Сверхзвуковой самолет Российский патент 2023 года по МПК B64C30/00 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности, к конструкциям самолетов со сверхзвуковой скоростью полета.

Характерной особенностью летательных аппаратов, движущихся со сверхзвуковой скоростью, является образование ударных волн, распространяющихся со скоростью большей скорости звука. Ударные волны, создаваемые нижними поверхностями крыла летательного аппарата, направленные в сторону земли создают наибольшее негативное влияние на окружающую среду. Достигая земли, ударные волны создают на ее поверхности «звуковой удар», представляющий собой скачкообразное увеличение давления. За увеличением давления следует зона разрежения и второй скачкообразный рост давления (Курант Р., Фридрихе К. Сверхзвуковое течение и ударные волны. М.: Изд-во иностранной литературы, 1950). Звуковой удар оказывает значительное неблагоприятное воздействие на людей, живые организмы, на сход снежных лавин, обрушение строений и иные техногенные процессы.

Явление звукового удара является основным препятствием широкого практического использования сверхзвуковых пассажирских самолетов.

Интенсивность звукового удара в наибольшей степени зависит от формы крыла летательного аппарата и выбора его оптимальных параметров (Чернышев С.Л. Звуковой удар. М.: Наука, 2011).

Известны различные компоновки сверхзвуковых пассажирских самолетов, включающие крыло, фюзеляж, двигательные установки и различные поверхности управления. С целью уменьшения интенсивности звукового удара используются различные компоновочные решения. Например, в техническом решении (патент US 3737119, МПК В64С 21/00, В64С 23/04, 1973 г.) для ослабления звукового удара, создаваемого крылом, расположение реактивных струй двигателей выполняют под нижней поверхностью крыла. Реактивные струи экранируют ударные волны создаваемые крылом, но при этом усиливают интенсивность акустического шума, создаваемого струями и его отрицательное воздействия на прочность конструкции крыла.

В техническом решении (US 5740984, МПК В64С 30/00, 1998 г.) для ослабления звукового удара, создаваемого крылом, выполняют малые дополнительные аэродинамические поверхности, расположенные впереди и позади крыла. Данные поверхности создают дополнительные скачки уплотнения, которые сглаживают сигнатуру избыточного давления ударной волны вблизи поверхности земли, уменьшая отрицательное восприятие звукового удара.

В качестве прототипа заявляемого изобретения принят сверхзвуковой пассажирский самолет с низким уровнем звукового удара, который содержит фюзеляж, соединенный с крылом, имеющим стреловидный передний наплыв, а также силовую установку, расположенную сверху в хвостовой части фюзеляжа. Передний наплыв крыла, имеющий поперечную V-образность, выполнен с изломом по передней кромке, а консоли крыла, имеющие сверхзвуковые передние кромки, имеют небольшую отрицательную или нулевую поперечную V-образность (патент RU 196671, МПК В64С 30/00, 2020 г.).

Недостаток прототипа и приведенных аналогов сверхзвуковых самолетов заключается в том, что достигаемое при их использовании уменьшение звукового удара недостаточно для возможности широкого использования сверхзвуковых пассажирских самолетов. Поэтому существует необходимость дополнительного снижения интенсивности звукового удара.

Задачей и техническим результатом заявляемого изобретения являются дополнительное уменьшение интенсивности звукового удара на сверхзвуковых режимах полета.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в сверхзвуковом самолете, включающем крыло, на нижней поверхности которого выполнены протяженные выпуклости или углубления, либо выпуклости и углубления, расположенные вдоль размаха крыла. При этом протяженность углублений и выпуклостей вдоль размаха крыла составляет более 10^-2 хорды местного сечения нижней поверхности крыла, глубина углублений и высота выпуклостей составляет от 10^-4 до 10^-3 хорды местного сечения нижней поверхности крыла, а расстояние между выпуклости или углубления либо выпуклости и углубления составляет от 10^-2 до 2⋅10^-1 хорды местного сечения нижней поверхности крыла.

Сущность заявляемого изобретения состоит в том, что выполнение на нижней поверхности крыла сверхзвукового самолета протяженных выпуклостей или углублений либо выпуклостей и углублений, расположенных вдоль размаха крыла с указанными размерами, создает на нижней поверхности крыла, обтекаемой со сверхзвуковой скоростью, систему слабых косых скачков уплотнения. Возникающая система слабых скачков уплотнения притормаживает сверхзвуковой поток и уменьшает число Маха потока перед замыкающим скачком уплотнения, что приводит к уменьшению интенсивности звукового удара.

На фиг. 1 представлена нижняя поверхность крыла с расположением на ней выпуклостей и углублений.

На фиг. 2а представлено сечение консольной части крыла с выпуклостями на нижней поверхности крыла.

На фиг. 2б представлено сечение консольной части крыла с углублениями на нижней поверхности крыла.

На фиг. 2в представлено сечение консольной части крыла с выпуклостями и углублениями на нижней поверхности крыла.

