RU2100253C1 - Supersonic aircraft - Google Patents
Supersonic aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2100253C1 RU2100253C1 RU95120618A RU95120618A RU2100253C1 RU 2100253 C1 RU2100253 C1 RU 2100253C1 RU 95120618 A RU95120618 A RU 95120618A RU 95120618 A RU95120618 A RU 95120618A RU 2100253 C1 RU2100253 C1 RU 2100253C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- fuselage
- aircraft
- engines
- sections
- Prior art date
Links
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims abstract description 6
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims abstract description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 5
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 5
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 1
- 238000004378 air conditioning Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 239000004035 construction material Substances 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 1
- 230000033764 rhythmic process Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится преимущественно к административным (деловым) самолетам большой дальности, предназначенным для совершения деловых поездок руководителями государств, муниципальных органов, бизнесменами и т.д. а также для экстренной доставки небольших грузов с целью экономии времени во всех случаях по сравнению с использованием других транспортных средств. The invention relates primarily to administrative (business) long-range aircraft intended for business trips by heads of state, municipal authorities, businessmen, etc. as well as for the emergency delivery of small loads in order to save time in all cases compared to using other vehicles.
Все существующие административные самолеты имеют дозвуковые скорости полета. При перелете на расстояние 6000-7500 км дальние дозвуковые самолеты типа "Фалькон", "Челенджер", "Гольфстрим" и другие, затрачивают почти 10 летных часов. Для снижения физиологических и психических нагрузок, действующих на пассажиров в столь продолжительном полете, эти летательные аппараты (ЛА) оборудованы комфортабельными салонами, габариты которых обеспечивают передвижение по салону в полный рост. All existing administrative aircraft have subsonic flight speeds. When flying to a distance of 6000-7500 km, long-range subsonic aircraft such as Falcon, Challenger, Gulf Stream and others spend almost 10 flight hours. To reduce the physiological and psychological stresses affecting passengers in such a long flight, these aircraft (LA) are equipped with comfortable lounges, the dimensions of which provide full-size movement around the cabin.
Принимая во внимание, что вся деловая поездка на расстояние 6000-7500 км, с учетом необходимого для отдыха времени, занимает 2-3 дня, представляется весьма актуальным обеспечение совершения однодневных деловых поездок, когда, отбывая из дома утром, днем можно провести совещание в месте прилета и вечером возвратиться домой. Такой режим поездки облегчит пассажиру физиологическую переносимость полета, не нарушит привычный ритм жизни и не потребует непроизводительных затрат времени на адаптацию к местному времени в пунктах прибытия и возвращения. Решение этой задачи возможно при создании сверхзвуковых деловых самолетов с крейсерской скоростью полета 1900-2100 км/ч. Taking into account that the whole business trip at a distance of 6000-7500 km, taking into account the time necessary for rest, takes 2-3 days, it seems very important to ensure the implementation of one-day business trips, when leaving the house in the morning, you can hold a meeting in the place in the afternoon Arrival and return home in the evening. Such a travel mode will facilitate the passenger's physiological tolerance of the flight, will not violate the usual rhythm of life and will not require unproductive time spent on adaptation to local time at the points of arrival and return. The solution to this problem is possible when creating supersonic business aircraft with a cruising flight speed of 1900-2100 km / h.
Известен проект сверхзвукового административного самолета С-21, разрабатываемый ОКБ им П.О. Сухого совместно с американской фирмой "Гольфстрим" [1] Как указывается в источнике, С-21 имеет взлетный вес около 52 т и рассчитан на перевозку 8-10 пассажиров на дальность до 7400 км. Самолет имеет аэродинамическую компоновку, содержащую фюзеляж, значительно выступающий перед крылом с двойной стреловидностью по передней кромке, цельноповоротное переднее горизонтальное оперение, однокилевое вертикальное оперение и три мотогондолы двигателей, две из которых расположены под крылом, а третья в хвостовой части фюзеляжа. Максимальные габариты пассажирского салона самолета С-21 в поперечном сечении составляют по высоте 1,86 м, по ширине 1,6 м. The famous project of the supersonic administrative aircraft S-21, developed by the Design Bureau named after P.O. Sukhoi jointly with the American company Gulfstream [1] As indicated in the source, the S-21 has a take-off weight of about 52 tons and is designed to carry 8-10 passengers at a range of up to 7400 km. The aircraft has an aerodynamic layout containing a fuselage that protrudes significantly in front of the wing with a double sweep along the leading edge, a fully rotatable front horizontal tail, a single-tail vertical tail and three engine nacelles, two of which are located under the wing, and the third in the rear of the fuselage. The maximum dimensions of the passenger cabin of the S-21 aircraft in cross section are 1.86 m in height and 1.6 m in width.
