RU196128U1

RU196128U1 - Supersonic Civil Aircraft

Info

Publication number: RU196128U1
Application number: RU2019137973U
Authority: RU
Inventors: Роман Владимирович Забродин; Сергей Владимирович Ляпунов; Андрей Павлович Новиков; Максим Павлович Новиков; Андрей Владимирович Потапов; Александр Константинович Трифонов; Андрей Владимирович Шенкин; Владимир Григорьевич Юдин
Priority date: 2019-11-25
Filing date: 2019-11-25
Publication date: 2020-02-18

Abstract

Полезная модель относится к области авиации, в частности гражданским сверхзвуковым самолетам (ГСС) с низким уровнем звукового удара (ЗУ).Сверхзвуковой самолет, содержит фюзеляж, соединенный с имеющим стреловидный передний наплыв крылом, расположенную сверху в хвостовой части фюзеляжа силовую установку, содержащую две пары инверсных воздухозаборников разделенных вертикальным клином слива пограничного слоя шириной 50%-55% ширины одного воздухозаборника, спарку четырех двигателей и сопл, горизонтальное и два вертикальных оперения, шасси, фюзеляж с затупленной носовой частью, передний наплыв крыла, имеющий дозвуковые передние кромки и поперечную V-образность 25°-27°, выполнен с изломом по передней кромке, так что его корневая часть имеет стреловидность χ=75°-78°, а концевая часть выполнена со стреловидностью χ=71°-72°, консоли крыла, имеющие сверхзвуковые передние кромки с χ=45°-50° имеют небольшую отрицательную или нулевую поперечную V-образность -4°-0, инверсные воздухозаборники выполнены с системой отсоса пограничного слоя с горизонтальных клиньев слива, две пары воздухозаборников разделены вертикальным клином слива пограничного слоя, силовая установка с плоскими регулируемыми косыми соплами с регулированием площади критического сечения сопл и эжекторами в нижней части сопл, установлена между двумя килями, снабженными рулями направления, а поворотное горизонтальное оперение размещено в хвостовой части фюзеляжа, имеющего подсечку перед воздухозаборником, выполненную в виде поверхности с положительной поперечной V-образностью и закруглением в плоскости симметрии самолета.Полезная модель предназначена для разработки аэродинамической схемы и основных элементов перспективных ГСС с максимальной взлетной массой 100 т-140 т, с уровнем звукового удара ≤72 dBA в крейсерском сверхзвуковом полете с числом М=1,7-1,8, способных обеспечить высокий уровень летно-технических и экологических характеристик, безопасность эксплуатации на всех режимах полета.The invention relates to the field of aviation, in particular civilian supersonic aircraft (GSS) with a low level of sonic boom. inverse air intakes separated by a vertical wedge draining the boundary layer with a width of 50% -55% of the width of one air intake, a pair of four engines and nozzles, horizontal and two vertical tail units, chassis, f a yuselage with a blunt nose, a front wing influx having subsonic leading edges and a transverse V-shape of 25 ° -27 °, is made with a kink along the leading edge, so that its root part has a sweep χ = 75 ° -78 °, and the end part made with sweep χ = 71 ° -72 °, wing consoles having supersonic leading edges with χ = 45 ° -50 ° have a small negative or zero transverse V-shaped -4 ° -0, inverse air intakes are made with a boundary layer suction system with horizontal drain wedges, two pairs of air intake separated by a vertical wedge draining the boundary layer, a power plant with flat adjustable oblique nozzles with the nozzle critical section and ejectors in the lower part of the nozzles, installed between two keels equipped with rudders, and a rotary horizontal tail is placed in the rear of the fuselage, which has a hook in front of the air intake made in the form of a surface with positive transverse V-shaped and rounded in the plane of symmetry of the aircraft. A useful model is designed for the work of the aerodynamic scheme and the main elements of prospective GSS with a maximum take-off mass of 100 t-140 t, with a sound shock level of ≤72 dBA in a cruising supersonic flight with a number of M = 1.7-1.8, capable of providing a high level of flight technical and environmental characteristics, safety of operation in all flight modes.

