Сверхзвуковой самолёт нормальной схемы с задним положением центра масс и несущим стабилизатором Российский патент 2025 года по МПК B64C30/00 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам тяжелее воздуха. Преимущественная область применения предлагаемого изобретения - сверхзвуковые пассажирские или военно-транспортные самолёты.

Уровень техники

Современный подход к проектированию самолётов, дозвуковых и сверхзвуковых, таков, что центр масс самолёта (ЦМ) практически на всех режимах полета располагается спереди по отношению к центру давления (ЦДО самолёта без горизонтального оперения (ГО), в котором приложена подъемная сила самолёта без ГО Y₁ (фиг. 1a)). Это приводит к тому, что для балансировки самолёта на стабилизаторе необходима отрицательная сила Y₂, что ведет к балансировочным потерям подъемной силы, которые даже у лучших самолётов на оптимальных в этом смысле режимах - не меньше 5%. Особенно велики эти потери при полете на сверхзвуковых скоростях (фиг. 1б) вследствие смещения ЦД₁ назад и при полете с выпущенной механизацией крыла (фиг. 1в) вследствие появления приращения подъемной силы при выпуске механизации ΔY₁, приложенной в точке ЦД₃. У лучших самолётов потери подъемной силы в этих случаях не меньше 10%. Кроме того, увеличение отрицательной балансировочной силы на ГО ведет также и к росту сопротивления. Для того чтобы избежать балансировочных потерь, необходимо сдвигать положение ЦМ назад, но при современном подходе к проектированию в этом случае самолёт теряет статическую устойчивость ("Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов"/ Под ред. Г.С. Бюшгенса. - М.: Наука, Физматлит, 1998. - 816 с.).

Известен патент США №6959896 «Passive aerodynamic sonic boom suppression for supersonic aircraft», зарег. 01.11.2005 («Пассивное аэродинамическое подавление звукового удара для сверхзвукового самолёта»), в котором сверхзвуковой самолёт содержит специальный элемент конструкции (высокорасположенное небольшое ГО), назначение которого по мысли автора - ослаблять суммарную интенсивность звукового удара самолёта. Высокорасположенное ГО, принципиально, способно создавать положительную силу, но очень малой величины, так как оно мало по площади и его положение выбирается исходя из минимизации интенсивности звукового удара самолёта.

Известны патенты Российской Федерации №2753443 «Сверхзвуковой самолет», зарег. 16.08.2021, №2391254 «Сверхзвуковой самолет (варианты)», зарег. 10.06.2010, №2614438 «Сверхзвуковой преобразуемый малошумный самолет», зарег. 28.03.2017, №188859 «Сверхзвуковой самолет», зарег. 11.12.2018, №196109 «Сверхзвуковой гражданский самолет», зарег. 17.02.2020, №196130 «Сверхзвуковой пассажирский самолет», зарег. 18.02.2020, в которых сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, силовую установку, содержащую воздухозаборники и сопла, горизонтальное и вертикальное оперение, шасси, который отличается тем, что благодаря некоторым особенностям конструкции (форма носовой части фюзеляжа, наплывы и/или форма крыла, специально сконфигурированное оперение) снижается уровень звукового удара самолета. Никаких особенностей, направленных на улучшение летно-технических и/или взлетно-посадочных характеристик (ЛТХ и/или ВПХ), не предусматривается.

Таким образом, все упомянутые патенты направлены на снижение уровня звукового удара и не содержат технических решений, направленных на улучшение ЛТХ и/или ВПХ самолёта.

Известен патент Российской Федерации №132775 «Самолет нормальной схемы», зарег. 27.09.2013, где заявлен самолет нормальной схемы, содержащий фюзеляж, силовую установку, крыло с механизацией, хвостовое вертикальное и горизонтальное оперение и шасси, точка приложения приращения подъемной силы крыла от выпущенной механизации находится в пределах 0…03 от средней аэродинамической хорды крыла впереди от ЦМ самолета, отличающийся тем, что относительную площадь ГО рассчитывают из условия обеспечения балансировки самолета при полностью выпущенной механизации крыла и угле атаки крыла, максимально допустимом в данной конфигурации. В этом изобретении ЦМ также расположен сзади от точки приложения приращения подъемной силы от механизации крыла, но возможно спереди от положения центра давления самолета без ГО. Это изобретение направлено на улучшение ВПХ самолета, но не на улучшение ЛТХ, тем более при сверхзвуковой скорости полета.

