ТРАНСПОРТНЫЙ САМОЛЕТ С ЗАТУПЛЕННОЙ ХВОСТОВОЙ ЧАСТЬЮ ФЮЗЕЛЯЖА Российский патент 1997 года по МПК B64C1/00 B64D33/02 

Изобретение относится к самолетостроению и может быть использовано в транспортном самолете с затупленной хвостовой частью фюзеляжа, содержащем два реактивных двигателя, интегрированных непосредственно в хвостовую часть фюзеляжа, и диффузор.

Подобные самолеты с затупленной хвостовой частью широко известны. В патенте США (N 5114098, кл. B 64 C 1/00, 1992) описан пассажирский самолет с двумя интегрированными в хвостовую часть фюзеляжа двигателями, в которые засасываемый воздух поступает через воздухозаборник, расположенный в верхней части фюзеляжа. При этом засасываемый воздух поступает в двигатели через удлиненный диффузор.

Из патента Германии (N 1900380, кл. B 64 D 33/02, 1972) видно, что для центрально расположенного и интегрированного в хвостовую часть фюзеляжа реактивного двигателя предусмотрен один входной диффузор воздухозаборника. Схема подачи всасываемого воздуха по удлиненным диффузорам для двух встроенных в хвостовую часть фюзеляжа двигателей у самолетов большой вместимости, которые должны использоваться и в качестве транспортных самолетов, известна из патента Германии (N 1481622, кл. B 64 C 1/00, 1970).

Известен самолет с затупленной хвостовой частью фюзеляжа, содержащий два реактивных двигателя, встроенных в хвостовую часть фюзеляжа и диффузор (патент США N 4033526, кл. B 64 C 15/02, 1977).

Все вышеуказанные самолеты имеют для направления всасываемого в двигатели воздуха в основном диффузоры обыкновенной конфигурации удлиненного типа, проходящими через хвостовую часть фюзеляжа. Эти самолеты именно благодаря интеграции реактивных двигателей в хвостовую часть фюзеляжа обладают меньшим сопротивлением, чем такие же самолеты с двигателями, расположенными снаружи хвостовой части.

Недостатком схемы вышеуказанных самолетов является то, что хвостовая часть самолета получается относительно удлиненной и тем самым плохо приспособленной для восприятия полезной нагрузки.

С другой стороны, в патенте Германии (N 906660, кл. B 64 D 33/02, 1954) предложено решение задачи по снижению сопротивления воздуха при полете воздушного летательного аппарата, при котором увлекаемый в направлении полета пограничный слой воздуха в результате трения его о наружные поверхности частей летательного аппарата (крыльев, корпуса), выступающих навстречу набегающему потоку и благодаря этому снижающих относительную скорость движения летательного аппарата, полностью или частично отсасывается и подается в воздухопотребляющее устройство (например, компрессор). На чертежах здесь в целом изображены реактивные двигатели, расположенные в передней части фюзеляжа или на несущих плоскостях самолета, что свидетельствует о необходимости значительных расходов на обеспечение требующейся аппаратурой и приборами.

Задача данного изобретения создать транспортный самолет указанного типа, который обладает пониженным сопротивлением воздушному потоку благодаря новой конфигурации как хвостовой части фюзеляжа, так и системы направления засасываемого воздуха в реактивный двигатель.

Технический результат достигается тем, что в транспортном самолете с затупленной хвостовой частью фюзеляжа, содержащем два реактивных двигателя, встроенных в хвостовую часть фюзеляжа, и диффузор, последний расположен вокруг обоих реактивных двигателей в непосредственной близости от входного сечения двигателей, а хвостовая часть фюзеляжа выполнена со щелями отсоса, связанными с комбинированным устройством, включающем эжектор и дополнительный диффузор, соединенный с диффузором двигателей. При этом диффузор оборудован направляющими плоскостями.

Кроме того, щели отсоса расположены перед диффузором двигателей и на большем радиальном расстоянии от продольной оси хвостовой части фюзеляжа, чем диффузор двигателей, и образованы входной кромкой комбинированного устройства.

Кроме того, комбинированное устройство содержит напорные каналы и эжекторные сопла.

