Способ ослабления звукового удара сверхзвукового самолёта и устройство для его осуществления Российский патент 2024 года по МПК B64C30/00 B64C21/02 G10K11/16 

Изобретение относится к авиации, а именно, к способам и устройствам снижения уровня звукового удара самолета.

Известны компоновочные методы снижения уровня звукового удара, при которых ослабление достигается рациональным выбором геометрических характеристик сечений передней части самолета, оптимальным расположением крыла и с помощью других компоновочных приемов. Такой подбор элементов конструкции самолета может выполняться расчетным путем, но наиболее надежные результаты получаются в испытаниях (продувках) моделей в сверхзвуковых аэродинамических трубах. По результатам проведенных работ оформлен ряд патентов ЦАГИ и других отечественных и зарубежных исследовательских организаций.

А именно, в патенте РФ на изобретение №2753443 16.08.2021 «Сверхзвуковой самолет» и патентах РФ на полезные модели №188859 от 25.04.2019 «Сверхзвуковой самолет», №196109 от 17.02.2020 «Сверхзвуковой гражданский самолет», №196130 от 18,02.2020 «Сверхзвуковой пассажирский самолет» ФГУП «ЦАГИ» снижение интенсивности звукового удара достигается за счет выбора оптимальных геометрических характеристик самолетной компоновки. При этом детально оговаривается расположение частей самолета и их геометрические параметры. Для указанной компоновки характерно заднее расположение несущего крыла, в связи с чем возрастает роль звукового удара, создаваемого фюзеляжем (корпусом) самолета.

Однако, необходимость размещения пассажиров и систем, обеспечивающих полет (в особенности дальний), создает предел компоновочным возможностям ослабления звукового удара. Для дальнейшего снижения интенсивности звукового удара требуются другие, некомпоновочные методы.

Патентный поиск показал, что в ряде изобретений для ослабления звукового удара применяется внешне с заявляемыми сходные предложения по отводу набегающего потока, в том числе, с использованием перфорации обшивки. Так, в патентах РФ Института теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН №2341832 от 20.12.2008 «Способ снижения уровня звукового удара» и №2356796 от 27.05.2009 «Способ снижения уровня звукового удара» головной части сверхзвукового ЛА придается сферическое затупление, плавно переходящее в степенное тело вращения. На нижней поверхности в области промежуточной (висячей) ударной волны на участке с проницаемой поверхностью организуется выдув криогенной жидкости под давлением. При этом используется уменьшение скорости звука при охлаждении потока и перестроение ударных волн под воздействием струи. Однако в данных патентах применяется иная схема воздействия на поток. Кроме того, для достижения цели по снижению звукового удара требуется струя криогенной жидкости большой силы, для чего необходим большой расход криогенной жидкости с целью воздействия на волну давления. При этом для обеспечения эксплуатации криогенной жидкости (например, жидкого азота) требуется создание специальных условий на борту (в частности, поддержание очень низкой температуры), и использование криогенной жидкости на борту самолета является источником опасности, что серьезно затрудняет реализацию данного решения.

В патенте США №3794294 "Aircraft Structure to Reduce Sonic Boom Intensity" («Конструкция самолета для сокращения интенсивности звукового удара») ставятся несколько целей, которые должны быть достигнуты одновременно, в их числе не связанные со звуковым ударом. Для задачи ослабления звукового удара основной эффект, который должно дать изобретение, заключается в снижении аэродинамического сопротивления самолета и, как следствие, ослабление звукового удара. По предложению авторов часть набегающего потока отводится внутрь через многочисленные отверстия (apertures) непосредственно в носу самолета, который, как изображено на рисунке, ничем не отличается по форме от носовой части обычного дозвукового пассажирского самолета. Эта часть потока, имеющего большое избыточное давление, образует первый канал передачи отводимого воздуха к хвосту самолета. Другая часть воздуха отводится из области за первой группой отверстий, она имеет несколько меньший избыток давления и образует второй канал. Оба потока вместе создают достаточную массу отводимого воздуха и объединяются в расширительной камере, под которую может отводиться часть багажного отсека или даже пассажирского салона. Далее воздух выводится в пространство за самолетом через плоское выходное специально спрофилированное устройство, при этом выходная струя ориентируется под некоторым углом вверх. Свободный проход воздуха непосредственно от носовой части самолета к хвосту должен, по мнению авторов, привести к уменьшению силы аэродинамического сопротивления, что даст:

- во первых, ослабление создаваемой головной ударной волны, - во вторых, отвод струи вверх на достаточную высоту снизит возможность достижения земной поверхности звуковым ударом.