Известен патент Российской Федерации №2138423 «Многорежимный самолет интегральной аэродинамической компоновки», зарег. 27.09.1999, где заявлен самолет, как указано в описании патента, подобный по компоновке самолету Су-27, который, судя по описанию, также имеет положительную балансировочную подъемную силу на ГО вследствие достаточно заднего положения ЦМ, но при этом самолет неустойчив, его устойчивость обеспечивается с помощью системы управления.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является патент США №5088661 «Aircraft» («Самолёт»), зарег. 18.02.1992, где заявлен самолёт нормальной схемы, содержащий корпус, стреловидное крыло, имеющее корневую часть, прикрепленную к указанному корпусу и продолжающуюся вбок от указанного корпуса, указанное крыло имеет удлинение 10 или более, при этом центр тяжести указанного самолёта находится между 44 и 70 процентами средней хорды указанного стреловидного крыла самолёта. Поскольку ЦМ этого самолёта сдвинут по современным представлениям очень далеко назад, у него, вероятно, не возникнут балансировочные потери при выпуске механизации крыла и при полете со сверхзвуковой скоростью, но этот самолёт статически неустойчив. Его устойчивость, по мысли автора, обеспечивается с помощью системы управления, что на практике трудноосуществимо при большой степени неустойчивости.

Технический результат, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, заключается в увеличении аэродинамического качества самолёта в крейсерской конфигурации и увеличении подъемной силы во взлетно-посадочной.

Этот технический результат достигается благодаря тому, что диапазон полетных положений центра масс самолёта помещается сзади как от точки приложения равнодействующей приращения подъемной силы самолёта, возникающей при выпуске механизации крыла, так и сзади от самого заднего положения центра давления самолёта без горизонтального оперения, реализующегося в полете при сверхзвуковой скорости. В сравнении с существующими самолётами это очень заднее положение ЦМ. Благодаря этому подъемная сила на стабилизаторе, необходимая для балансировки, всегда положительна. Это обеспечивает повышение подъемной силы и аэродинамического качества самолёта как на взлетно-посадочных режимах, так и в крейсерском сверхзвуковом полете. Самолет при указанной модификации не теряет статическую устойчивость благодаря соответствующему выбору параметров горизонтального оперения (Дерябин В.А. «Самолет с улучшенными взлетно-посадочными характеристиками». - М.: Машиностроение, журнал «Полет» № 9, 2001 г.). В результате статически устойчивый самолёт нормальной схемы имеет все преимущества самолёта схемы утка и статически неустойчивого самолёта нормальной схемы, но не имеет их недостатков (невозможность применения высокоэффективной механизации крыла для утки, необходимость иметь специальную систему управления для неустойчивого).

Раскрытие сущности изобретения

Данное изобретение направлено, в первую очередь, на увеличение аэродинамического качества самолёта, улучшение его летно-технических и взлетно-посадочных характеристик. На крейсерском режиме применение изобретения увеличивает аэродинамическое качество самолёта, следовательно, уменьшит потребную тягу двигателя, расход топлива на заданном режиме полета и, как следствие, уменьшит вредные выбросы в атмосферу. На взлетно-посадочных режимах применение изобретения позволит увеличить подъемную силу при выпущенной механизации крыла, уменьшить скорости взлета и посадки и, как следствие, снизит требования к потребной длине ВПП и уровень шума в районе аэродрома.

Поставленная цель достигается тем, что на всех режимах полета при малых М с выпущенной механизацией крыла и при М>1.0 с убранной механизацией вследствие смещения ЦМ самолёта назад самолёт имеет положительную (направленную вверх) подъемную силу на обоих несущих поверхностях: на крыле и на стабилизаторе.

На фиг. 1а показано равновесие самолёта с передним расположением ЦМ в полете с на дозвуковой скорости при убранной механизации крыла. При этом переднее по отношению к ЦД₁ положение ЦМ требует для балансировки отрицательной подъемной силы на стабилизаторе Y₂.