Description

Полезная модель относится к гражданским сверхзвуковым самолетам (ГСС) с низким уровнем звукового удара (ЗУ), предназначенным для совершения крейсерского сверхзвукового полета над населенной сушей. В зависимости от исполнения салона, полезная модель сверхзвуковой гражданский самолет (СГС) может являться как сверхзвуковым деловым самолетом (СДС), так и сверхзвуковым пассажирским самолетом (СПС). Полезная модель предназначена для создания СГС с максимальной взлетной массой 100-140 т, с широким спектром транспортных задач, с уровнем звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полете не более 72 dBA (в A-SEL метрике), шума при взлете и посадке в соответствии с действующими нормами ИКАО для реактивной гражданской авиации (глава 14). В рамках одной конфигурации, характеризуемой фиксированными параметрами внешних обводов, силовой установкой и максимальной взлетной массой, за счет изменения состава оборудования салона, предложена полезная модель для двух вариантов самолета - СДС с возможностью размещения до 20 пассажиров в салоне 1-го класса с VIP-зоной и СПС с возможностью размещения до 90 пассажиров в салоне смешанного класса (1-ый класс + экономический).The utility model relates to civil supersonic aircraft (GSS) with a low level of sonic boom (ZU), designed to perform a cruising supersonic flight over populated land. Depending on the performance of the cabin, a utility model of a supersonic civilian aircraft (GHS) can be both a supersonic business aircraft (SDS) and a supersonic passenger aircraft (SPS). The utility model is designed to create a GHS with a maximum take-off mass of 100-140 tons, with a wide range of transport tasks, with a sound shock level in a cruising supersonic flight of no more than 72 dBA (in the A-SEL metric), noise during take-off and landing in accordance with the applicable ICAO standards for jet civil aviation (chapter 14). Within the framework of one configuration, characterized by fixed parameters of external contours, a power plant and maximum take-off weight, due to a change in the composition of the cabin equipment, a utility model is proposed for two versions of the aircraft - a VTS with the ability to accommodate up to 20 passengers in a first-class cabin with a VIP zone and ATP with the ability to accommodate up to 90 passengers in the cabin of the mixed class (1st class + economic).

По предварительным оценкам самолет с уровнем громкости звукового удара на земле не более 72 dBA (в A-SEL метрике), определенным в условиях близких к условиям международной стандартной атмосферы (МСА), с коэффициентом отражения от поверхности земли k_отр=2, может выполнять крейсерский сверхзвуковой полет над населенной сушей (над зоной жилой застройки) днем и с некоторыми ограничениями в ночное время (на определенной дистанции от зоны жилой застройки). Именно для выполнения крейсерского сверхзвукового полета над населенной сушей с уровнем громкости звукового удара на земле не более 72 dBA может служить полезная модель СГС.According to preliminary estimates, an aircraft with a sound boom volume level on the earth of no more than 72 dBA (in the A-SEL metric), determined under conditions close to the conditions of the international standard atmosphere (ISA), with a reflection coefficient from the surface of the earth k _ot = 2, can perform cruising a supersonic flight over populated land (above the residential area) during the day and with some restrictions at night (at a certain distance from the residential area). It is for performing a cruising supersonic flight over populated land with a sound shock volume level on the earth of not more than 72 dBA that the useful GHS model can serve.

Уровень громкости ЗУ известных сверхзвуковых пассажирских самолетов (СПС) первого поколения с максимальной взлетной массой G≈190 т, с М_крейс≈2.0, в начале крейсерского сверхзвукового полета составлял ≈105 dBA, перепад избыточного давления в головной ударной N-образной волне ΔР≈130 Па. Параметр погонной нагрузки по длине фюзеляжа или отношение массы к длине фюзеляжа СПС первого поколения, характеризующий теоретическую возможность реализации минимальных значений уровня звукового удара, составлял около G/L≈3 т/м. Уровень громкости ЗУ подобных по форме и взаимному размещению основных элементов компоновок, например, с максимальной взлетной массой ≈130 т может составить ≈87 dBA, перепад избыточного давления в головной ударной N-образной волне ΔР≈110 Па. Теоретически, перепад избыточного давления в головной ударной N-образной волне ΔP~G^0.5. Приемлемый для реализации полетов над населенной сушей в дневное время уровень громкости звукового удара не более 72 dBA теоретически достижим для подобных компоновок с N-образной ударной волной при массе не более 20 т. Таким образом, простое масштабирование размерности самолета, с заимствованием компоновочных решений СПС первого поколения (форма и взаимное расположение основных элементов самолета), не может дать желаемого результата. Для приближения значений громкости звукового удара к теоретически минимальным, при разработке ЛА, кроме рационального выбора величины параметра погонной нагрузки G/L необходимо применение существенных изменений в аэродинамической компоновке ЛА, форме и взаимному размещению его основных элементов - фюзеляжа, крыла, силовой установки и оперения.The volume level of the memory of the well-known first-generation supersonic passenger aircraft (ATP) with a maximum take-off mass of G≈190 t, with М _cruise ≈2.0, at the beginning of a cruising supersonic flight was ≈105 dBA, the differential pressure drop in the head N-shaped shock wave ΔР≈130 Pa The linear load parameter along the length of the fuselage or the ratio of mass to the length of the fuselage of the SPS of the first generation, which characterizes the theoretical possibility of realizing the minimum values of the level of sound shock, was about G / L≈3 t / m. The volume level of memory devices of similar in shape and relative positioning of the main elements of the configurations, for example, with a maximum take-off mass of ≈130 t, can be ≈87 dBA, the differential pressure drop in the head N-shaped shock wave is ΔР≈110 Pa. Theoretically, the differential pressure drop in the head N-shaped shock wave is ΔP ~ G ^0.5 . Acceptable for flights over populated land in the daytime, the sound shock volume level of not more than 72 dBA is theoretically achievable for such arrangements with an N-shaped shock wave with a mass of not more than 20 tons. Thus, a simple scaling of the aircraft dimension, with the borrowing of the ATP configuration decisions of the first generation (the shape and relative position of the main elements of the aircraft) cannot give the desired result. In order to approach the sound beat volume to the theoretically minimal values, when developing an aircraft, in addition to a rational choice of the linear load parameter G / L, it is necessary to apply significant changes in the aerodynamic configuration of the aircraft, the shape and relative positioning of its main elements - the fuselage, wing, power unit and tail unit.

