Результат интеллектуальной деятельности: ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Заявляемое техническое решение относится к авиационной технике, преимущественно к сверхзвуковым самолетам гражданского назначения, предназначенным для совершения деловых поездок, а также выполнения регулярных и чартерных рейсов и для экстренной доставки грузов с целью экономии времени по сравнению с использованием других транспортных средств. Одной из технических задач, решаемой при проектировании летательных аппаратов такого типа, является снижение расхода топлива, которое может быть достигнуто уменьшением аэродинамического сопротивления летательного аппарата и оптимизацией работы силовой установки путем уменьшения степени неравномерности сверхзвукового потока, подаваемого в воздухозаборники.

Известно несколько технических решений сверхзвуковых самолетов, предназначенных для гражданских целей, включающих фюзеляж, крыло и силовую установку, размещенную под крылом (см., например, заявку на европейский патент ЕР 0221204, заявки США 20070252028, 20070262207).

Техническое решение сверхзвукового самолета (см. заявку на европейский патент 221204, МПК В64С 30/00, опубл. 13.05.1987) содержит фюзеляж, носовая часть которого расположена перед крылом, центральная часть конструктивно объединена с крылом, хвостовая часть фюзеляжа выступает за заднюю кромку крыла. Носовая часть фюзеляжа и частично его центральная часть имеют наклоненные внутрь боковые стенки, образующие в продольном направлении поверхность с одинарной кривизной. Нижняя поверхность центральной части фюзеляжа сочленена с нижней поверхностью крыла. Две мотогондолы цилиндрообразной формы, установленные на нижней поверхности крыла по обе стороны фюзеляжа, имеют воздухозаборники, расположенные позади передней кромки крыла.

Разнесенные по размаху крыла мотогондолы двигателей этого технического решения частично разгружают крыло, однако увеличивают примерно на 20% волновое сопротивление и примерно на 40% сопротивление трения мотогондол. Это связано с формой самих мотогондол, площадь миделевого сечения которых примерно в 1,5 раза превышает площадь входа в воздухозаборник, а также с 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.

Техническое решение сверхзвукового самолета в соответствии с заявками США 20070252028 (МПК В64С 30/00, опубл. 1.11.2007) и 20070262207 (В64С 3/50, опубл. 15.11.2007) также предусматривает подкрыльевое размещение мотогондол двигателей, однако за счет смещения двигателей к фюзеляжу самолета несколько упрощается решение задачи по обеспечению балансировки самолета, уменьшается и аэродинамическое сопротивление самолета.

С целью уменьшения неравномерности сверхзвукового потока воздуха на входе в воздухозаборники двигателей путем уменьшения влияния пограничного слоя, накопленного в потоке, омывающем нижнюю поверхность крыла, в технических решениях этой группы предусмотрено размещение мотогондол двигателей на небольших подкрыльевых пилонах (см., например, решение по заявке США 20070262207, МПК В64С 3/50, опубл. 15.11.2007). За счет зазора между мотогондолами и нижней поверхностью крыла накопленный пограничный слой отводится от среза воздухозаборников, что уменьшает неравномерность сверхзвукового потока на входе в воздухозаборники, однако введение в конструкцию летательного аппарата пилонов увеличивает массу самолета.

Известен ряд технических решений сверхзвуковых летательных аппаратов гражданского назначения (см., например, заявки США 20050224630, 20070145192, 20110315819, патент США 8083171) с надкрыльевым расположением двигателей. В соответствии с этими решениями сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж с округлой формой поперечного сечения, крыло и расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку, снабженную мотогондолами удлиненной цилиндрообразной формы и воздухозаборниками. Мотогондолы двигателей размещены на небольших пилонах по бокам хвостовой части фюзеляжа, воздухозаборники двигателей размещены над верхней обшивкой консолей крыла. Вследствие увеличения площади омываемой поверхности увеличивается аэродинамическое сопротивление, а использование пилонов увеличивает массу аппарата.