Иллюстрируя этот принцип, автор изображает самолет как типичный дозвуковой летательный аппарат с прямым крылом и прямым стабилизатором (традиционный киль на рисунке отсутствует). Уже это практически исключает полет со сверхзвуковой скоростью. К тому же следует отметить, что в общем случае нет прямой связи аэродинамического сопротивления самолета с параметрами звукового удара у земли, а второе утверждение автора вообще не соответствует физике звукового удара.

В патенте США №4114836 «Airplane configuration designed for the simultaneous reduction of drag and sonic boom» («Конфигурация самолета для одновременного уменьшения лобового сопротивления и звукового удара») с целью одновременного снижения аэродинамического сопротивления и ослабления звукового удара предлагается концепция продуваемого самолета. На лобовых участках крыла, стабилизатора и руля направления размещаются входные отверстия для прохода набегающего потока; указанные отверстия имеют прямоугольную форму с большой площадью поперечного сечения. Для фюзеляжа предусматривается образование пояса с аналогичными отверстиями круглой формы. Отобранный воздух проходит далее по каналам, располагаемым параллельно траектории движения самолета. Указанные отверстия открываются при выходе на сверхзвуковые скорости полета и остаются закрытыми при взлете, посадке и на дозвуковых режимах. Свободный проход отобранного воздуха сквозь самолет должен, по мнению авторов, снизить аэродинамическое сопротивление и автоматически привести к ослаблению звукового удара. В данном патенте повторяется не имеющий места в общем случае тезис прямой связи аэродинамического сопротивления и уровня звукового удара у земли. Кроме того, в качестве недостатка следует указать на то, что использование отверстий на крыле может привести к падению подъемной силы, все зависит от конкретных деталей реализации, не оговоренных в патенте.

Патент на изобретение США №6464171 «Leading edge channel for enhancement of lift/drag ratio and reduction of sonic boom» («Канал передней кромки для увеличения подъемной силы/лобового сопротивления и сокращения звукового удара») относится к самолетам больших скоростей, ракетам и летательным аппаратам, входящим в плотные слои атмосферы с гиперзвуковой скоростью. В нем рассматриваются объекты с затупленными передними кромками крыла, управляющих поверхностей и других элементов конструкции. Необходимость затупления связана, как правило, с высокотемпературным нагревом выступающих частей летательного аппарата.

Для ослабления звукового удара, сопровождающего полет, здесь может быть использовано увеличение аэродинамического сопротивления компоновки, на что аргументировано указано в патенте со ссылкой на работы, опубликованные в журналах, например, в «Journal of Aircraft». Существование такой возможности связано с нелинейным характером формирования волны давления на больших расстояниях от ЛА. Возможная степень ослабления в этих случаях является компромиссом в дилемме "низкий звуковой удар -высокое аэродинамическое сопротивление".

В качестве базового объекта автор использует простой ромбический профиль с затупленной передней кромкой, и с помощью компьютерных технологий проводит сравнительный анализ этого варианта с несколькими предлагаемыми схемами организации протока воздуха через плоский канал, начинающийся от передней кромки. Подробно излагаются расчеты с применением вычислительной программы GASP (Generalized Aerodynamic Simulation Program), позволяющей использовать расчетные модели, учитывающие влияние трения в пограничном слое. Полученные результаты показывают, что при подобранных пропорциях проток воздуха через канал позволяет получить ослабление звукового удара при меньшем затуплении профиля, т.е. изобретение предотвращает использование чрезмерного увеличения аэродинамического сопротивления.

Этот случай является наглядной иллюстрацией того факта, что внешне сходные задачи являются, тем не менее, радикально различными по своему содержанию. Здесь имеется ввиду сравнение с ранее рассмотренными патентами. В данном случае ослабление звукового удара сопровождается ростом аэродинамического сопротивления. Для настройки канала при изменении условий полета в патенте предлагается регулировать проток воздуха через канал, и соответственно рассматривается три варианта перекрытия проходных сечений. На фигурах устройства показаны в крайних положениях "открыто", "закрыто".

