ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Заявляемое техническое решение относится к авиационной технике, преимущественно к административным сверхзвуковым самолетам гражданского назначения, предназначенным для совершения деловых поездок, а также для экстренной доставки небольших 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 в этом техническом решении 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 и 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 тупого угла ориентировано перпендикулярно 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 зоны уплотнения на стыке плоских площадок ведет к существенной турбулизации пограничного слоя, а перемещение потока вдоль плоских площадок сопровождается нарастанием пограничного слоя.

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

Техническая задача решается следующим образом.

Известен летательный аппарат, фюзеляж которого имеет округлое поперечное сечение, по крайней мере, в носовой и центральных частях фюзеляжа. Летательный аппарат содержит расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку, снабженную воздухозаборниками. Кроме того, хвостовая часть фюзеляжа снабжена двумя плоскими площадками, размещенными последовательно друг за другом перед воздухозаборником силовой установки. В известном решении плоские площадки развернуты друг относительно друга на тупой угол.

В заявляемом решении новым является то, что первые плоские площадки и обшивка хвостовой части фюзеляжа соединены друг с другом без плавного перехода между ними, значение угла между первой плоской площадкой и второй плоской площадкой выбрано из диапазона от 170 до 178 градусов, а ширина второй плоской площадки перед срезом воздухозаборников выбрана превышающей ширину воздухозаборников, при этом вторая плоская площадка продлена по обе стороны воздухозаборника за его срез.

Соединение первой плоской площадки хвостовой части фюзеляжа с обшивкой под углом друг к другу без плавного перехода между ними обеспечивает наличие в месте стыка площадки с обшивкой острой кромки, которая вызывает образование вдоль стыка площадки с обшивкой вихревого сверхзвукового течения, которое обеспечивает отсасывание пограничного слоя, накапливаемого на плоской площадке, и стекание его в стороны от фюзеляжа и воздухозаборника. Выбор ширины второй плоской площадки перед срезом воздухозаборника, превышающей ширину среза воздухозаборника, и продление второй плоской площадки по обе стороны воздухозаборника за его срез дополнительно обеспечивает стекание пограничного слоя из зоны, расположенной непосредственно перед срезом воздухозаборника.

Кроме того, выбор значения угла между первой плоской площадкой и второй плоской площадкой из диапазона от 170 до 178 градусов также способствует формированию равномерного сверхзвукового потока на входе в воздухозаборник. При выборе значения угла между первой плоской площадкой и второй плоской площадкой, меньшего 170 градусов, растет донное сопротивление на первой площадке, увеличивается интенсивность скачка уплотнения, образующегося при повороте потока с первой площадки на вторую, что приводит к возникновению значительных областей отрыва потока в этом угле, что в конечном итоге ведет к снижению эффективности воздухозаборников. При выборе значения угла между первой плоской площадкой и направлением подачи воздуха в воздухозаборник, большего 178 градусов, растет аэродинамическое сопротивление на всей системе площадок, уменьшается угол скачка уплотнения, образующегося при повороте потока с первой площадки на вторую, вследствие чего он может попасть в воздухозаборники. Кроме того, увеличивается число Маха за этим скачком, вследствие чего снижается эффективность воздухозаборников.

Техническим результатом от использования указанных приемов является возможность обеспечения формирования требуемой скорости потока на входе в воздухозаборники с равномерным распределением поля скоростей при минимизации аэродинамического сопротивления, что позволяет снизить/повысить топливную эффективность летательного аппарата.

Кроме того, длину второй плоской площадки вдоль направления полета целесообразно выбрать превышающей высоту воздухозаборников силовой установки в 2.8…5 раз. При выборе значения отношения длины второй плоской площадки к высоте воздухозаборников, меньшего чем 2,8, скачок уплотнения, образующийся при повороте потока с первой площадки на вторую, может попасть в воздухозаборники, что приведет к нарушению структуры течения в возхдухозаборниках. Во избежание этого необходимо уменьшать высоту воздухозаборников и увеличивать их ширину, что приведет к ухудшению характеристик силовой установки. При выборе значения отношения длины второй плоской площадки к высоте воздухозаборника, большем 5, возрастает толщина пограничного слоя, попадающего на вход воздухозаборника, что ведет к ухудшению характеристик воздухозаборников.

Кроме того, ширину второй плоской площадки перед воздухозаборниками целесообразно выбрать превышающей ширину воздухозаборника, смежного с боковой стенкой мотгондалы, на величину, выбранную из диапазона от 10 до 20 процентов. При выборе ширины второй плоской площадки непосредственно перед срезом воздухозаборников, меньшего размера, вихревое течение потока воздуха, образованное вдоль острой кромки стыка площадок и обшивки фюзеляжа, попадет внутрь воздухозаборника, что вызовет ухудшение характеристик воздухозаборников. Выбор размера ширины второй плоской плошадки непосредственно перед срезом воздухозаборников, большей величины, приведет к избыточному увеличению омываемой поверхности и миделя фюзеляжа, что приведет к увеличению сопротивления.

Соединение второй плоской площадки с обшивкой хвостовой части фюзеляжа под углом без плавного перехода с образованием острой кромки дополнительно способствует оттоку пограничного слоя со второй площадки.