Из теории звукового удара известно, что специальная трансформация N-образной ударной волны может обеспечить существенное снижение интенсивности ударной волны и уровня громкости звукового удара. Максимальный эффект достигается при трансформации как положительной, так и отрицательны фазы сигнатуры избыточного давления в ударной волне. При этом перепады избыточного давления в головной и замыкающей частях ударной волны должны быть меньше по абсолютной величине максимальных значений в положительной и отрицательной фазах, а дистанция во времени между головным ΔР и в магнитуде ΔPmax не менее 20 мс. Такая сигнатура избыточного давления в ударной волне близка по форме к сигнатуре ударной волны от эквивалентного летательному аппарату (ЛА) телу вращения с минимальным теоретическим значением уровня громкости звукового удара. Причем, эквивалентного по массе, длине и полетным параметрам - числу Маха и высоте полета ЛА. В современной технической литературе такие ударные волны называют модифицированными.From the theory of sonic boom, it is known that a special transformation of the N-shaped shock wave can provide a significant reduction in the intensity of the shock wave and the volume level of the sonic boom. The maximum effect is achieved during the transformation of both positive and negative phases of the signature of the overpressure in the shock wave. In this case, the excess pressure drops in the head and trailing parts of the shock wave should be smaller in absolute value of the maximum values in the positive and negative phases, and the time distance between the head ΔР and in the magnitude ΔPmax should be at least 20 ms. Such a signature of the overpressure in the shock wave is close in shape to the signature of the shock wave from the body of revolution equivalent to an aircraft (LA) with a minimum theoretical value of the volume of sound shock. Moreover, it is equivalent in mass, length and flight parameters - Mach number and aircraft altitude. In modern technical literature such shock waves are called modified.

Все известные современные проекты ГСС (с максимальной взлетной массой более 100 т) с возможностью выполнения как пассажирских, так и деловых авиаперелетов, не обеспечивают в крейсерском сверхзвуковом полете уровень громкости звукового удара равный или менее 72 dBA.All well-known modern GSS projects (with a maximum take-off mass of more than 100 tons) with the possibility of performing both passenger and business flights do not provide sound impact volume equal to or less than 72 dBA in a cruise supersonic flight.

Полезная модель предназначена для создания СГС с максимальной взлетной массой 100-140 т, с широким спектром транспортных задач, с уровнем громкости звукового удара в крейсерском сверхзвуковом полете не более 72 dBA, шума при взлете и посадке в соответствии с действующими нормами ИКАО (глава 14). Параметр погонной нагрузки СГС составляет G/L≈1,75 т/м.The utility model is designed to create a GHS with a maximum take-off mass of 100-140 tons, with a wide range of transport tasks, with a sound shock volume in a cruising supersonic flight of no more than 72 dBA, take-off and landing noise in accordance with applicable ICAO standards (chapter 14) . The GHS linear load parameter is G / L≈1.75 t / m.

Известен аналог, относящийся к сверхзвуковым административным самолетам (патент RU 2391254 С2, МПК В64С 30/00, В64С 1/38, 2008). Этот сверхзвуковой административный самолет (САС) содержит фюзеляж, стреловидное крыло, вертикальное оперение, шасси и силовую установку, состоящую из двух двигателей, сверхзвуковых воздухозаборников и сопел. Передняя часть фюзеляжа выполнена с уплощенным носовым обтекателем, который плавно сопрягается с кабиной пилотов и пассажирским салоном с круговыми сечениями. Передняя кромка корневой секции крыла выполнена закругленной и плавно сопрягается с фюзеляжем. Задняя кромка корневой секции крыла выполнена с изломом. На конце выступающей за вертикальное оперение части выполнен руль высоты, который объединен с горизонтальным оперением с относительной площадью 3% от площади крыла. Крыло выполнено с положительной поперечной V-образностью 3-9°. Сверхзвуковые воздухозаборники размещены над верхней поверхностью крыла по бокам фюзеляжа, а перед воздухозаборниками крыло и фюзеляж выполнены с поджатием. Перед воздухозаборниками выполнены перфорированные участки для забора пограничного слоя. Сверхзвуковые воздухозаборники содержат механизм управляемого перепуска воздуха из канала слива пограничного слоя в канал воздуховода к двигателю. Критическое сечение сверхзвукового сопла расположено над верхней поверхностью фюзеляжа между двумя килями вертикального оперения. Плоское сопло выполнено с поворотной верхней створкой. Хвостовая часть фюзеляжа плавно переходит в плоскую в поперечном направлении поверхность и заканчивается рулем высоты. Хвостовой руль высоты содержит механизм смещения его вниз на взлетно-посадочных режимах. Оценки влияния предлагаемых авторами САС технических решений на уровень звукового удара на земле в виде формы сигнатур избыточного давления или оценок громкости звукового удара не представлены.A similar analogue is known relating to supersonic administrative aircraft (patent RU 2391254 C2, IPC B64C 30/00, B64C 1/38, 2008). This supersonic administrative aircraft (CAC) contains a fuselage, swept wing, vertical tail, landing gear and power plant, consisting of two engines, supersonic air intakes and nozzles. The front of the fuselage is made with a flattened nose fairing, which smoothly mates with the cockpit and the passenger compartment with circular sections. The front edge of the root section of the wing is rounded and smoothly mates with the fuselage. The trailing edge of the root section of the wing is made with a kink. At the end of the part that protrudes beyond the vertical tail, a height rudder is made, which is combined with horizontal tail with a relative area of 3% of the wing area. The wing is made with a positive transverse V-shaped 3-9 °. Supersonic air intakes are located above the upper surface of the wing on the sides of the fuselage, and in front of the air intakes the wing and fuselage are made with preload. Perforated sections are made in front of the air intakes for collecting the boundary layer. Supersonic air intakes contain a mechanism for controlled bypass of air from the drain channel of the boundary layer into the duct of the duct to the engine. A critical section of a supersonic nozzle is located above the upper surface of the fuselage between two keels of vertical tail. The flat nozzle is made with a rotatable top flap. The tail of the fuselage smoothly goes into a plane in the transverse direction and ends with a elevator. The tail elevator contains a mechanism for shifting it down during takeoff and landing modes. Estimates of the impact of technical solutions proposed by the authors of CAC on the level of sound shock on the ground in the form of signatures of overpressure or sound volume estimates are not presented.