Приведенное содержание патента показывает, что по принципу воздействия на поток и возможным техническим решениям патент US №6464171 отличается от предлагаемой заявки.

В патенте Румынии №132764 «Космические и сверхзвуковые самолеты с переменной конфигурацией для уменьшения звукового удара» предлагается обшивку передних частей крыла, оперения и фюзеляжа выполнить из эластичного материала; в полете придавать этим частям колебательное движение с помощью переменного давления изнутри (из внутренних резервуаров). Созданные вибрации воздуха должны, по мнению авторов, рассеивать ударные волны и, тем самым, ослаблять звуковой удар. Физика этого процесса не рассматривается; необходимая энергия не оценивается; обратный эффект не подразумевается: внесенная в поток энергия при последующем нелинейном формировании фронта может увеличить скачки уплотнения. По принципу воздействия на поток этот патент отличается от предлагаемой заявки.

В патенте Канады №3145745 «Aerodynamic techniques and methods for quieter supersonic flight» для ослабления звукового удара предлагается комплекс мер, объединяемых общим тезисом создания интерферирующей среды, препятствующей распространению волн давления вниз от самолета к земле. Понятие интерферирующей среды рассматривается широко и включает: разделяющие поверхности большой площади, располагаемые под самолетом, области воздушной среды, организуемые подачей струй из сопла, конструктивные элементы типа плоское днище фюзеляжа, серию разделенных крылышек, напоминающих стаю птиц. Отдельные предложения суммируются и принимают форму четырех вариантов построения самолета, которые иллюстрируются на фигурах. Недостатком предложенных вариантов является тот факт, что конструктивные элементы типа больших плоскостей, будучи присоединенными к самолету, при полете, например, с некоторым углом атаки сами становятся источниками возмущений, усиливающих звуковой удар, от которого автор хотел избавиться. Указанные варианты (технологии) радикально отличаются от предлагаемой заявки.

В патенте КНР №112550678 «Способ подавления звукового удара сверхзвукового самолета на основе управления выдуванием и всасыванием потока» для ослабления звукового удара предлагается использовать переток воздуха из областей сжатия в области разрежения на нижней стороне крыла сверхзвукового самолета. При реализации этого предложения рассматривается система отверстий всасывания (всасывающих окон) вблизи передней кромки крыла и выходных отверстий нагнетания (выходных патрубков) у задней кромки. Предложено два варианта общей компоновки самолета. В первом варианте два входных окна располагаются практически вдоль всего размаха: по одному на левом и правом полукрыле. Соответственно предлагаются также два выходных удлиненных отверстия: по одному слева и справа у задней кромки. Во второй конфигурации таких отверстий в два раза больше, т.е. каждое удлиненное отверстие разделено на два более коротких. Рекомендации по выбору параметров отверстий, заявленные в формуле изобретения, иллюстрируются на конкретных примерах этих двух конфигураций малоразмерного сверхзвукового самолета. Общая длина фюзеляжа составляет, например 20.2 м, а поперечный размер равен 6.9 м. Условия полета соответствуют числу М=1.4, высоте Н=12 км и углу атаки 1°. В патенте оговорено, что конкретные параметры самолета выбраны таковыми лишь для иллюстрации и не являются содержанием изобретения.

Для оценки эффективности заявленных предложений используется сравнение с базовым вариантом, который отличается от упомянутых двух компоновок тем, что не снабжен системой "всасывания нагнетания". Оценки производятся расчетным путем с помощью вычислительной программы, выполняющей расчет с учетом вязкости воздуха в соответствии с уравнениями Навье - Стокса. Важной особенностью изобретения являются высокие уровни полного давления и температуры в выходных патрубках. Так выходная струя имеет скорость, достаточную для образования локальных ударных волн, взаимодействующих с замыкающей хвостовой ударной волной компоновки в целом. По оценке авторов, их интерференция является одним из факторов ослабления звукового удара. Использование столь сильных выходных потоков дает, кроме того, значительное увеличение подъемной силы и снижает аэродинамическое сопротивление. По оценкам эти значения лежат в пределах:

ΔC_y ≈48÷34%, ΔC_x ≈ 31÷22% (для первой ÷ второй конфигураций). Судя по иллюстрациям, приведенными в патенте, предложенные авторами мероприятия не изменили интенсивность головной ударной волны, т.е. изобретение является скорее способом увеличения подъемной силы и снижения аэродинамического сопротивления, чем подавления звукового удара, о чем заявлено в названии. Следует отметить, что на иллюстрирующих фигурах не показаны двигатели самолета, и при описании патента они также не рассматриваются и не упоминаются. Внедрение силовой установки в проект может значительно изменить оценки и выводы. Приведенное содержание патента показывает, что по принципу воздействия на поток и возможным техническим решениям патент CN 112550678 отличается от предложенной заявки.