Известно решение сверхзвукового самолета (см. заявку США 2011/0133021, МПК В64С 30/00, В64С 1/00, дата подачи 29.09.2010, опубл. 9.06.2011), содержащее фюзеляж округлого поперечного сечения, крыло, соединенное с хвостовой частью фюзеляжа, и силовую установку, снабженную мотогондалами и воздухозаборниками. Силовая установка содержит два двигателя, объединенные в единый пакет и размещенные в общей мотогондоле. Крыло в этом решении размещено практически над фюзеляжем, а силовая установка размещена с зазором над крылом в хвостовой части фюзеляжа, при этом часть крыла, расположенная перед входом воздухозаборника самолета, образует плоскую площадку. Воздухозаборники двигателей выполнены в форме, близкой к форме прямоугольника. Для этой схемы летательного аппарата характерна неравномерность сверхзвукового потока на входе в воздухозаборник силовой установки летательного аппарата, так как в процессе течения сверхзвукового потока по значительной по размерам плоской площадке верхней обшивки крыла накапливается значительный по толщине пограничный слой, который эффективно не отводится от воздухозаборника. Расположение воздухозаборников достаточно близко к наплыву крыла обуславливает возможность попадания вихрей от наплыва в воздухозаборники на взлетно-посадочных режимах что, в свою очередь, также ведет к росту неравномерности потока на входе в двигатель. Кроме того, наличие зазора между крылом и мотогондолой увеличивает аэродинамическое сопротивление, а конструкция пилона увеличивает массу летательного аппарата.

Ближайшим аналогом заявляемого решения летательного аппарата является техническое решение, известное из патента РФ 2212360 (МПК ⁷ В64С 30/00, В64С 1/00, заявка 2002107134/28, дата подачи 21.03.2002, опубл. 20.09.2003). В соответствии с этим решением летательный аппарат содержит фюзеляж и расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку. Носовая и центральная части фюзеляжа выполнены в поперечном сечении округлой формы. Силовая установка снабжена воздухозаборниками, вход которых выполнен с формой, близкой к форме прямоугольника. Хвостовая часть фюзеляжа, кроме того, снабжена двумя плоскими площадками, размещенными последовательно друг за другом перед воздухозаборником силовой установки. Плоские площадки развернуты относительно друг друга на тупой угол, образуя углубление в хвостовой части фюзеляжа. Ребро соединения плоских площадок (ребро тупого угла) этого решения ориентировано в направлении, перпендикулярном плоскости симметрии летательного аппарата.

Размещение силовой установки летательного аппарата в углублении хвостовой части, образованной плоскими площадками, обеспечивая частичное экранирование силовой установки носовой и центральной частями фюзеляжа, снижает аэродинамическое сопротивление летательного аппарата. Однако недостатком этого технического решения является существенная неравномерность сверхзвукового потока на входе в воздухозаборник летательного аппарата, так как наличие зоны разрежения потока на стыке округлого сечения фюзеляжа с первой плоской площадкой и области торможения потока на стыке плоских площадок ведет к существенному росту пограничного слоя.

Технической задачей, решаемой предложенным техническим решением, является уменьшение расхода топлива силовой установкой путем уменьшения степени неравномерности сверхзвукового потока на входе в воздухозаборники силовой установки летательного аппарата.

Техническая задача заявляемым техническим решением решается следующим образом.

В соответствии с заявляемым техническим решением летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем. Носовая и центральная части фюзеляжа выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена углублением. Кроме того, летательный аппарат снабжен силовой установкой с мотогондолой и двумя воздухозаборниками, размещенными за указанным углублением в направлении против полета. Углубление хвостовой части ограничено расположенными последовательно друг за другом первой и второй парами плоских площадок, при этом плоские площадки каждой из пар развернуты друг относительно друга на тупые углы, ребра которых пропущены вблизи плоскости симметрии летательного аппарата.

Наличие углубления в хвостовой части фюзеляжа, образованного системой плоских площадок перед воздухозаборниками силовой установки, в соответствии с заявляемым решением обеспечивает образование вихревого течения на стыке обшивки фюзеляжа с площадками первой пары. Расположение первых площадок под тупым углом друг к другу позволяет уменьшить интенсивность вихрей, образующихся на стыке ребра первой пары площадок с обшивкой фюзеляжа. Помимо этого расположение первых площадок под углом друг к другу позволяет уменьшить интенсивность скачка уплотнения, образующегося на стыке первых площадок со вторыми. Все это, в свою очередь, приводит к уменьшению аэродинамического сопротивления. Наличие вторых площадок, расположенных под тупым углом друг к другу, усиливает отток пограничного слоя от плоскости симметрии к периферийным областям вторых площадок. При этом уменьшается толщина пограничного слоя вблизи плоскости симметрии на входе в воздухозаборник, вследствие чего уменьшается неравномерность параметров потока в канале воздухозаборника и улучшаются его характеристики. В результате снижается расход топлива летательного аппарата.