Оценки влияния, предлагаемых авторами САС, технических решений на уровень звукового удара на земле в виде формы сигнатур избыточного давления или оценок громкости звукового удара не представлены. Примененная в САС аэродинамическая схема размещения воздухозаборников над крылом, по бортам фюзеляжа, по мнению самих авторов, возможно приведет к проблемам с неравномерностью потока на входе в двигатели, связанной с «вихрями, сходящими с места сочленения крыла и фюзеляжа». Передняя часть фюзеляжа САС, выполненная с уплощенным носовым обтекателем, также не улучшает параметры потока перед силовой установкой, как при выполнении полета без скольжения, так и со скольжением.Estimates of the impact proposed by the authors of CAC of technical solutions on the level of sound shock on the ground in the form of signatures of excessive pressure or estimates of the volume of sound shock are not presented. According to the authors themselves, the aerodynamic arrangement of air intakes above the wing, applied in the CAC, along the sides of the fuselage, may lead to problems with uneven flow at the engine inlet associated with “vortices coming from the junction of the wing and fuselage”. The front part of the CAC fuselage, made with a flattened nose fairing, also does not improve the flow parameters before the power plant, both when performing a flight without sliding, and with sliding.

Известен сверхзвуковой деловой самолет (СДС), описанный в патенте RU 2212360 С1, МПК В64С 30/00, В64С 1/00, 2003. СДС выполнен по аэродинамической схеме «утка» (с передним горизонтальным оперением). Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, крыло, расположенную в хвостовой части фюзеляжа силовую установку с установленным на ней вертикальным оперением, шасси. В месте соединения фюзеляжа с крылом на верхней части фюзеляжа выполнен косой срез, переходящий в горизонтальную площадку (подсечку), на которой расположены воздухозаборники силовой установки. Варианты отличаются различной поперечной V-образностью по размаху крыла. В первом случае корневая часть крыла с передним наплывом имеют нулевую поперечную V-образность, а консоли крыла имеют положительную поперечную V-образность. Во втором случае корневая часть крыла с передним наплывом имеют поперечную V-образность, большую, чем имеют консоли крыла. Изобретение направлено на улучшение шумовых характеристик. По мнению авторов, летательный аппарат, выполненный по предложенным схемам, будет иметь лучшие характеристики по уровню шума на местности по сравнению с аналогами и меньшие параметры звукового удара.Known supersonic business aircraft (VDS), described in patent RU 2212360 C1, IPC V64C 30/00, V64C 1/00, 2003. VDS made by the aerodynamic configuration "duck" (with front horizontal tail). A supersonic aircraft contains a fuselage, a wing located in the rear of the fuselage with a power unit with a vertical tail mounted on it, and a landing gear. At the junction of the fuselage with the wing, an oblique cut is made on the upper part of the fuselage, turning into a horizontal platform (hook), on which the air intakes of the power plant are located. Options differ in different transverse V-shaped wingspan. In the first case, the root part of the wing with a front influx has zero transverse V-shaped, and the wing consoles have a positive transverse V-shaped. In the second case, the root part of the wing with a front influx has a transverse V-shape, greater than the wing consoles. The invention is aimed at improving noise characteristics. According to the authors, the aircraft, made according to the proposed schemes, will have better characteristics in terms of noise on the ground in comparison with analogs and lower sound impact parameters.