В патенте РФ №2391254 «Сверхзвуковой самолет (варианты)» от 10.06.2010 предлагается аэродинамическая компоновка сверхзвукового административного самолета малой пассажировместимости, отвечающая всему комплексу требований, в частности, по уровню создаваемого шума и звукового удара. Детально описываются предлагаемые формы фюзеляжа, крыла, воздухозаборников и других частей самолета; параметры собственно двигателя (двигателей) не уточняются и не предлагаются. В патенте используется перфорация части поверхности перед воздухозаборниками самолета. В формуле изобретения п. 6 уточняется ее назначение: через эту часть обшивки выполняется слив (отвод) пограничного слоя, а в п. 7 указывается, что сверхзвуковые воздухозаборники содержат механизм управляемого перепуска воздуха из канала слива в канал воздуховода к двигателю. Несмотря на общую заявленную техническую задачу изобретения по снижению уровня звукового удара, использование перфорации в данном случае связано с оптимизацией работы силовой установки за счет отвода пограничного слоя.

Таким образом, в вышеприведенных патентах не доказана связь между снижением интенсивности звукового удара у земли с предложенными техническими решениями по изменению ударной волны самолета на высоте полета, т.е. игнорируется необходимость согласования компоновки самолета с сигнатурой звукового удара у земли.

Технический результат, на который направлены предлагаемые изобретения и позволяющий преодолеть указанные недостатки, заключается в обеспечении дополнительного снижения интенсивности звукового удара, создаваемого фюзеляжем самолета, т.е. обусловленного объемом.

Данный технический результат достигается за счет того, что выполняется формирование на обшивке самолета участков с перфорацией, при этом с целью дополнительного ослабления звукового удара, обусловленного влиянием объема, осуществляется активное воздействие на эквивалентное тело вращения путем отвода некоторой доли набегающего потока под обшивку через перфорации в передней части фюзеляжа; вывода потока через перфорации в задней части самолета, согласования распределения зон перфорации и параметров системы преобразования давления с общей компоновкой самолета, управления отводом и выводом потока через перфорации путем изменения давления по заданной программе в расположенных под обшивкой самолета ресиверах. При этом согласование распределения зон перфорации и параметров системы преобразования давления осуществляется следующим образом:

а) изготавливается модель самолета с установленной системой перфораций и отвода воздуха для активного воздействия на эквивалентное тело вращения, при этом зоны отвода части потока в пространство под обшивкой и вывода воздуха в поток через систему перфораций размещаются в областях значительного изменения эквивалентной площади S_объем(x), а именно, в зоне больших величин производных S'_объем(x), где х - координата сечения вдоль оси эквивалентного тела вращения;

б) выполняется продувка модели в аэродинамической трубе больших скоростей, в процессе продувки измеряется поле давлений вокруг установленной модели самолета, причем путем пошагового изменения давления выполняются медленные проходы по давлениям в ресиверах для отвода части потока в пространство под обшивкой и вывода воздуха в поток через систему перфораций с использованием задатчика давления и формирование программы для управления давлением в ресиверах в полете, обеспечивающего ослабление звукового удара;

в) по измеренному полю давления определяется эквивалентное тело вращения, соответствующее обтеканию компоновки модели самолета, и рассчитывается сигнатура звукового удара на уровне земли;

г) оценивается эффективность системы перфораций и отвода воздуха путем сравнения с техническим заданием и нормативными ограничениями по звуковому удару;

д) в случае неудовлетворения нормативам осуществляется пересмотр параметров системы перфорации и отвода: площадь, расположение участков перфорации и величины давления изменяют и повторяют процесс б), в), г) до выполнения параметров технического задания и нормативных ограничений на уровни звукового удара у земли.