На фиг. 1б показано равновесие самолёта с передним расположением ЦМ в полете на сверхзвуковой скорости при убранной механизации крыла. Как известно («Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов» / Под ред. Г.С. Бюшгенса. - М.: Наука, Физматлит, 1998.-816 с.), при М>1 ЦД₁ и фокус крыла и самолёта без ГО смещаются назад. При этом положение ЦМ впереди от сверхзвукового положения ЦД₁ также требует для балансировки отрицательной подъемной силы на стабилизаторе Y₂, но существенно большей величины, чем в случае 1а.

На фиг. 1в показано равновесие самолёта с передним расположением ЦМ в полете на дозвуковой скорости при выпущенной механизации крыла. При этом положение ЦМ впереди от точки ЦД₃ также требует для балансировки отрицательной подъемной силы на стабилизаторе Y₂, но большей величины, чем на фиг. 1а, поскольку необходимо парировать еще и момент от силы Y₃.

На фиг. 2а показано равновесие предлагаемого самолёта в полете на дозвуковой скорости при убранной механизации крыла. При этом заднее по отношению к ЦД₁ положение ЦМ требует для балансировки положительной подъемной силы на стабилизаторе Y₂.

На фиг. 2б показано равновесие предлагаемого самолёта в полете на сверхзвуковой скорости при убранной механизации крыла. При этом положение ЦМ сзади от сверхзвукового положения ЦД₁ также требует для балансировки положительной подъемной силы на стабилизаторе Y₂, но меньшей величины, чем в случае 2а.

На фиг. 2в показано равновесие предлагаемого самолёта в полете на дозвуковой скорости при выпущенной механизации крыла. При этом положение ЦМ сзади от точки ЦД₃ также требует для балансировки положительной подъемной силы на стабилизаторе Y₂, но большей величины, чем на фиг. 2а, поскольку необходимо парировать еще и момент от силы Y₃.

Таким образом, на всех режимах полета на ГО предлагаемого самолёта не потребуется для балансировки отрицательная сила.

Собственная аэродинамическая статическая устойчивость при этом обеспечивается правильным выбором параметров ГО для выполнения на всех режимах полета условия, которое следует из требования статической устойчивости самолёта нормальной схемы:

где: X_T - координата центра тяжести самолёта;

Х_Д1, X_f1 - координаты центра давления и фокуса самолёта без ГО;

Х_Д2, X_f2 - координаты центра давления и фокуса стабилизатора;

Cy1, c_Y2 - коэффициенты подъемной силы самолёта без ГО и стабилизатора соответственно;

производные коэффициентов подъемной силы по углу атаки самолёта без ГО и стабилизатора;

ε^α - производная скоса потока по углу атаки перед стабилизатором.

У самолёта предлагаемой компоновки вследствие повышенной величины существенно больше модуль коэффициента демпфирования то есть выше величина аэродинамического демпфирования. В формуле коэффициент торможения потока перед ГО, относительная величина площади ГО. Это позволяет при допустимом уменьшении модуля коэффициента обеспечить требуемую величину коэффициента статической устойчивости и таким образом еще уменьшить балансировочные потери. В формуле - координата фокуса самолёта, - относительная плотность самолёта, m - масса самолёта, S - площадь крыла, b_A- средняя аэродинамическая хорда крыла.

Данное изобретение совместимо с большинством упомянутых выше изобретений, снижающих уровень звукового удара, и, по предварительным оценкам, может улучшить экономические характеристики сверхзвукового самолёта при прочих равных условиях минимум на 10…15%.

Краткое описание чертежей

Изобретение иллюстрируется фиг. 1, на которой изображены схемы балансировки сверхзвукового самолёта нормальной схемы, общепринятые сегодня, и фиг. 2, на которой изображены схемы балансировки сверхзвукового самолёта нормальной схемы, предлагаемые в изобретении. На фигурах применены следующие обозначения:

ЦМ - положение центра масс самолёта;

ЦД₁ - положение центра давления самолёта без ГО;

Y₁ - подъемная сила самолёта без ГО;

ЦД₂ - положение центра давления заднего горизонтального оперения самолёта;

Y₂ - подъемная сила самолёта ГО;

ΔY₂ - дополнительная подъемная сила на ГО, необходимая для парирования момента от силы Y₃;

Y₃ - приращение подъемной силы самолёта без ГО, возникающее при выпуске механизации крыла;

ЦД₃ - положение точки приложения силы Y₃.

Устройство работает следующим образом.

Для сверхзвукового самолёта «нормальной» схемы при проектировании необходимо правильно выбрать положение эксплуатационного диапазона ЦМ и выполнить расчет потребной площади ГО.