Расчетные оценки влияния предлагаемых авторами технических решений на уровень звукового удара на земле в виде формы сигнатур избыточного давления или оценок громкости звукового удара не представлены. Предложенная в описании изобретения к патенту аэродинамическая схема СДС с передним горизонтальным оперением не позволяет рассчитывать на трансформацию сигнатуры избыточного давления в отрицательной фазе ударной волны.Estimated estimates of the impact of the technical solutions proposed by the authors on the level of sonic boom on the ground are not presented in the form of overpressure signatures or sonic boom volume estimates. The aerodynamic design of the SDS with the front horizontal tail proposed in the description of the invention to the patent does not allow one to count on the transformation of the signature of the overpressure in the negative phase of the shock wave.

Известен, принятый за прототип, сверхзвуковой самолет, предназначенный для демонстрации в крейсерском сверхзвуковом полете уровня громкости ЗУ на земле не выше 65 dBA (патент RU 188859 U1, 2019). Этот сверхзвуковой самолет (СС) содержит фюзеляж, стреловидное крыло сложной формы в плане, расположенную сверху в хвостовой части фюзеляжа однодвигательную силовую установку, содержащую расположенный над фюзеляжем инверсный воздухозаборник, двигатель и сопло, горизонтальное и вертикальное оперения. Фюзеляж самолета имеет затупленную носовую часть. Наплыв крыла имеет дозвуковые передние кромки и поперечную V-образность 25°-27°. Наплыв крыла имеет излом по передней кромке со стреловидностями χ_ПК=76°-78° в бортовой части и χ_ПК=70°-72° в концевой. Консоли крыла со сверхзвуковыми передними кромками χ_ПК=43°-47° и поперечной V-образность -3°-2°. Инверсный воздухозаборник выполнен с системой отсоса пограничного слоя с клина слива. Поворотное горизонтальное оперение размещено в хвостовой части фюзеляжа, имеющего подсечку перед воздухозаборником, выполненную в виде поверхности с положительной поперечной V-образностью 5°-8°. Соотношение массы к длине самолета G/L≈0.69 т/м. Силовая установка с плоским регулируемым косым соплом с регулированием площади критического сечения сопла, установлена между двумя килями, снабженными рулями направления. В составе силовой установки СС один двигатель. Создание такого СС в ближайшей перспективе не представляется возможным из-за отсутствия двигателя.The known supersonic aircraft adopted for the prototype is designed to demonstrate in cruise supersonic flight the volume level of the memory on the earth no higher than 65 dBA (patent RU 188859 U1, 2019). This supersonic aircraft (SS) contains a fuselage, a swept wing of complex shape in plan, a single-engine power unit located above the fuselage at the rear of the fuselage, containing an inverse air intake located above the fuselage, an engine and a nozzle, horizontal and vertical tail units. The fuselage of the aircraft has a blunt nose. The influx of the wing has subsonic leading edges and a transverse V-shape of 25 ° -27 °. The influx of the wing has a kink along the leading edge with sweeps χ _PK = 76 ° -78 ° in the side and χ _PK = 70 ° -72 ° in the end. Wing consoles with supersonic leading edges χ _PK = 43 ° -47 ° and transverse V-shape -3 ° -2 °. The inverse air intake is made with a suction system of the boundary layer from the discharge wedge. A rotary horizontal tail is placed in the rear of the fuselage, which has a hook in front of the air intake, made in the form of a surface with a positive transverse V-shaped 5 ° -8 °. The ratio of mass to aircraft length G / L≈0.69 t / m. The power plant with a flat adjustable oblique nozzle with regulation of the critical section area of the nozzle is installed between two keels equipped with rudders. The SS power plant has one engine. The creation of such a SS in the near future is not possible due to the lack of an engine.

Входное устройство СГС выполнено в виде двух пар инверсных нерегулируемых воздухозаборников, разделенных вертикальным клином слива пограничного слоя, с шириной 50%-55% от ширины одного воздухозаборника.The SGS input device is made in the form of two pairs of inverse unregulated air intakes, separated by a vertical wedge of discharge of the boundary layer, with a width of 50% -55% of the width of one air intake.

Предлагаемая полезная модель СГС рассматривает возможность «полной» модификации сигнатуры и реализацию уровня громкости звукового удара на земле не более 72 dBA в сверхзвуковом крейсерском полете при числах М=1,7-1,8, на высотах более 14 км для самолетов с максимальной взлетной массой 100-.140 т.The proposed utility model of the GHS considers the possibility of a “complete” modification of the signature and the implementation of the volume level of an acoustic shock on the earth no more than 72 dBA in a supersonic cruise flight at numbers M = 1.7-1.8, at altitudes of more than 14 km for aircraft with maximum take-off weight 100-.140 t.

Задачей и техническим результатом полезной модели СГС является разработка аэродинамической схемы ГСС с максимальной взлетной массой 100-.140 т, обеспечивающего уровень громкости звукового удара на земле не более 72 dBA в крейсерском сверхзвуковом полете на высотах от 14 км до 19 км при числах М=1,7-1,8.The objective and technical result of the useful GHS model is to develop an aerodynamic GSS system with a maximum take-off mass of 100-140 tons, providing a sound shock volume level on the earth of no more than 72 dBA in a cruising supersonic flight at altitudes from 14 km to 19 km at numbers M = 1 , 7-1.8.