Также указанный технический результат достигается тем, что устройство ослабления звукового удара сверхзвукового самолета, обусловленного влиянием объема, содержащее перфорированные участки на обшивке самолета, дополнительно содержит ресиверы для сбора воздуха, отводимого через перфорированные участки под обшивку, и ресиверы для вывода через другие перфорированные участки воздуха, собираемого под обшивкой, при этом ресиверы выполнены в виде полостей, расположенных под обшивкой самолета, и соединены с перфорированными участками на обшивке самолета каналами-коллекторами и между собой внутри фюзеляжа - соединительным каналом, в котором установлен насос-регулятор, управляемый задатчиком давления и обеспечивающий необходимый уровень давления для регулярной подачи воздуха из ресиверов сбора воздуха в ресиверы для его вывода.

Полет сверхзвукового самолета сопровождается звуковым ударом, который создается:

- за счет вытеснения воздуха корпусом самолета, что для наглядности называется влиянием объема;

- возмущениями давления в нижней полусфере под крылом, что аналогично называется влиянием подъемной силы.

Количественно эти эффекты описываются эквивалентным телом вращения, точнее с помощью распределения эквивалентной площади его поперечных сечений:

где х - координата вдоль продольной оси эквивалентного тела вращения.

Перепад давления в головной ударной волне и профиль избыточного давления Δp(t) в целом (т.е. сигнатура) выражаются далее через эту площадь с использованием дифференциальных и интегральных соотношений:

здесь:

- функция Уитема,

η - вспомогательная переменная, аналогичная координате х,

t - текущее время наблюдателя, воспринимающего звуковой удар,

k₁, k₂, k₃ - коэффициенты, отражающие влияние атмосферы и нелинейную трансформацию профиля в точках звукового луча. После расчета выполняется построение головного, хвостового и промежуточных скачков на профиле волны давления. Коэффициенты и функция Уитема могут применяться как в размерной, так и в безразмерной форме.

Для сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144 перепад давления в головной волне составлял, например, около 100 Па, а общее время воздействия равнялось Δt≅0.26 сек.

Фиг. 1 иллюстрирует детальную процедуру расчета сигнатуры («Звуковой удар», СЛ. Чернышев, М., Наука, 2011, 351 с.).

В предлагаемой заявке предлагается для ослабления звукового удара организовать активное воздействие на эквивалентное тело вращения путем отвода некоторой доли воздуха из набегающего потока внутрь самолета под обшивку в передней части корпуса, где эквивалентная площадь S_объем (х) возрастает, и возвращение этого воздуха обратно в поток в задней части, где площадь S_oбъем(х) убывает. Такое активное воздействие частично компенсирует вытесняющий эффект корпуса (фюзеляжа) и приведет к уменьшению местных значений эквивалентной площади S_объем(х). Этот факт можно использовать для ослабления звукового удара, создаваемого под влиянием объема.

Наличие второй составляющей S_{под.сила}(х) делает необходимым согласовывать интенсивность указанного активного воздействия с общей компоновкой самолета. Из-за нелинейной трансформации волны при отсутствии такого согласования вместо ослабления результирующего звукового удара может получиться обратный результат.

Отметим, что в ряде патентов, анализ которых приведен выше, содержатся аналогичные предложения по активному воздействию на поток. Их общим недостатком является отсутствие представлений о необходимости указанного согласования, кроме отмеченных выше частных недостатков, характерных для отдельных патентов.

Способ дополнительного снижения интенсивности звукового удара, создаваемого фюзеляжем (т.е. обусловленного объемом), и устройство для его осуществления поясняются фигурами 2 и 3.

На фиг. 2 представлена схема преобразования потока, обтекающего сверхзвуковой самолет. Здесь обозначены:

1 - зоны отвода части потока в пространство под обшивкой через систему перфораций 4 в поперечных сечениях передней части фюзеляжа 3,

2 - зоны вывода воздуха в поток через систему перфораций 10 в поперечных сечениях задней части фюзеляжа 9.

На фиг. 3 представлена схема устройства для осуществления способа ослабления звукового удара сверхзвукового самолета, где:

3 - обшивка фюзеляжа, передняя часть самолета;

4 - участок перфорации в передней части самолета;

5 - пространство под обшивкой на участке перфорации;

6 - каналы-коллекторы в передней части самолета;

7 - входной ресивер;

8 - насос-регулятор давлений;

9 - выходной ресивер;

10 - каналы-коллекторы в задней части самолета;

11 - обшивка фюзеляжа в задней части самолета;

12 - участок перфорации в задней части самолета;

13 - пространство под обшивкой на участке перфорации;

14 - программный задатчик давления.