Положение эксплуатационного диапазона ЦМ определяется исходя из двух условий.

1. ЦМ должен находиться сзади от положения центра давления самолёта без ГО (ИД₁) на всех режимах полета в эксплуатационном диапазоне числа М. Как известно, при М>1 ЦД₁ и фокус самолёта без ГО смещаются назад (фиг. 2а), среднестатистически ЦД₁=45…55% САХ.

2. ЦМ должен находиться сзади от точки приложения дополнительной силы ЦД₃, возникающей при выпуске механизации крыла на максимальный угол в полете с максимально допустимым при этом углом атаки, среднестатистически ЦД₃=45…55%САХ.

Таким образом, эксплуатационный диапазон ЦМ может быть расположен, например, в пределах 55…65% САХ.

Расчет потребной относительной площади стабилизатора может быть выполнен следующим образом.

1. Задается минимально допустимое значение например,

2. Относительная площадь ГО (или статический момент площади ГО

плечо ГО) рассчитывается исходя из обеспечения заданной устойчивости (значения ) и балансировки на всех режимах полета.

Условие балансировки на режиме полета с выпущенной механизацией крыла может быть записано так:

Тогда потребную для балансировки в этом случае площадь стабилизатора вычислим по формуле

где все величины возьмем соответствующими режиму полета с выпущенной механизацией крыла, с максимально допустимым углом атаки и предельно передней центровке.

Условие устойчивости требует, чтобы ЦМ был впереди фокуса самолёта, и величина по модулю не менее заданной величины. Отсюда - заданная величина запаса устойчивости. Тогда потребную для устойчивости относительную площадь стабилизатора вычислим по формуле

где все величины возьмем соответствующими режиму полета с выпущенной механизацией крыла и предельно задней центровке.

Условие балансировки на крейсерском сверхзвуковом режиме полета запишется так:

Тогда потребную для балансировки в этом случае площадь стабилизатора при предельно передней центровке вычислим по формуле

где все величины возьмем соответствующими сверхзвуковому режиму полета и предельно передней центровке.

Потребную относительную площадь стабилизатора для обеспечения заданной устойчивости на крейсерском сверхзвуковом режиме вычислим по указанной выше формуле

где все величины возьмем соответствующими сверхзвуковому режиму полета и предельно задней центровке.

Из каждого из этих условий находим потребную величину относительной площади ГО Для создания самолёта выбираем наибольшую величину

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам тяжелее воздуха. Преимущественная область применения предлагаемого изобретения - сверхзвуковые пассажирские или военно-транспортные самолёты. Сверхзвуковой самолёт нормальной схемы содержит фюзеляж, силовую установку, крыло с механизацией, хвостовое вертикальное и горизонтальное оперение и шасси. При этом его диапазон полетных положений центра масс помещается сзади от точки приложения равнодействующей приращения подъемной силы самолёта без горизонтального оперения, возникающей при выпуске механизации крыла, и сзади от самого заднего положения центра давления самолёта без горизонтального оперения, реализующегося в полете при сверхзвуковой скорости. При этом он статически устойчив на всех режимах полета, его устойчивость и балансировка обеспечиваются путем выбора площади и формы горизонтального оперения. Технический результат, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, заключается в увеличении аэродинамического качества самолёта в крейсерской конфигурации и увеличении подъемной силы во взлетно-посадочной. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Сверхзвуковой самолёт нормальной схемы, содержащий фюзеляж, силовую установку, крыло с механизацией, хвостовое вертикальное и горизонтальное оперение и шасси, отличающийся тем, что его диапазон полетных положений центра масс помещается сзади от точки приложения равнодействующей приращения подъемной силы самолёта без горизонтального оперения, возникающей при выпуске механизации крыла, и сзади от самого заднего положения центра давления самолёта без горизонтального оперения, реализующегося в полете при сверхзвуковой скорости, при этом он статически устойчив на всех режимах полета (коэффициент где - координата центра масс самолёта, - координата фокуса самолёта), его устойчивость и балансировка обеспечиваются путем выбора площади и формы горизонтального оперения.

2. Сверхзвуковой самолёт нормальной схемы по п. 1, отличающийся тем, что коэффициент но коэффициент статической устойчивости

- коэффициент продольного демпфирования, μ - относительная плотность самолёта.