Однако высокий уровень звукового удара (более 45 Па) не позволяет осуществлять полеты над сушей на сверхзвуковой скорости. В связи с этим область использования С-21 как сверхзвукового самолета ограничена полетами через океан. Кроме того, эксплуатационные затраты для С-21 более чем в два раза превышают затраты для дозвуковых аналогов вследствие его существенно большей стоимости (40-50 млн. долларов вместо 18-25 млн. долларов) и примерно втрое большего расхода топлива. However, a high level of sonic boom (more than 45 Pa) does not allow flying over land at supersonic speed. In this regard, the area of use of the S-21 as a supersonic aircraft is limited to flights across the ocean. In addition, the operating costs for the S-21 are more than twice the costs for subsonic counterparts due to its significantly higher cost (40-50 million dollars instead of 18-25 million dollars) and about three times as much fuel consumption.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является сверхзвуковой самолет с крылом большой стреловидности [2] содержащий фюзеляж, передняя секция которого расположена перед крылом, центральная секция конструктивно объединена с крылом, задняя секция фюзеляжа выступает за переднюю кромку крыла. Передняя секция фюзеляжа и часть его центральной секции имеют наклоненные вовнутрь боковые стенки, образующие в продольном направлении поверхность с одинарной кривизной. Центральная секция имеет нижнюю поверхность, сочлененную с нижней поверхностью крыла таким образом, что фюзеляж нигде не выступает ниже крыла. Две гондолы двигателей, установленные на нижней поверхности крыла по обе стороны фюзеляжа, имеют воздухозаборники, расположенные позади передней кромки крыла. Самолет содержит два вертикальных киля, каждый из которых установлен вблизи соответствующего конца крыла, выше и ниже его плоскости хорд. На каждом конце крыла имеется дополнительная поверхность, которая может поворачиваться относительно поперечной оси, обеспечивая управление самолета по крену и тангажу. Closest to the proposed invention is a supersonic aircraft with a large sweep wing [2] containing a fuselage, the front section of which is located in front of the wing, the central section is structurally integrated with the wing, the rear fuselage section extends beyond the front edge of the wing. The front fuselage section and part of its central section have side walls inclined inward, forming in the longitudinal direction a surface with a single curvature. The central section has a lower surface articulated with the lower surface of the wing so that the fuselage does not protrude anywhere below the wing. Two engine nacelles mounted on the lower surface of the wing on both sides of the fuselage have air intakes located behind the front edge of the wing. The aircraft contains two vertical keels, each of which is installed near the corresponding end of the wing, above and below its plane of chords. At each end of the wing there is an additional surface that can rotate relative to the transverse axis, providing control of the aircraft in roll and pitch.
Очевидно, аэродинамическая компоновка прототипа оптимизирована под сверхзвуковой крейсерский режим полета, в связи с чем крыло имеет малое удлинение и площадь. Как следствие ухудшение взлетно-посадочных характеристик самолета по сравнению с дозвуковыми аналогами. Ввиду того, что количество ВПП пригодных для эксплуатации самолетов уменьшается с ростом потребной длины ВПП, а время поездки до аэродрома возрастает, суммарные временные издержки на поездку, даже при сверхзвуковой скорости полета, снижаются незначительно. Obviously, the aerodynamic layout of the prototype is optimized for a supersonic cruising flight mode, and therefore the wing has a small elongation and area. As a consequence, the deterioration of the take-off and landing characteristics of the aircraft compared to subsonic counterparts. Due to the fact that the number of runways suitable for operating aircraft decreases with increasing runway length, and the trip time to the airfield increases, the total time spent on the trip, even at supersonic flight speeds, decreases slightly.