Кроме того, площадки первой и второй пар целесообразно соединить с обшивкой хвостовой части фюзеляжа под углом без плавного перехода. Соединение первых площадок хвостовой части фюзеляжа с обшивкой под углом без плавного перехода между площадками и обшивкой обеспечивает наличие в месте стыка площадок с обшивкой острой кромки, которая вызывает образование вдоль стыка площадок с обшивкой вихревого течения, которое обеспечивает отсасывание пограничного слоя из областей, близких к плоскости симметрии плоских площадок, и стекание его в стороны от фюзеляжа и воздухозаборников, что дополнительно обеспечивает уменьшение степени неравномерности воздушного потока на входе в воздухозаборники силовой установки.

Кроме того, выполнение площадок второй пары в соответствии с заявляемым решением с их продлением за срез воздухозаборников силовой установки с охватом, по крайней мере, частей боковых стенок мотогондолы, примыкающих к срезу воздухозаборников, позволяет обеспечить дополнительное стекание пограничного слоя из зоны, расположенной непосредственно перед срезом воздухозаборника, что также уменьшает степень неравномерности потока на входе в воздухозаборник.

Кроме того, значения двугранных углов между плоскими площадками каждой из пар целесообразно выбирать превышающими 150 градусов. При выборе значений углов между первыми площадками ненамного отличающимися от 180 градусов эффект от площадок каждой из пар, размещенных под углом друг к другу, в виде усиления оттока пограничного слоя из областей, близких к плоскости симметрии, практически пропадает. При выборе значения угла между площадками меньшем, чем 150 градусов, усиливается отток заторможенного слоя набегающего потока воздуха в направлении от плоскости симметрии. Одновременно с этим возникает необходимость увеличения высоты воздухозаборника, что приводит к росту сопротивления. Также при выборе значения угла между площадками меньшем, чем 150 градусов, уменьшается интенсивность вихревого течения, формирующегося на внешних ребрах первых площадок, что в свою очередь уменьшает эффект оттока заторможенного слоя набегающего потока воздуха в направлении от плоскости симметрии.

Использование указанных приемов позволяет снизить расход топлива летательного аппарата на 0,5…3%.

Заявляемое техническое решение иллюстрируется следующими материалами:

фиг.1 - общий вид летательного аппарата в изометрии;

фиг.2 - вид на хвостовую часть фюзеляжа летательного аппарата в плане;

фиг.3 - вид на хвостовую часть фюзеляжа летательного аппарата сбоку;

фиг.4-8 - поперечные сечения фюзеляжа летательного аппарата с фиг.

3;

фиг.9 - укрупненный вид на размещение воздхозаборников на вторых плоских площадках (вид I с фиг.2);

фиг.10 - укрупненный вид на расположение воздухозаборников на вторых плоских площадках в изометрии.

В соответствии с заявляемым решением летательный аппарат содержит фюзеляж, сопряженный с крылом 1 с передним наплывом 2 (см. фиг.1).

Герметичные отсеки фюзеляжа с кабиной пилотов и пассажирским салоном целесообразно разместить в носовой и центральной частях фюзеляжа, а для удовлетворения требований по звуковому удару крыло 1 целесообразно соединить с хвостовой частью фюзеляжа.

Силовая установка летательного аппарата включает в себя двигатели, размещенные в мотогондоле 3, и два воздухозаборника 4. Двигатели размещены в мотогондоле в хвостовой части фюзеляжа. Двигатели и воздухозаборники 4 объединены вместе в ″пакет″. Причем, как показано на фиг.1, 2, мотогондолу 3 и воздухозаборники 4 целесообразно установить сверху хвостовой части фюзеляжа. Срез 5 воздухозаборников в соответствии с заявляемыми решениями может быть выполнен в форме, близкой к форме прямоугольника (см. фиг.1, 10). В соответствии с заявляемым решением хвостовая часть снабжена углублением (см. фиг.1, 3), размещенным сверху фюзеляжа. Силовая установка с мотогондолой 3 и воздухозаборниками 4 размещена в направлении против полета за углублением хвостовой части. Такое расположение двигателей позволяет максимально снизить лобовое сопротивление самолета, сохранить несущие свойства крыла как в полете, так и на режимах взлета и посадки, а также уменьшить потери на балансировку при отказе одного двигателя.

Носовая и центральная части фюзеляжа выполнены в соответствии с заявляемыми решениями в поперечном сечении округлой формы (см. фиг.4).

В соответствии с заявляемым решением летательного аппарата углубление хвостовой части образовано расположенными последовательно друг за другом первой парой плоских площадок 6 и второй парой плоских площадок 7 (см. фиг.1-3), причем площадки каждой пары размещены по разные стороны от плоскости симметрии 8 летательного аппарата. Плоские площадки каждой из пар развернуты друг относительно друга на тупые двугранные углы χ и Ψ (см. фиг.5-8), значения которых наиболее целесообразно выбирать превышающими 150 градусов.

