрастает, что еще больше снизит потери на балансировку и увеличит аэродинамическое качество самолета на сверхзвуковой скорости полета.
Заявляемый ЛА может иметь любую приемлемую скорость полета: дозвуковую; сверхзвуковую; гиперзвуковую.
В варианте сверхзвукового или гиперзвукового самолета у заявляемого изобретения при полете на сверхзвуковой или гиперзвуковой скорости скачки уплотнения от боковых поверхностей фюзеляжа садятся только на нижнюю поверхность крыла, что повышает аэродинамическое качество самолета в целом. То есть в заявляемом изобретении имеет место полезная сверхзвуковая и гиперзвуковая интерференция между частями самолета.
Заявляемое изобретение может быть использовано как в варианте самолета обычного взлета и посадки, так и в варианте самолета вертикального взлета и посадки (или с горизонтальным или с вертикальным расположением фюзеляжа при взлете-посадке).
В заявляемом изобретении могут использоваться воздушно-реактивные двигатели (ВРД) любого типа: ТРД; двухконтрурные ТРД; ПВРД и др.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него каждый из двух двигателей выполнен комбинированным, например комбинация ТРД и ПВРД.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него один из двигателей (например, верхний) является ТРД, а другой (нижний) - ПВРД.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него имеется только один двигатель (например, ТРД). В этом варианте воздухозаборник ТРД имеет два канала - один над носовой частью фюзеляжа, а другой канал под носовой частью фюзеляжа.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него помимо ВРД используется и другой тип двигателя, например жидкостный ракетный двигатель (ЖРД).
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него имеется четыре ВРД (два вертикально расположенных друг относительно друга двигателя слева от оси симметрии самолета и два вертикально расположенных друг относительно друга двигателя справа от оси симметрии самолета). При этом воздухозаборники двух верхних двигателей расположены с верхней стороны носовой части фюзеляжа, а воздухозаборники двух нижних двигателей расположены с нижней стороны носовой части фюзеляжа.
Библиографический список
1. Патент США №4598886, НКИ-244-15, опубликован 08.07.1986.
2. Патент США №4828204, НКИ-244-15, опубликован 09.05.1989.
3. Патент США №5289995, НКИ-244-15, опубликован 01.03.1994.
4. Цихош Э. Сверхзвуковые самолеты. М.: Мир, 1983.
5. Дроговоз И.Г. Странные летающие объекты. Минск: Харвест, 2002.
6. В.Г.Кажан, Л.И.Дунаевский, К.Г.Косушкин, А.В.Поляков, Л.Л.Теперин. Концепция легкого сверхзвукового административного самолета // Проблемы создания перспективной авиационно-космической техники. М.: Физматлит, 2005.
7. Оптимальное использование полезной интерференции для получения высокого аэродинамического качества при сверхзвуковых скоростях // Обзоры. Переводы. Рефераты. ЦАГИ, №198, 1966.
8. Стадник И.В., Ягненков В.Л. Сборник научных трудов по исследованию полезной сверхзвуковой интерференции. Труды РИИГА. Выпуск 133. Рига, 1968.
1. Летательный аппарат (ЛА), имеющий крыло, фюзеляж, по меньшей мере, один воздушно-реактивный двигатель (ВРД), расположенный в хвостовой части фюзеляжа, отличающийся тем, что воздухозаборник вышеуказанного ВРД имеет два канала, один из которых расположен с верхней стороны носовой части фюзеляжа, а другой с нижней стороны носовой части фюзеляжа.
2. ЛА, имеющий крыло, фюзеляж, два ВРД, расположенных в хвостовой части фюзеляжа один над другим в плоскости симметрии ЛА, отличающийся тем, что воздухозаборник верхнего ВРД расположен с верхней стороны носовой части фюзеляжа, а воздухозаборник нижнего ВРД расположен с нижней стороны носовой части фюзеляжа.
3. ЛА по п.1 или 2, отличающийся тем, что он выполнен сверхзвуковым, крыло выполнено по схеме высокоплан треугольным с изломом передней кромки и отрицательным углом поперечного V, вышеуказанные ВРД имеют сверхзвуковые воздухозаборники, в которых в качестве генераторов скачков уплотнения использована носовая часть фюзеляжа, выполненная в виде горизонтального клина, например, многоступенчатого, неизменяемой геометрии.
4. ЛА по п.3, отличающийся тем, что он выполнен в качестве пассажирского, при этом пассажирская кабина выполнена интегрированной с вышеуказанным горизонтальным клином сверхзвуковых воздухозаборников ВРД.
5. ЛА по п.4, отличающийся тем, что передняя часть крыла, расположенная вблизи плоскости симметрии ЛА, выполнена с возможностью установки под иной угол атаки, по отношению к остальной, задней, части крыла.
6. ЛА, имеющий крыло, фюзеляж, по меньшей мере, один ВРД, размещенный в мотогондоле, которая расположена с нижней стороны крыла, отличающийся тем, что фюзеляж прикреплен к крылу посредством вышеуказанной мотогондолы.
7. ЛА по п.6, отличающийся тем, что имеет два ВРД, расположенные в общей мотогондоле один над другим в плоскости симметрии ЛА.
8. ЛА по п.6 или 7, отличающийся тем, что он выполнен сверхзвуковым, крыло выполнено треугольным с изломом передней кромки и отрицательным углом поперечного V, вышеуказанные ВРД имеют сверхзвуковые воздухозаборники, в которых в качестве генераторов скачков уплотнения использован общий для обоих ВРД вертикальный клин, например, многоступенчатый, неизменяемой геометрии, при этом каналы воздухозаборников каждого из ВРД отделены друг от друга перегородками.
9. ЛА по п.8, отличающийся тем, что передняя часть крыла, расположенная вблизи плоскости симметрии ЛА, выполнена с возможностью установки под иной угол атаки, по отношению к остальной, задней, части крыла.