Способ ослабления звукового удара сверхзвукового самолета осуществляется следующим образом. Изготавливается модель самолета, на которой формируется система перфораций и отвода воздуха для активного воздействия на эквивалентное тело вращения. При этом зоны 1 и 2 (фиг. 2) отвода части потока в пространство под обшивкой и вывода воздуха в поток через систему перфораций первоначально размещаются в областях значительного изменения эквивалентной площади S_oбъeм(x), а именно, в зоне больших величин производных S'_объем(х), где х - координата сечения вдоль оси эквивалентного тела вращения. Для фюзеляжа самолета такими участками являются сужающиеся передняя и задняя части, для которых справедливо предыдущее утверждение.

Активное воздействие на эквивалентное тело вращения, соответствующее обтеканию компоновки модели самолета, осуществляется путем отвода некоторой доли набегающего потока под обшивку через перфорации 4 в передней части фюзеляжа и вывода потока через перфорации 10 в задней части самолета, а управление отводом и выводом потока через перфорации осуществляется путем изменения давления по заданной программе в расположенных под обшивкой самолета ресиверах 7 и 8.

При этом согласование распределения зон перфорации и параметров системы преобразования давления в ресиверах 7 и 8 с общей компоновкой самолета осуществляется путем выполнения продувки модели в аэродинамической трубе больших скоростей, в процессе которой измеряется поле давлений вокруг установленной модели самолета. При этом в зависимости от степени автоматизации аэродинамической трубы выполняются медленные проходы по давлениям в ресиверах 7 и 8 для отвода части потока в пространство под обшивкой и вывода воздуха в поток через систему перфораций 4 и 10 с использованием задатчика давления 14, в процессе которых формируется программа для управления давлением в ресиверах 7 и 8, обеспечивающая ослабление звукового удара в полете.

По измеренному вокруг установленной модели полю давления определяется эквивалентное тело вращения, соответствующее обтеканию компоновки самолета, и рассчитывается сигнатура звукового удара на уровне земли. Далее оценивается эффективность системы перфораций и отвода воздуха путем сравнения с нормативными параметрами, указанными в технических заданиях и нормативных ограничениях по звуковому удару.

При неудовлетворении указанным нормативам осуществляется пересмотр параметров системы перфорации и отвода, а именно, изменяют площадь, расположение участков перфорации на модели и величины давления в ресиверах 7 и 8. Операции продувки модели в трубе, измерения поля давлений и оценки соответствия уровней звукового удара нормативным параметрам повторяются итерационно до выполнения параметров технического задания и нормативных ограничений на уровни звукового удара у земли.

Устройство для осуществления способа снижения звукового удара работает следующим образом. Воздух через участок перфорации в передней части самолета 4 собирается в пространстве под обшивкой в передней части самолета (позиция 5) и через каналы - коллекторы (позиция 6) подается в ресивер 1 (позиция 7), где давление выравнивается до значения р₁. Для вывода воздуха в поток через участок перфорации 10 в задней части самолета из пространства под обшивкой самолета 11 используется соединенный с пространством 11 каналом-коллектором 12 ресивер 2 (позиция 7). Необходимая для этого разность давлений (р₂ -р₁) поддерживается насосом - регулятором (позиция 6), управление которым осуществляется программным задатчиком давления 14 в соответствии с программой изменения давления, обеспечивающей снижение интенсивности звукового удара у земли, сформированной в результате реализации способа снижения уровня звукового удара.

Изобретение относится к авиации, а именно к способам и устройствам снижения уровня звукового удара самолета. Способ ослабления звукового удара сверхзвукового самолета, предусматривающий формирование на обшивке самолета участков с перфорацией. Ослабление звукового удара, обусловленное влиянием объема, достигается активным воздействием на эквивалентное тело вращения путем отвода некоторой доли набегающего потока под обшивку через перфорации в передней части фюзеляжа, вывода потока через перфорации в задней части самолета. Распределение зон перфорации и параметров системы преобразования давления происходит с согласованием с общей компоновкой самолета. Отвод и вывод потока управляются через перфорации путем изменения давления по заданной программе в расположенных под обшивкой самолета ресиверах. При этом согласование распределения зон перфорации и параметров системы преобразования давления осуществляется с использованием модели самолета с установленной системой перфораций и отвода воздуха для активного воздействия на эквивалентное тело вращения, продувкой модели в аэродинамической трубе больших скоростей и оценки эффективности системы перфораций и отвода воздуха. В процессе продувки измеряется поле давлений вокруг установленной модели самолета. Снижается интенсивность звукового удара, создаваемого фюзеляжем самолета, т.е. обусловленного объемом. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