Кроме того, напорные каналы и эжекторные сопла соединены с двухконтурным газогенератором.

Кроме того, эжекторные сопла установлены перед входной кромкой комбинированного устройства, переходящей в эжектор, а затем в дополнительный диффузор.

Кроме того, в верхней и нижней частях хвостовой части фюзеляжа имеется по одной щели отсоса и по одному напорному каналу.

Кроме того, на входе в реактивные двигатели установлены две отклоняющие решетки.

Кроме того, реактивные двигатели снабжены реактивными соплами с двумя степенями свободы.

Полная интеграция корпуса летательного аппарата и силовой установки благодаря монтажу реактивных двигателей в хвостовой части фюзеляжа и многократному отсосу спутной струи ведет к тому, что значительно повышается эффективность или КПД поступательного движения, потому что тяга создается ускорением той же массы воздуха, которая ранее оказывала замедляющее воздействие в результате трения о наружные поверхности фюзеляжа. Такая компоновка корпуса самолета и двигателя позволяет, кроме того, добиться значительного утолщения и укорочения хвостовой части фюзеляжа, что тем самым при заданной вместимости фюзеляжа ведет к уменьшению омываемой воздухом наружной поверхности и массы корпуса самолета.

Другим преимуществом такого утолщения корпуса летательного аппарата является уменьшение омываемой воздухом поверхности крыла при заданном размахе крыльев. Если силовую установку оснастить одним или несколькими реактивными соплами с двухстепенными векторами тяги, то в значительной степени уменьшатся размеры вертикального и горизонтального хвостового оперения. Все перечисленные достоинства такой конструкции ведут при заданной полезной нагрузке и дальности полета летательного аппарата к существенному уменьшению его габаритов и массы, а также к значительному сокращению удельных транспортных расходов.

На фиг. 1 показано расположение щелей для отсоса воздуха в затупленной хвостовой части фюзеляжа с безотрывным потоком или обтеканием; на фиг. 2 - характер изменения давления пограничного слоя воздуха в хвостовой части фюзеляжа согласно фиг. 1; на фиг. 3 характер прохождения линий обтекания или тока воздуха позади затупленной части хвостового оперения, за концом которого начинается сток; на фиг. 4 распределение давления на поверхности хвостовой части фюзеляжа, выполненного в виде затупленного хвоста согласно фиг. 3; на фиг. 5 практическое исполнение формы интегрированной силовой установки с системой управления пограничным слоем; на фиг. 6 вид по стрелке F на фиг. 5; на фиг. 7 конструктивная форма исполнения транспортного самолета с силовой двигательной установкой, оборудованной системой управления пограничным слоем воздуха согласно фиг. 5; на фиг. 8 вид сзади транспортного самолета согласно фиг. 7.

На фиг. 1 показано сечение затупленной хвостовой части 1 фюзеляжа с требуемым расположением щелей отсоса 2. С помощью щелей отсоса 2 достигается безотрывное обтекание пограничного слоя воздуха. При этом пограничный слой воздуха может преодолеть без отрыва соответственно повышение давления на 40% от соответствующего полного начального напора. Так как соответственно преодолеваемое повышение давления в первом приближении пропорционально квадрату скорости воздушного потока, возникающему непосредственно за обтекаемыми щелями отсоса 2, то частота распределения щелей отсоса 2 воздуха вокруг задней критической точки 3 всегда больше. Возможно, в этой области следует отыскать другое средство для предотвращения отрыва воздушного потока.

На фиг. 2 показан соответственно характер изменения давления p в зависимости от соотношения r/R для безотрывного тока пограничного слоя в хвостовой части 1 фюзеляжа согласно фиг. 1. При этом величина r означает расстояние по радиусу от оси хвостовой части 1, а величина R характеризует соответственно самое большое расстояние. В точке пересечения ординаты r/R с абциссой p при p_∞ существует значение для давления в свободном потоке. Можно обнаружить, что поток в направлении течения в хвостовой части 1 формирует пограничные слои воздуха, которые должны преодолевать значительное повышение давления без отрыва струи. Самое высокое давление P естественно в критической точке 3.