Для размещения относительно большого количества топлива фюзеляж прототипа имеет большую длину. В результате его смачиваемая поверхность, а следовательно, его аэродинамическое сопротивление и вес конструкции возрастают. Трапециевидная форма поперечного сечения фюзеляжа не рациональна с точки зрения работы конструкции на избыточное давление внутри фюзеляжа, что также увеличивает вес его конструкции. Данная форма поперечного сечения также не оптимальна для обеспечения высокого комфорта пассажирам, так как максимальная ширина кабины должна находиться на уровне локтей, а не на уровне пола, как у прототипа. To accommodate a relatively large amount of fuel, the prototype fuselage has a large length. As a result, its wettable surface, and hence its aerodynamic drag and structural weight, increase. The trapezoidal cross-sectional shape of the fuselage is not rational from the point of view of the design working on excessive pressure inside the fuselage, which also increases the weight of its structure. This cross-sectional shape is also not optimal to ensure high comfort for passengers, since the maximum cab width should be at the level of the elbows, and not at the floor level, as in the prototype.
Разнесенные по размаху крыла мотогондолы двигателей частично разгружают крыло, однако увеличивают примерно на 20% волновое сопротивление и примерно на 40% сопротивление трения мотогондол, что связано с формой самих мотогондол (площадь миделевого сечения мотогондолы примерно в 1,5 раза превышает площадь входа в воздухозаборник) и ростом их смачиваемой поверхности по сравнению с компоновкой двигателей в единой интегрированной мотогондоле. Кроме того, применение разнесенных мотогондол усложняет задачу по обеспечению балансировки самолета при отказе одного из двигателей. The wing nacelles of the engines, spaced apart in terms of wing span, partially unload the wing, but increase the wave drag and approximately 40% of the friction drag of the nacelles, which is associated with the shape of the nacelles themselves (the mid-section section of the nacelle is approximately 1.5 times the entrance area to the air intake) and the growth of their wetted surface compared to the layout of engines in a single integrated engine nacelle. In addition, the use of spaced engine nacelles complicates the task of balancing the aircraft in case of failure of one of the engines.
Задачей изобретения является разработка сверхзвукового самолета с аэродинамической компоновкой, обеспечивающей снижение веса конструкции самолета, достижение высоких характеристик в крейсерском полете и возможности эксплуатации с аэродромов, используемых для базирования дозвуковых аналогов. The objective of the invention is the development of a supersonic aircraft with an aerodynamic layout, which ensures a reduction in the weight of the aircraft structure, achieving high performance in cruise flight and the possibility of operation from airfields used to base subsonic counterparts.
Технический результат состоит в уменьшении смачиваемой поверхности самолета, снижении волнового сопротивления самолета, уменьшении относительного веса конструкции планера. The technical result consists in reducing the wetted surface of the aircraft, reducing the wave resistance of the aircraft, reducing the relative weight of the airframe.
Технический результат достигается тем, что в сверхзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, стреловидное крыло с механизацией, силовую установку, состоящую из двух и более двигателей, шасси, вертикальное оперение, аэродинамические органы управления, систему управления, фюзеляж плавно сопрягается с крылом и с верхней частью мотогондолы и не выступает за сопла двигателей, двигатели размещены в единой мотогондоле, при этом воздухозаборники расположены под крылом и их передние кромки находятся на расстоянии 0,6-0,8 длины фюзеляжа, отсчитывая от его носка, каждая половина крыла выполнена из трех секций, причем величины относительных размахов корневой и промежуточной секций крыла в долях полуразмаха крыла в точках излома составляют 0,2-0,35 и 0,6-0,75 соответственно, углы стреловидности по передней кромке составляют 70-82o для корневой секции, 55-65o для промежуточной секции и 35-55o для концевой секции, стреловидности задних кромок концевой и промежуточной секций составляют ±10o, а величина корневой хорды крыла составляет 0,8-1,0 длины фюзеляжа.The technical result is achieved by the fact that in a supersonic aircraft containing the fuselage, a swept wing with mechanization, a power plant consisting of two or more engines, a landing gear, vertical tail, aerodynamic controls, control system, the fuselage smoothly mates with the wing and with the top of the nacelle and does not protrude beyond the nozzles of the engines, the engines are located in a single engine nacelle, while the air intakes are located under the wing and their front edges are at a distance of 0.6-0.8 fuselage lengths, counting from of the nose, each half of the wing is made of three sections, and the relative spans of the root and intermediate wing sections in fractions of the wing half-span at the break points are 0.2-0.35 and 0.6-0.75, respectively, the sweep angles along the leading edge 70-82 o for the root section, 55-65 o for the intermediate section and 35-55 o for the end section, the sweep of the trailing edges of the end and intermediate sections is ± 10 o , and the value of the wing root chord is 0.8-1.0 fuselage lengths.