Заявленное техническое решение иллюстрируется следующими материалами:

фиг.1 - общий вид летательного аппарата в изометрии;

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

фиг.3 - вид на хвостовую часть фюзеляжа сбоку;

фиг.4-фиг.8 - поперечные сечения фюзеляжа с фиг.3;

фиг.9 - укрупненный вид на вторую плоскую площадку в месте ее продления за срез воздухозаборника (вид I с фиг.2);

фиг.10 - расчетная картина обтекания хвостовой части фюзеляжа сверхзвуковым потоком.

В соответствии с заявляемым решением летательный аппарат содержит фюзеляж, сопряженный с крылом 1 с передним наплывом 15, переднее горизонтальное оперение 2, хвостовое вертикальное оперение 3, силовую установку. Наиболее целесообразно выполнить летательный аппарат в соответствии с заявляемым решением по аэродинамической схеме «утка».

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. Оперение самолета (см. фиг.1) состоит из переднего горизонтального оперения 2, расположенного в носовой части фюзеляжа, и вертикального оперения 3, расположенного в хвостовой части фюзеляжа на мотогондоле 4 силовой установки.

Силовая установка летательного аппарата включает в себя двигатели, размещенные в мотогондоле 4, и воздухозаборники 5. Силовая установка самолета может содержать два, три и более двигателя. Двигатели размещены в мотогондоле в хвостовой части фюзеляжа. Двигатели и воздухозаборники 5 объединены вместе в "пакет", причем, как показано на фиг.1, воздухозаборники 5 целесообразно установить сверху хвостовой части фюзеляжа. Срез 6 воздухозаборниковов может быть выполнен в форме, близкой к форме прямоугольника, как показано на фиг.1, 8. 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 поперечном сечении округлой формы (см. фиг.4).

Часть фюзеляжа, размещенная перед воздухозаборниками 5 силовой установки, снабжена двумя плоскими площадками 7 и 8, размещенными последовательно друг за другом перед воздухозаборниками силовой установки. Указанные площадки развернуты друг относительно друга на тупой угол Ω (см. фиг.3). Значение угла Ω - угла разворота площадок друг относительно друга, в соответствии с заявляемым решением, выбрано из диапазона от 170 до 178 градусов. Вторую 8 из указанных площадок, расположенную непосредственно перед воздухозаборниками силовой установки, наиболее целесообразно ориентировать по направлению подачи воздуха в воздухозаборник в крейсерском режиме полета.

Для широкого класса летательных аппаратов, предназначенных для полетов со сверхзвуковыми скоростями, угол β (см. фиг.1) между направлением подачи воздуха в воздухозаборники силовой установки в крейсерском режиме полета и строительной горизонталью 9 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.

Первая 7 из указанных площадок, расположенная под углом α (см. фиг.1) ко второй площадке, образует косой срез фюзеляжа. Учитывая указанный выше диапазон угла Ω, значение угла α лежит в пределах от 2 до 10 градусов.

Наличие косого среза на хвостовой части фюзеляжа, образованного первой 7 плоской площадкой и второй плоской площадкой 8, определяет выполнение поперечного сечения хвостовой части фюзеляжа в соответствии с заявляемым решением в виде сочетания округлой и плоской частей, причем в соответствии с заявляемым решением плоские площадки фюзеляжа соединены с обшивкой под углом друг к другу без плавного перехода по острой кромке 10, как показано на фиг.5-10.

Вторая 8 плоская площадка хвостовой части фюзеляжа в соответствии с заявляемым решением продлена за срез 6 воздухозаборника силовой установки с охватом боковых частей воздухозаборника, как показано на фиг.1, 2, 8, 9.

Длину (d) второй плоской площадки вдоль направления полета в соответствии с заявляемым решением целесообразно выбрать превышающей высоту воздухозаборника силовой установки (а) в 3…5 раз (см. фиг.1).

Ширину второй плоской площадки перед воздухозаборником целесообразно выбрать превышающей ширину воздухозаборника, смежного с боковой стенкой 11 мотогондолы, на величину, выбранную из диапазона от 10 до 20 процентов (см. фиг.8, 9):

2c=(10%…20%)×b.

При обтекании летательного аппарата сверхзвуковым потоком в зоне начала стыка первой плоской площадки с обшивкой фюзеляжа скорость сверхзвукового потока увеличивается. В вершине первой плоской площадки формируются волны разрежения 13 (см. фиг.10). В зоне стыка первой и второй плоских площадок скорость сверхзвукового потока увеличивается и формируется скачок уплотнения 14. Перемещение потока по плоским площадкам сопровождается нарастанием пограничного слоя. Угловой стык плоских площадок с обшивкой фюзеляжа по острой без плавного сопряжения кромке 10 формирует вихревое течение 12 (см. фиг.2), пограничный слой стекает с плоских площадок и уводится в сторону от фюзеляжа и входа в воздухозаборник. Пограничный слой, накопленный в потоке к зоне, непосредственно примыкающей к воздухозаборникам, 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 характеристики по топливной эффективности.