На фиг. 3 показан характер прохождения линий обтекания от A до E применительно к затупленной части хвостового оперения, за концом которого при значении 0 начинается сток потока. Представленные хвостовые контуры от A до E опять-таки нанесены в зависимости от соотношения r/R. В зависимости от объема Q всасываемого сзади воздуха получаются различные хвостовые контуры и различное распределение давления на хвостовом оперении в соответствии с фиг. 4. Контур, обозначенный буквой A, представляет собой базовый случай без отсоса воздуха в хвостовой части, соответствующий фиг. 1 и 2. При отсосе воздуха в хвостовой части образуется вогнутость в виде воронки. С увеличением относительного количества отсасываемого воздуха M = Q/v_∞•F возрастает и угол раскрытия этой воронки, в то время как кривизна замыкающего участка контура становится все меньше. В приведенном уравнении V_∞ обозначает скорость воздушного потока при свободном невозмущенном потоке, а F омываемую поверхность хвостовой части фюзеляжа.

На фиг. 4 изображены кривые распределения давления на хвостовых поверхностях фюзеляжа от A до E. Как видно отсос воздуха по центру хвостовой части приводит к тому, что соответствующий пограничный слой на хвостовых поверхностях от B до E должен преодолевать значительно более низкий рост давления, чем в базовом или исходном случае A. Подлежащее преодолению возрастающее давление с увеличением количества отсасываемого при стоке воздуха M становится все меньше, и оно должно минимизироваться, не прибегая к слишком сильному отсосу. Для отдельных хвостовых контуров от A до E (фиг. 3) в табличке, приведенной на фиг. 4, соответственно требуемое количество отсасываемого воздуха M дано в безразмерных величинах, чтобы получить изображенное распределение давления в диапазоне от A до E. Количество всасываемого реактивным двигателем воздуха ограничено определенной величиной, которая должна согласоваться с возможным количеством засасываемого воздуха при стоке M. Благодаря этому по практике получается приблизительно хвостовой контур B.

На фиг. 5 схематически изображено на половине сечения конструктивное исполнение на практике интегрированной силовой установки с двухконтурным реактивным двигателем 4 и системой управления пограничным слоем, причем двигатель 4 встроен в хвостовую часть 5 фюзеляжа. Воздух, поступающий во внутреннюю полость хвостовой части 5 фюзеляжа, устремляется в оснащенный направляющими поверхностями диффузор 6, который расположен вокруг обоих двигателей 4 в непосредственной близости от их входного сечения, и замедляется там до скорости 0,4 V_∞ После чего воздух проходит через отклоняющие решетки 7 и направляется в двухконтурный реактивный двигатель 4. Так как при наличии данного контура хвостовой части 5 фюзеляжа все еще приходится преодолевать высокую разность давления (фиг. 4, кривая B), необходимо еще предусмотреть регулирование пограничным слоем посредством щели отсоса 8. Пограничный слой воздуха, отделенный выше по потоку от внешнего потока с помощью входной кромки 9, подается в комбинированное устройство эжектор-диффузор, состоящее из напорного канала 10, эжекторного сопла 11, эжектора 12 и диффузора 13, где он доводится до величины общего давления и скорости потока воздуха, всасываемого с помощью диффузора 6 во внутреннюю полость хвостовой части фюзеляжа. Обогащенный таким образом пограничный слой воздуха затем направляется через отклоняющие решетки 7 в реактивный двигатель 4. Весь воздушный поток, засасываемый в хвостовую полость, после его обработки в турбореактивных двигателях 4 направляется соответственно в реактивное сопло 14 с двумя степенями свободы. Эти сопла 14, управляемые с помощью системы управления полетом, отличающейся надежностью в отношении возможных отказов, позволяют добиться значительного уменьшения размеров обычных рулей высоты и направления, необходимых для поперечной и нормальной осей. Штриховая линия 15 показывает граничную поверхность воздушного потока, достигающего реактивного двигателя. Следует учитывать, что направленная поперек к направлению полета линия критических точек опоясывает вокруг наружную поверхность реактивного двигателя 4. Соответственно в этой зоне сопротивление трения является незначительным.