Возможно использование воздухозаборников двигателей с фиксированным углом клина сжатия при крейсерской скорости полета до числа М 1,8 (1900 км/ч). It is possible to use the air intakes of engines with a fixed angle of the compression wedge at a cruising flight speed of up to M 1.8 (1900 km / h).
Таким образом, указанный результат достигается за счет интеграции основных элементов самолета, их рационального взаимного расположения, использования крыла сложной формы в плане с определенным соотношением параметров. Thus, this result is achieved through the integration of the main elements of the aircraft, their rational relative position, the use of a wing of complex shape in plan with a certain ratio of parameters.
На фиг. 1 показан сверхзвуковой самолет в 3-х проекциях; на фиг. 2 - схема крыла самолета. In FIG. 1 shows a supersonic aircraft in 3 projections; in FIG. 2 is a diagram of an airplane wing.
Самолет (фиг. 1) содержит фюзеляж 1, стреловидное крыло 2 с механизацией, объединенную для двух или более двигателей мотогондолу 3, интегрированную с хвостовой частью фюзеляжа, шасси 4, вертикальное оперение 5, аэродинамические органы управления 6 и систему управления. The aircraft (Fig. 1) contains the fuselage 1, the
Передняя часть фюзеляжа, включающая носовой обтекатель, кабину пилотов и пассажирский салон, для обеспечения комфорта и минимальной массы конструкции выполнена с близкими к круговой форме сечениями. Средняя часть фюзеляжа плавно сопрягается с крылом, обеспечивая минимальное сопротивление. Хвостовая часть фюзеляжа плавно сопрягается с верхней частью мотогондолы, выступающей над крылом, и не выступает за сопла двигателей. The front part of the fuselage, including the nose fairing, the cockpit and the passenger cabin, is made with sections close to circular in shape to ensure comfort and minimal weight of the structure. The middle part of the fuselage smoothly mates with the wing, providing minimal resistance. The tail of the fuselage smoothly mates with the top of the engine nacelle protruding above the wing, and does not protrude beyond the nozzle of the engine.
Двигатели размещены в единой мотогондоле, верхняя часть которой интегрирована (плавно сопряжена) с хвостовой частью фюзеляжа, при этом фюзеляж не выступает за сопла двигателей. Воздухозаборники расположены под крылом и их передние кромки (в зависимости от использования регулируемых или нерегулируемых клиньев сжатия воздухозаборников) находятся на расстоянии 0,6-0,8 длины фюзеляжа, отсчитывая от его носка. Нижняя поверхность мотогондолы практически эквидистантна теоретической нижней поверхности крыла, а боковые поверхности с точностью до 1,5o параллельны плоскости симметрии самолета, что минимизирует углы наклона поверхности мотогондолы по отношению к вектору скорости набегающего потока и практически сводит на нет волновое сопротивление.The engines are placed in a single engine nacelle, the upper part of which is integrated (smoothly interfaced) with the rear of the fuselage, while the fuselage does not protrude beyond the nozzle of the engine. The air intakes are located under the wing and their leading edges (depending on the use of adjustable or unregulated air compression inlets) are located at a distance of 0.6-0.8 from the length of the fuselage, counting from its nose. The lower surface of the nacelle is almost equidistant to the theoretical lower surface of the wing, and the lateral surfaces are parallel to the plane of symmetry of the aircraft with an accuracy of 1.5 o , which minimizes the angles of inclination of the surface of the nacelle with respect to the incident velocity vector and practically negates the wave drag.