Задача и технический результат достигаются тем, что сверхзвуковой гражданский самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло сложной формы в плане, силовую установку, поворотное горизонтальное оперение, два вертикальных оперения с рулями направления, самолет выполнен с отношением массы к длине самолета G/L=1,7-1,8 т/м, силовая установка из спарки четырех двигателей, интегрированных в хвостовую часть фюзеляжа, расположена в плоскости симметрии самолета над крылом и фюзеляжем и содержит две пары инверсных нерегулируемых воздухозаборников внешнего сжатия, разделенных вертикальным клином слива пограничного слоя шириной 50%-55% от ширины одного воздухозаборника, с пакетом четырех плоских косых сопл с регулированием площади критического сечения и плоскими эжекторами в нижней части сопл, стреловидную подсечку перед воздухозаборниками, первая поверхность с положительным углом наклона к строительной горизонтали самолета 6°-7°, с положительной поперечной V-образностью и с закруглением в плоскости симметрии, вторая поверхность плоская и горизонтальная. Носовая часть фюзеляжа выполнена с близкими к круговым поперечными сечениям и удлинением λ_нос=11 и с нарастанием площади поперечного сечения ds_нос/dx=0,184-0,19, удлинением фюзеляжа λ_фюз=19,5-20, относительной площадью миделя фюзеляжа

с относительной площадью поворотного горизонтального оперения

и коэффициентом статического момента горизонтального оперения А_го=0,16-0,2. Поперечная V-образность консолей крыла со стреловидностью χ_ПК=45°-48° нулевая или отрицательная до -4-0.The objective and the technical result are achieved in that the supersonic civilian aircraft contains a fuselage, a swept wing of complex shape in plan, a power plant, rotary horizontal tail, two vertical tail units with rudders, the aircraft is made with the ratio of the mass to the length of the aircraft G / L = 1,7 -1.8 t / m, the power unit of a pair of four engines integrated into the rear of the fuselage is located in the plane of symmetry of the aircraft above the wing and fuselage and contains two pairs of inverse unregulated air intakes outside compression, separated by a vertical wedge draining the boundary layer with a width of 50% -55% of the width of one air intake, with a pack of four flat oblique nozzles with regulation of the critical section area and flat ejectors in the lower part of the nozzles, swept sweep in front of the air intakes, the first surface with a positive angle to the building horizontal plane 6 ° -7 °, with positive transverse V-shaped and with a rounding in the plane of symmetry, the second surface is flat and horizontal. The nose of the fuselage is made with close to circular cross sections and elongation λ _nose = 11 and with an increase in cross-sectional area ds _nose / dx = 0.184-0.19, elongation of the fuselage λ _fus = 19.5-20, the relative midship midship area

with the relative area of the horizontal tail

and the coefficient of the static moment of the horizontal plumage And _go = 0.16-0.2. The transverse V-shape of the wing consoles with sweep χ _PK = 45 ° -48 ° is zero or negative to -4-0.

Аэродинамическая схема СГС и основной технический результат в виде модифицированной ударной волны иллюстрируются на графических материалах:The GHS aerodynamic design and the main technical result in the form of a modified shock wave are illustrated on graphic materials:

на фигуре 1 показан вид с задней полусферы сверху;figure 1 shows a view from the rear hemisphere from above;

на фигуре 2 показан вид с передней полусферы сверху;figure 2 shows a view from the front hemisphere from above;

на фигуре 3 показана N-образная сигнатура избыточного давления в ударной волне на земле;figure 3 shows the N-shaped signature of the excess pressure in the shock wave on the ground;

на фигуре 4 показана модифицированная сигнатура избыточного давления в ударной волне на земле, характерная для аэродинамической схемы самолета, представленной в полезной модели.figure 4 shows a modified signature of the excess pressure in the shock wave on the ground, characteristic of the aerodynamic scheme of the aircraft, presented in a utility model.