Ребра 9 и 10 двугранных пространственных углов в соответствии с заявляемым решением пропущены вблизи плоскости симметрии 8 летательного аппарата (см. фиг.2, 5-8) в пределах погрешностей, допускаемых при производстве летательного аппарата.

Ребро 9 пространственного двугранного угла между плоскими площадками 6 первой пары наиболее предпочтительно ориентировать под острым углом к направлению подачи воздуха в воздухозаборник, значение которого может быть выбрано из диапазона от 2 до 10 градусов.

Для широкого класса летательных аппаратов, предназначенных для полетов со сверхзвуковыми скоростями, угол между направлением подачи воздуха в воздухозаборники силовой установки в крейсерском режиме полета и строительной горизонталью 11 фюзеляжа лежит в пределах от 0 до 5 градусов. В случае использования цилиндрической или цилиндрообразной формы, по крайней мере, в центральной части фюзеляжа направление строительной горизонтали фюзеляжа, как правило, выбирается параллельным оси цилиндрической формы. При выполнении поверхности фюзеляжа летательного аппарата в виде удлиненного тела вращения направление строительной горизонтали фюзеляжа выбирается параллельным оси вращения образующей поверхности. В случае использования искривленных вдоль горизонтали форм фюзеляжа летательного аппарата направление строительной горизонтали фюзеляжа целесообразно выбирать перпендикулярным плоскости шпангоута, расположенного в направлении по полету перед соединением первой площадки с обшивкой фюзеляжа.

Ребро 10 пространственного двугранного угла между плоскими площадками 7 второй пары наиболее целесообразно ориентировать параллельно направлению подачи воздуха в воздухозаборники силовой установки.

В соответствии с заявляемым решением площадки 6 и 7 первой и второй пары наиболее предпочтительно соединить с обшивкой хвостовой части фюзеляжа под углом друг к другу без плавного перехода по острой кромке 12, как показано на фиг.5-8, при этом поперечные сечения хвостовой части фюзеляжа выполняются в виде сочетания округлой и плоской частей.

В соответствии с заявляемым решением части плоские площадки 7 второй пары, прилегающие к бортам летательного аппарата в месте стыка вторых площадок с обшивкой фюзеляжа, продлены за срез 5 воздухозаборников силовой установки с охватом, по крайней мере, частей боковых стенок 13 мотогондолы 3, примыкающих к срезу воздухозаборников 5. Ширину (С, см. фиг.9) продленной за срез воздухозаборников части каждой из вторых плоских плошадок наиболее предпочтительно выбрать из диапазона 5…10% от ширины среза воздухозаборника, примыкающего к боковой стенке мотогондолы.

При обтекании летательного аппарата сверхзвуковым потоком в зоне начала стыка первых плоских площадок с обшивкой фюзеляжа скорость сверхзвукового потока увеличивается. В вершине первой плоской площадки формируются волны разрежения. Расположение первых площадок под тупым углом друг к другу вдоль ребра позволяет уменьшить интенсивность вихрей, образующихся на стыке ребра первой пары площадок с обшивкой фюзеляжа. Помимо этого расположение первых площадок под углом друг к другу позволяет уменьшить интенсивность скачка уплотнения, образующегося на стыке первых площадок со вторыми. В зоне стыка первых и вторых плоских площадок формируется скачок уплотнения, в котором происходит сверхзвуковое торможение потока. Перемещение потока по плоским площадкам сопровождается нарастанием пограничного слоя. Наличие вторых площадок, расположенных под тупым углом друг к другу, усиливает отток пограничного слоя от плоскости симметрии к периферийным областям вторых площадок. При этом уменьшается толщина пограничного слоя вблизи плоскости симметрии на входе в воздухозаборник. Угловой стык плоских площадок по острой, без плавного сопряжения, кромке формирует вихревое течение вдоль стыка первых площадок с обшивкой, пограничный слой стекает с плоских площадок и уводится в сторону от фюзеляжа и входа в воздухозаборник. Отток пограничного слоя усиливается за счет наличия острой кромки в месте стыка вторых площадок с обшивкой. Пограничный слой, накопленный в потоке к зоне, непосредственно примыкающей к воздухозаборнику, стекает по периферийным частям второй плоской площадки вдоль наружных боковых стенок воздухозаборника и отводится от фюзеляжа.

Летательный аппарат, выполненный по предложенной схеме, имеет более высокие летные характеристики и улучшенные экологические показатели за счет уменьшения выбросов вредных веществ в атмосферу в связи с уменьшенным потреблением топлива, которое достигается увеличением аэродинамического качества и улучшением характеристик воздухозаборников.