В результате по сравнению с прототипом длина фюзеляжа уменьшается в 1,5-2,0 раза, максимальная площадь поперечного сечения с учетом мотогондол (мидель самолета) более чем в 1,5 раза. Это позволяет снизить величину лобового сопротивления и вес конструкции. Снижение сопротивления и веса конструкции, в свою очередь, позволяет применить двигатели меньшей тяги с меньшим весом и размерами и меньшим расходом топлива. As a result, compared with the prototype, the fuselage length is reduced by 1.5-2.0 times, the maximum cross-sectional area, taking into account engine nacelles (aircraft mid-section), is more than 1.5 times. This allows you to reduce the drag and weight of the structure. Reducing the resistance and weight of the structure, in turn, allows the use of engines of lower thrust with less weight and size and lower fuel consumption.
Для компенсации потери объема фюзеляжа, необходимого для размещения топлива, сохранения высоких несущих свойств как при сверхзвуковой, так и при дозвуковой скорости полета, минимизации омываемой поверхности и снижении веса конструкции каждая половина крыла самолета имеет три секции: корневую, промежуточную и концевую. To compensate for the loss of the fuselage volume necessary for fuel placement, to maintain high load-bearing properties both at supersonic and subsonic flight speeds, to minimize the surface being washed and to reduce the weight of the structure, each half of the wing of the aircraft has three sections: root, intermediate and end.
Корневая секция (фиг. 2) выполнена с большим углом стреловидности по передней кромке (70-82o), имеет относительный размах 0,2-0,35 полуразмаха крыла, при этом длина корневой хорды крыла равна или несколько меньше длины фюзеляжа по плоскости симметрии самолета. В результате увеличивается высота в корне крыла, что позволяет увеличить объемы для размещения топлива, реализовать "сверхзвуковое правило площадей", уменьшить вес силового набора. При увеличении угла стреловидности более 82o и уменьшении относительного размаха менее 0,2 корневая секция вырождается. При угле стреловидности менее 70o и относительном размахе более 0,35 эффект от увеличения строительной высоты и снижения волнового сопротивления становится меньшим, чем потери от увеличения площади крыла. Корневая секция заканчивается органом управления.The root section (Fig. 2) is made with a large sweep angle along the leading edge (70-82 o ), has a relative span of 0.2-0.35 wing half-span, while the length of the root chord of the wing is equal to or slightly less than the length of the fuselage along the plane of symmetry the plane. As a result, the height in the wing root increases, which allows increasing volumes for fuel placement, implementing the “supersonic area rule”, and reducing the weight of the power set. With an increase in the sweep angle of more than 82 o and a decrease in relative magnitude of less than 0.2, the root section degenerates. When the sweep angle of less than 70 o and a relative span of more than 0.35, the effect of an increase in construction height and a decrease in wave resistance becomes smaller than the loss from an increase in the wing area. The root section ends with the governing body.
Промежуточная секция выполнена с углом стреловидности по передней кромке 55-65o, что является оптимальным для сверхзвукового полета. Стреловидность задней кромки составляет ±10o, что обеспечивает эффективную работу органов управления. Передняя и задняя кромки промежуточной секции стыкуются с передней и задней кромками корневой секции крыла без разрыва.The intermediate section is made with a sweep angle along the leading edge of 55-65 o , which is optimal for supersonic flight. Sweep of the trailing edge is ± 10 o , which ensures the effective operation of the controls. The front and rear edges of the intermediate section are joined with the front and rear edges of the root section of the wing without a gap.
Концевая секция полукрыла относительно малой площади, параметры которой незначительно сказываются на весовых характеристиках крыла и аэродинамических характеристиках на режимах полета со сверхзвуковой скоростью, но в значительной степени влияют на аэродинамические характеристики на дозвуковых скоростях, включая взлетно-посадочные режимы, выполнена с углом стреловидности по передней кромке 35-55o и начинается с относительного размаха 0,6-0,75. При угле стреловидности менее 35o ухудшаются характеристики устойчивости и управляемости на больших углах атаки (на взлетно-посадочных режимах). При размахе, большем 0,75, эффект от концевой секции становится незначительным. Угол стреловидности задней кромки составляет ±10o. Передняя и задняя кромки концевой секции стыкуются соответственно с передней и задней кромками промежуточной секции крыла без разрыва.The end section of the wing has a relatively small area, the parameters of which slightly affect the weight characteristics of the wing and the aerodynamic characteristics of the flight modes at supersonic speeds, but significantly affect the aerodynamic characteristics at subsonic speeds, including takeoff and landing modes, made with a sweep angle along the leading edge 35-55 o and begins with a relative range of 0.6-0.75. When the sweep angle of less than 35 o degrade stability and controllability characteristics at large angles of attack (on takeoff and landing modes). With a span greater than 0.75, the effect of the end section becomes negligible. The trailing angle of the trailing edge is ± 10 o . The leading and trailing edges of the end section are joined, respectively, with the leading and trailing edges of the intermediate wing section without breaking.