Предлагаемая полезная модель (Фиг. 1, Фиг 2) содержит ряд технических решений и выполнена в нормальной аэродинамической схеме, с фюзеляжем сложной формы 1 с затупленной носовой частью 2, интегрированной в его верхнюю хвостовую часть гондолы силовой установки 3, с крылом сложной формы в плане 4, имеющим развитую поперечную V-образность в наплыве с дозвуковыми передними кромками 5 и 6 и близкую к нулевой или небольшую отрицательную V-образность консолей со сверхзвуковыми передними кромками 7, поворотное горизонтальное оперение 8 и двух килевое вертикальное оперение с рулями направления 9. В верхней части фюзеляжа имеется косой срез (подсечка), выполненный в виде поверхности 10 с положительным углом наклона к строительной горизонтали самолета 6°…7° и поперечной положительной V-образностью с закруглением в плоскости симметрии, переходящий в горизонтальную площадку 11 перед воздухозаборником силовой установки для размещения воздухозаборников 12 силовой установки, разделенных вертикальным клином слива пограничного слоя в плоскости симметрии самолета шириной 50%…55% от ширины одного воздухозаборника 13. Крыло сложной формы в плане 4 с стреловидностью передних кромок наплыва крыла 5 до первого излома χ_ПК=76°-78° и стреловидностью передних кромок наплыва крыла 6 до второго излома 71°-72°. Стреловидность передних кромок консолей 7 крыла 45°-48°. Наплывные части 5 и 6 крыла имеют развитую положительную поперечную V-образность 25°-27°. V-образность консолей 7 крыла минимальная или нулевая -4°-0. Силовая установка снабжена инверсными нерегулируемыми воздухозаборниками с системой отсоса 14 пограничного слоя с горизонтальных клиньев слива 15, плоскими косыми соплами с регулированием площади критического сечения и эжекторами на нижней панели сопла 16. В составе силовой установки (СУ) рассматривается ТРДД перспективной разработки ФГУП «ЦИАМ» ТРДЦ-РС с размером тяги 14000 кгс. В варианте с этими двигателями в составе СУ максимальная взлетная масса СГС оценена в ≈125 т.The proposed utility model (Fig. 1, Fig 2) contains a number of technical solutions and is made in a normal aerodynamic scheme, with a fuselage of complex shape 1 with a blunt nose 2 integrated into its upper tail part of the gondola of a power plant 3, with a wing of complex shape in plan 4, having developed transverse V-shaped in influx with subsonic leading edges 5 and 6 and close to zero or small negative V-shaped consoles with supersonic leading edges 7, rotary horizontal tail 8 and two keel ve plumage with rudders 9. In the upper part of the fuselage there is an oblique cut (undercut), made in the form of a surface 10 with a positive angle of inclination to the aircraft construction horizontal of 6 ° ... 7 ° and a transverse positive V-shape with a rounding in the plane of symmetry, turning into horizontal platform 11 in front of the air intake of the power plant to accommodate the air intakes 12 of the power plant, separated by a vertical wedge draining the boundary layer in the plane of symmetry of the aircraft with a width of 50% ... 55% of the width of one zduhozabornika 13. Wing complicated shape in plan with four swept leading edges influx wing 5 up to the first break _PC χ = 76 ° -78 ° and the sweep of the leading edges of the wing 6 to an influx of the second bend 71 ° -72 °. Sweep the front edges of the consoles 7 wing 45 ° -48 °. The wing parts 5 and 6 of the wing have a developed positive transverse V-shape of 25 ° -27 °. V-shaped consoles 7 wing minimum or zero -4 ° -0. The power plant is equipped with inverse unregulated air intakes with a suction system 14 of the boundary layer with 15 horizontal discharge wedges, flat oblique nozzles with critical area adjustment and ejectors on the lower nozzle panel 16. As part of the power plant (SU), a turbojet engine of the prospective development of TsIAM FSUE TRDTS is considered -RS with a thrust size of 14,000 kgf. In the variant with these engines as part of the SU, the maximum take-off weight of the GHS is estimated at ≈125 tons.