1. Способ ослабления звукового удара сверхзвукового самолета, обусловленного влиянием объема сверхзвукового самолета,

предусматривающий формирование на обшивке самолета участков с перфорацией, отличающийся тем, что компенсируют вытеснение воздуха корпусом фюзеляжа самолета (влияние объема), создающее звуковой удар, а именно, осуществляют активное воздействие на эквивалентное тело вращения путем принудительного отвода доли набегающего потока под обшивку фюзеляжа самолета через перфорации в передней части фюзеляжа, где площадь поперечных сечений возрастает, принудительного вывода потока через перфорации в задней части фюзеляжа, где площади поперечных сечений убывают, согласуют распределение зон перфорации и параметры системы преобразования давления с общей компоновкой самолета, выполняют управление принудительными отводом и выводом потока через перфорации в фюзеляже самолета в расположенных под обшивкой фюзеляжа самолета ресиверах путем изменения давления насосом -регулятором;

при этом согласование распределения зон перфорации и параметров системы преобразования давления выполняют следующим образом:

а) изготавливают модель самолета, полученную после компоновочной оптимизации конфигурации самолета, и размещают на ней систему перфораций и отвода воздуха на фюзеляже для активного воздействия на эквивалентное тело вращения, при этом зоны отвода части потока в пространство под обшивкой фюзеляжа и вывода воздуха в поток через систему перфораций размещаются в областях значительного изменения эквивалентной площади S_объем(х), а именно, в зоне больших величин производных S'_объем (x), где х - координата сечения вдоль оси эквивалентного тела вращения;

б) выполняют продувку модели в аэродинамической трубе больших скоростей, в процессе продувки измеряют поле давлений вокруг установленной в трубе модели самолета, причем путем пошагового изменения давления выполняют медленные проходы по давлениям в ресиверах для отвода части потока в пространство под обшивкой фюзеляжа и вывода воздуха в поток через систему перфораций с использованием задатчика давления и формирование программы для управления давлением в ресиверах в полете, обеспечивающей ослабление звукового удара;

в) по измеренному полю давления определяют эквивалентное тело вращения, соответствующее обтеканию компоновки модели самолета, и рассчитывают профиль волны давления звукового удара на уровне земли;

г) оценивают эффективность системы перфораций и отвода воздуха путем сравнения с техническим заданием и нормативными ограничениями по звуковому удару;

д) в случае неудовлетворения нормативам осуществляют пересмотр параметров системы перфорации и отвода: площади, расположения участков перфорации на модели и величин давления и повторяют процесс б), в), г) до выполнения параметров технического задания и нормативных ограничений на уровни звукового удара у земли.

2. Устройство ослабления звукового удара сверхзвукового самолета, обусловленного влиянием объема, содержащее перфорированные участки на обшивке фюзеляжа самолета, отличающееся тем, что дополнительно содержит ресиверы для сбора воздуха, отводимого через перфорированные участки под обшивку фюзеляжа самолета, и ресиверы для вывода через другие перфорированные участки воздуха, собираемого под обшивкой фюзеляжа самолета, при этом ресиверы выполнены в виде полостей, расположенных под обшивкой фюзеляжа самолета, и соединены с перфорированными участками на обшивке каналами-коллекторами и между собой внутри фюзеляжа соединительным каналом, в котором установлен насос - регулятор, обеспечивающий компенсацию вытеснения воздуха корпусом фюзеляжа самолета (влияния объема), создающего звуковой удар, осуществлением активного воздействия на эквивалентное тело вращения путем принудительного отвода доли набегающего потока под обшивку фюзеляжа самолета через перфорации в передней части фюзеляжа, где площадь поперечных сечений возрастает, и принудительного вывода потока через перфорации в задней части фюзеляжа, где площади поперечных сечений убывают, работающий под управлением задатчика давления и обеспечивающий необходимый уровень давления для регулярной принудительной подачи воздуха из ресиверов сбора воздуха в ресиверы для его вывода.