Удлинение крыла равно 1,4-2,0. The elongation of the wing is 1.4-2.0.
Для снижения веса мотогондолы, упрощения системы ее управления, применения более легких и дешевых конструкционных материалов, упрощения системы кондиционирования возможно ограничение режимов полета самолета крейсерской скоростью, соответствующей числу М 1,8 (1900 км/ч), и применение воздухозаборника с фиксированным углом клина сжатия. При этом обеспечиваются достаточно высокие коэффициенты восстановления полного давления в воздухозаборнике, уменьшение температуры обшивки самолета до величины менее 90oС, уменьшение почти на 20% длины воздухозаборника с воздуховодом. При этом увеличение времени полета не превысит 10%
Для предотвращения попадания посторонних предметов при движении самолета по аэродрому возможно применение дополнительных воздухозаборников двигателей над крылом и по бокам фюзеляжа.To reduce the weight of the nacelle, simplify its control system, use lighter and cheaper construction materials, simplify the air conditioning system, it is possible to limit the airplane’s flight modes at a cruising speed corresponding to the number M 1.8 (1900 km / h), and use an air intake with a fixed angle of the compression wedge . At the same time, sufficiently high recovery coefficients of the total pressure in the air intake are provided, a reduction in the skin temperature of the aircraft to a value of less than 90 ° C, and a decrease of almost 20% in the length of the air intake with the air duct. Moreover, the increase in flight time does not exceed 10%
To prevent the ingress of foreign objects when the aircraft moves along the airfield, it is possible to use additional engine intakes above the wing and on the sides of the fuselage.
Остальные элементы, узлы и системы выполнены на основе известных принципов и методов проектирования. The remaining elements, nodes and systems are made on the basis of well-known principles and design methods.
Для подтверждения возможности реализации и оценки эффективности разработанной схемы самолета по изобретению были проведены проработки варианта административного самолета, рассчитанного на перевозку 6 пассажиров с высоким уровнем комфорта на расстояние 6400 км со сверхзвуковой скоростью полета, соответствующей числу М 1,8, при использовании для взлета и посадки аэродромов с длиной ВПП не более 1800 м. To confirm the feasibility of implementing and evaluating the effectiveness of the developed aircraft scheme according to the invention, an administrative version of the aircraft was designed to carry 6 passengers with a high level of comfort over a distance of 6400 km with a supersonic flight speed corresponding to the number M 1.8, when used for takeoff and landing airfields with a runway length of not more than 1800 m.
Результаты проработок и расчетов показывают, что самолет имеет следующие геометрические параметры: длину 22 м, размах крыла 12 м, углы стреловидности по передней кромке составляют χ1 = 80°, χ2 = 60°, χ3 = 50°. Относительный размах корневой и центральной секций крыла в долях полуразмаха крыла в точках излома составляют z1 0,35 и z2 0,7 соответственно, а удлинение крыла равно 1,55. В связи с небольшим временем полета около 4 ч поперечные размеры пассажирского салона уменьшены до высоты в проходе и максимальной ширины около 1,5 м, что позволяет существенно снизить аэродинамическое сопротивление самолета и вес его конструкции. Воздухозаборники данного варианта выполнены с нерегулируемыми клиньями сжатия, в связи с чем их длина и, следовательно, вес конструкции уменьшены, а значение крейсерской скорости полета ограничено величиной, соответствующей числу М 1,8.The results of studies and calculations show that the aircraft has the following geometric parameters: length 22 m, wingspan 12 m, sweep angles along the leading edge are χ 1 = 80 ° , χ 2 = 60 ° , χ 3 = 50 ° . The relative span of the root and central wing sections in fractions of the wing half-span at the break points is z 1 0.35 and z 2 0.7, respectively, and the wing elongation is 1.55. Due to the short flight time of about 4 hours, the transverse dimensions of the passenger compartment are reduced to a height in the aisle and a maximum width of about 1.5 m, which can significantly reduce the aerodynamic drag of the aircraft and the weight of its structure. The air intakes of this embodiment are made with non-adjustable compression wedges, in connection with which their length and, consequently, the weight of the structure are reduced, and the value of the cruising flight speed is limited to a value corresponding to the number M 1.8.