С целью обеспечения продольной статической устойчивости на дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых режимах полета, обеспечения приемлемой угловой скорости отрыва носового колеса на взлете, относительная площадь поворотного горизонтального оперения 8 (ГО) СГС составляет 0,15%-17% от площади крыла. В конфигурации с ϕ_ГО=0-2°, при значениях коэффициента статического момента горизонтального оперения 8 А_ГО=0,16-0,2, обеспечивается формирование модифицированной (фигура 4) ударной волны СДС/СПС на земле (с трансформацией положительной и отрицательной фаз сигнатуры, по сравнению с обычной N-образной волной (фигура 3)). Для реализации громкости звукового удара на земле не более 72 dBA, аэродинамическая схема СДС/СПС сформирована таким образом, что значения перепадов избыточного давления в головной и замыкающей частях ударной волны меньше значений максимального и минимального перепада давления в сигнатуре ударной волны (фигура 4). Причем, эта модификация сигнатуры сохраняется на протяжении всего крейсерского полета при изменении полетной массы от 115 т на высоте 14 км в начале, до 80 т и высоты 18 км в конце крейсерского сверхзвукового полета. Расчетные сигнатуры избыточного давления в ударных волнах на земле, определены в условиях близких к МСА, с коэффициентом отражения от поверхности земли k_отр=2. В начале крейсерского сверхзвукового полета перепад избыточного давления в головной волне, определенный классическим методом (с нулевым временем нарастания возмущений), составляет около 24.6 Па, максимальный перепад избыточного давления в положительной фазе сигнатуры около 58 Па. Причем, дистанция во времени между этими значениями ΔР составляет более 20 мс. В конце крейсерского полета перепад избыточного давления в головной волне, определенный классическим методом, составляет около 24 Па, максимальный перепад давления в положительной фазе сигнатуры около 48 Па. Дистанция во времени между этими значениями ΔР также составляет более 20 мс. В начале и в конце крейсерского полета СГС достигается модификация сигнатуры в зоне положительных и отрицательных значений избыточного давления (фигура 4). Характер обычной N-образной сигнатуры избыточного давления в ударной волне на земле представлен на фигуре 3. По предварительным оценкам, громкость звукового удара на земле в начале и в конце крейсерского сверхзвукового полета СГС при числе М=1.8 на высотах от 14 км до 18 км составит не более 72 dBA и 66 dBA, соответственно в начале и в конце крейсерского сверхзвукового полета.In order to ensure longitudinal static stability at subsonic, transonic and supersonic flight modes, to ensure an acceptable angular separation rate of the nose wheel during take-off, the relative area of the horizontal tail unit 8 (GC) of the GHS is 0.15% -17% of the wing area. In the configuration with ϕ _GO = 0-2 °, with the values of the coefficient of static moment of horizontal tail 8 A _GO = 0.16-0.2, the formation of a modified (figure 4) shock wave of SDS / ATP on the ground (with the transformation of positive and negative phases of the signature, compared with the usual N-shaped wave (figure 3)). To realize the volume of sound impact on the earth no more than 72 dBA, the SDS / ATP aerodynamic design is formed in such a way that the values of the overpressure drops in the head and trailing parts of the shock wave are less than the maximum and minimum pressure drops in the signature of the shock wave (Figure 4). Moreover, this signature modification is maintained throughout the entire cruise flight when the flight weight changes from 115 tons at an altitude of 14 km at the beginning, up to 80 tons and an altitude of 18 km at the end of a cruising supersonic flight. The calculated signatures of overpressure in shock waves on the ground are determined under conditions close to the ISA, with the reflection coefficient from the earth's surface k _otr = 2. At the beginning of a cruising supersonic flight, the differential pressure drop in the head wave, determined by the classical method (with zero perturbation rise time), is about 24.6 Pa, the maximum differential pressure drop in the positive phase of the signature is about 58 Pa. Moreover, the distance in time between these ΔР values is more than 20 ms. At the end of the cruise flight, the differential pressure drop in the head wave determined by the classical method is about 24 Pa, the maximum pressure drop in the positive phase of the signature is about 48 Pa. The time distance between these ΔP values is also more than 20 ms. At the beginning and at the end of the cruise flight of the GHS, a signature modification is achieved in the zone of positive and negative overpressure values (Figure 4). The nature of the usual N-shaped signature of the overpressure in a shock wave on the ground is shown in Figure 3. According to preliminary estimates, the volume of a sound shock on the ground at the beginning and at the end of a cruise supersonic GHS flight with the number M = 1.8 at altitudes from 14 km to 18 km no more than 72 dBA and 66 dBA, respectively, at the beginning and at the end of a cruising supersonic flight.

Предлагаемая полезная модель может быть использована при разработке аэродинамической схемы и основных элементов сверхзвукового гражданского самолета с максимальной взлетной массой 100 т-.140 т, с широким спектром транспортных задач, с возможностью размещения до 20 пассажиров в салоне 1-го класса с VIP-зоной и до 90 пассажиров в салоне смешанного класса, способного обеспечить высокий уровень летно-технических и экологических характеристик, безопасность эксплуатации на всех режимах полетаThe proposed utility model can be used in the development of the aerodynamic design and the basic elements of a supersonic civil aircraft with a maximum take-off mass of 100 t-.140 t, with a wide range of transport tasks, with the possibility of accommodating up to 20 passengers in the 1st class cabin with a VIP zone and up to 90 passengers in the cabin of the mixed class, capable of providing a high level of flight technical and environmental characteristics, safe operation in all flight modes

Claims

1. A supersonic civilian aircraft containing a fuselage, a swept wing of complex shape in plan, a power plant, a rotary horizontal tail, two vertical tail units with rudders, characterized in that the aircraft is made with the ratio of the mass to the length of the aircraft G / L = 1,7- 1.8 t / m, the power plant of a pair of four engines integrated in the rear of the fuselage, located in the plane of symmetry of the aircraft above the wing and fuselage, contains two pairs of inverse unregulated air intakes of external compression, separated vertical wedge draining the boundary layer with a width of 50% -55% of the width of one air intake, with a package of four flat oblique nozzles with regulation of the critical section area and flat ejectors in the lower part of the nozzles, swept sweep in front of the air intakes, the first surface with a positive angle to the aircraft construction horizontal 6 ° ... 7 °, with positive transverse V-shaped and with a rounding in the plane of symmetry, the second surface is flat and horizontal.

2. A supersonic civilian aircraft according to claim 1, characterized in that with the nose of the fuselage with close to circular cross sections and lengthening λ _nose = 11 and with increasing cross-sectional area ds _nose / dx = 0,184-0,19, elongation of the fuselage λ _fuselage = 19.5-20, relative fuselage midship area

with the relative area of the horizontal tail

and the coefficient of the static moment of the horizontal plumage And _go = 0.16-0.2.

3. A supersonic civilian aircraft according to claim 1, characterized in that the transverse V-shape of the wing consoles with sweep χ _PK = 45 ° -48 ° is zero or negative to -4 ° -0.