На фиг. 6 дан вид, показанный по стрелке F на фиг. 5, на котором можно видеть входную кромку 9 комбинированного устройства и эжекторные сопла 11, которые расположены полукругом вокруг хвостовой части 5 фюзеляжа. Эжекторные сопла 11 в своем выходном сечении конструктивно выполнены таким образом, что поперечное распределение импульса вытекающего потока приблизительно соответствует поперечному распределению плотности потери импульса пограничного слоя воздуха. Сжатый воздух для эжекторных сопел 11 подается через напорный канал 10 и отрабатывается в одном или в нескольких отдельно расположенных двухконтурных газогенераторах, не показанных на данном чертеже.

На фиг. 7 и 8 показаны горизонтальная проекция и вид сзади транспортного самолета 16, который оборудован интегрированной силовой двигательной установкой с системой управления пограничным слоем воздуха. Для транспортных целей предусмотрен фюзеляж большой вместимости 17. В хвостовой части 5 фюзеляжа, соответствующей хвостовой части 5 на фиг. 5, сверху и снизу видны обе входные кромки комбинированного устройства 9 и щели отсоса 8. Ввиду небольшого сужения хвостовой части 5 фюзеляжа с боков можно отказаться на этих участках делать щели отсоса 8 воздуха. Далее видны реактивные двигатели 4 с векторными соплами тяги 14, а также несущие плоскости 18, рули высоты 19, руль направления 10 и шасси 21. На фиг. 8 показан диффузор 6, опоясывающий реактивные двигатели 4.

С помощью представленной конфигурации транспортного самолета 16 можно значительно уменьшить структурную массу, потребление топлива и взлетный вес по сравнению с обычными самолетами, имеющими удлиненный фюзеляж и реактивные двигатели, расположенные на несущих плоскостях.

Использование: в самолетостроении. Сущность: транспортный самолет с затупленной хвостовой частью 5 фюзеляжа, содержащий преимущественно два реактивных двигателя 4, интегрированные непосредственно в хвостовую часть фюзеляжа, в котором воздух, засасываемый в двигатели, подается через диффузор 6, расположенный вокруг обоих двигателей в непосредственной близости от их входного сечения, а воздух, отсасываемый из пограничного слоя, через щели отсоса 8 с помощью комбинированного устройства, состоящего их эжектора 12 и диффузоров 6 и расположенного в области хвостовой части фюзеляжа, отводится в общий поток засасываемого в двигатель воздуха. 8 з.п. ф-лы, 8 ил.

1. Транспортный самолет с затупленной хвостовой частью фюзеляжа, содержащий два реактивных двигателя, встроенных в хвостовую часть фюзеляжа, и диффузор, отличающийся тем, что диффузор расположен вокруг обоих реактивных двигателей в непосредственной близости от входного сечения двигателей, а хвостовая часть фюзеляжа выполнена с щелями отсоса, связанными с комбинированным устройством, включающим эжектор и дополнительный диффузор, соединенный с диффузором двигателей. 2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что диффузор оборудован направляющими плоскостями. 3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что щели отсоса расположены перед диффузором двигателей и на большем радиальном расстоянии от продольной оси хвостовой части фюзеляжа, чем диффузор двигателей, и образованы входной кромкой комбинированного устройства. 4. Самолет по п.1, отличающийся тем, что комбинированное устройство содержит напорные каналы и эжекторные сопла. 5. Самолет по п.4, отличающийся тем, что напорные каналы и эжекторные сопла соединены с двухконтурным газогенератором. 6. Самолет по пп.3 и 4, отличающийся тем, что эжекторные сопла установлены перед входной кромкой комбинированного устройства, переходящей в эжектор, а затем в дополнительный диффузор. 7. Самолет по пп.1 6, отличающийся тем, что в верхней и нижней частях хвостовой части фюзеляжа имеется по одной щели отсоса и по одному напорному каналу. 8. Самолет по пп.1 7, отличающийся тем, что на входе в реактивные двигатели установлены две отклоняющие решетки. 9. Самолет по п.1, отличающийся тем, что реактивные двигатели снабжены реактивными соплами с двумя степенями свободы.