На фиг. 3а представлена картина ударных волн и системы слабых скачков уплотнения, возникающих при обтекании нижней поверхности предлагаемого крыла сверхзвукового самолета.

На фиг. 3б представлено сравнение сигнатур избыточного давления ударной волны у поверхности земли для предлагаемого крыла и крыла прототипа.

Основное влияние на интенсивность звукового удара оказывают нижние поверхности крыла, обтекаемые сверхзвуковым потоком.

В заявленном сверхзвуковом самолете для снижения интенсивности звукового удара на нижней поверхности консольных частей крыла 1 и центропланой частью крыла 2, сопрягающейся с фюзеляжем, обтекаемых сверхзвуковым потоком, выполнены протяженные углубления 3 или выпуклости 4, либо углубления и выпуклости, расположенные вдоль размаха крыла (фиг. 1; 2а; 2б; 2в).

Протяженность углублений и выпуклостей вдоль размаха крыла составляет более 10^-2 хорды местного сечения нижней поверхности крыла. Глубина углублений и высота выпуклостей выполняется от 10^-4 до 10^-3 хорды местного сечения нижней поверхности. Расстояние между углублениями или выпуклостями либо углублениями и выпуклостями выполняется от 10^-2 до 2⋅10^-1 хорды местного сечения нижней поверхности (фиг. 2а; 2б; 2в).

При обтекании нижней поверхности крыла сверхзвуковым потоком передняя часть крыла создает косой скачек уплотнения 5, за которым сохраняется сверхзвуковое течение. Выполнение на нижней поверхности углублений или выпуклостей либо углублений и выпуклостей создает на нижней поверхности крыла систему слабых косых скачков уплотнения 6 (фиг. 3а). Возникающая система слабых скачков уплотнения притормаживает сверхзвуковой поток, уменьшает число Маха потока перед замыкающим скачком уплотнения 7 (фиг. 3а) и ослабляет его интенсивность. Система слабых косых скачков уплотнения приводит к изменению сигнатуры избыточного давления у поверхности земли 8 (фиг. 3б). Ослабление замыкающего скачка уплотнения 7 у предлагаемого крыла приводит к уменьшению перепада давления 9 сигнатуры избыточного давления по сравнению с перепадом давления 10 сигнатуры избыточного давления от крыла прототипа. Данное изменение сигнатуры избыточного давления приводит к ослаблению интенсивности звукового удара у поверхности земли.

Уменьшение интенсивности замыкающего скачка уплотнения, помимо уменьшения звукового удара, дополнительно приведет к снижению волнового аэродинамического сопротивления крыла самолета. Кроме того, торможение потока на нижней поверхности крыла приведет к росту давления на нижней поверхности, что приведет к увеличению подъемной силы и аэродинамического качества самолета на сверхзвуковых режимах полета.

Проведенные авторами экспериментальные исследования на модели отсека крыла показали возможность уменьшения интенсивности скачка уплотнения за счет выполнения углублений на поверхности модели крыла, обтекаемой сверхзвуковым потоком. Полученные результаты обусловлены торможением сверхзвукового потока системой слабых скачков уплотнения.

Проведенные эксперименты и имеющиеся научные представления о физических причинах звукового удара дают основания считать, что предлагаемое решение должно ослабить звуковой удар заявленного сверхзвукового самолета.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности, к конструкциям самолетов со сверхзвуковой скоростью полета. Сверхзвуковой самолет включает крыло, на участках нижней поверхности которого, обтекаемых потоком со сверхзвуковой скоростью, выполнены протяженные углубления или выпуклости, либо углубления и выпуклости, расположенные вдоль размаха крыла. Сущность заявляемого изобретения состоит в том, что выполнение на нижней поверхности крыла сверхзвукового самолета канавок или бугорков либо канавок и бугорков, вытянутых вдоль размаха крыла создает на нижней поверхности крыла, обтекаемой со сверхзвуковой скоростью, систему слабых косых скачков уплотнения. Возникающая система слабых скачков уплотнения притормаживает сверхзвуковой поток и уменьшает число Маха потока перед замыкающим скачком уплотнения, что приводит к уменьшению интенсивности звукового удара. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Сверхзвуковой самолет, включающий крыло, отличающийся тем, что на участках нижней поверхности крыла, обтекаемых потоком со сверхзвуковой скоростью, выполнены протяженные углубления или выпуклости, либо углубления и выпуклости, расположенные вдоль размаха крыла.

2. Сверхзвуковой самолет по п. 1, отличающийся тем, что протяженность углублений и выпуклостей вдоль размаха крыла составляет более 10^-2 хорды местного сечения нижней поверхности крыла.

3. Сверхзвуковой самолет по п. 1, отличающийся тем, что глубина углублений и высота выпуклостей составляет от 10^-4 до 10^-3 хорды местного сечения нижней поверхности крыла.

4. Сверхзвуковой самолет по п. 1, отличающийся тем, что расстояние между углублениями или выпуклостями либо углублениями и выпуклостями составляет от 10^-2 до 2⋅10^-1 хорды местного сечения нижней поверхности крыла.