В указанной схеме обеспечивается максимальное аэродинамическое качество на сверхзвуковой скорости на уровне Kmax 8,0-8,5, а относительный вес планера на уровне 19-20% от взлетного веса. В результате при наличии на борту экипажа, шести пассажиров и багажа самолет обеспечивает дальность полета более 6300 км при взлетном весе менее 24 т. Потребная длина взлетно-посадочной полосы составляет 1800 м. По расчетам, стоимость такого самолета находится на уровне дозвуковых аналогов.In this scheme, the maximum aerodynamic quality is provided at supersonic speed at the level of K max 8.0-8.5, and the relative weight of the airframe at the level of 19-20% of take-off weight. As a result, if there is a crew, six passengers and luggage, the aircraft provides a flight range of more than 6300 km with a take-off weight of less than 24 tons. The required runway length is 1800 m. According to calculations, the cost of such an aircraft is at the level of subsonic counterparts.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95120618A RU2100253C1 (en) | 1995-12-06 | 1995-12-06 | Supersonic aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95120618A RU2100253C1 (en) | 1995-12-06 | 1995-12-06 | Supersonic aircraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU95120618A RU95120618A (en) | 1997-12-10 |
| RU2100253C1 true RU2100253C1 (en) | 1997-12-27 |
Family
ID=20174431
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU95120618A RU2100253C1 (en) | 1995-12-06 | 1995-12-06 | Supersonic aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2100253C1 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2134649C1 (en) * | 1998-05-25 | 1999-08-20 | Дученко Александр Лазаревич | Aircraft |
| RU2144885C1 (en) * | 1999-07-20 | 2000-01-27 | Дондуков Александр Николаевич | Maneuverable trainer multi-mission aircraft "yak- 130" |
| RU2212360C1 (en) * | 2002-03-21 | 2003-09-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Flying vehicle (variants) |
| RU2297371C2 (en) * | 2001-01-19 | 2007-04-20 | Те Боинг Компани | Integral and/or modular high-speed aircraft |
| RU2391254C2 (en) * | 2007-05-18 | 2010-06-10 | Вячеслав Геннадьевич Кажан | Supersonic aircraft (versions) |
| CN107284641A (en) * | 2017-07-03 | 2017-10-24 | 武汉华伍航空科技有限公司 | A kind of baby plane aerodynamic configuration suitable for supersonic flight |
-
1995
- 1995-12-06 RU RU95120618A patent/RU2100253C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. Самолет С-21 ОКБ им. П.О.Сухого "Московский международный аэрокосмический салон".- М.: Афрус, ИПТК "Логос", 1995. 2. US, патент, 4828204, кл. B 64 C 23/00, 1989. * |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2134649C1 (en) * | 1998-05-25 | 1999-08-20 | Дученко Александр Лазаревич | Aircraft |
| RU2144885C1 (en) * | 1999-07-20 | 2000-01-27 | Дондуков Александр Николаевич | Maneuverable trainer multi-mission aircraft "yak- 130" |
| RU2297371C2 (en) * | 2001-01-19 | 2007-04-20 | Те Боинг Компани | Integral and/or modular high-speed aircraft |
| RU2212360C1 (en) * | 2002-03-21 | 2003-09-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Flying vehicle (variants) |
| RU2391254C2 (en) * | 2007-05-18 | 2010-06-10 | Вячеслав Геннадьевич Кажан | Supersonic aircraft (versions) |
| CN107284641A (en) * | 2017-07-03 | 2017-10-24 | 武汉华伍航空科技有限公司 | A kind of baby plane aerodynamic configuration suitable for supersonic flight |
| CN107284641B (en) * | 2017-07-03 | 2023-09-08 | 安徽国援智能科技有限公司 | An aerodynamic shape of a small aircraft suitable for supersonic flight |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| USRE44313E1 (en) | Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil | |
| EP0681544B1 (en) | High-efficiency, supersonic aircraft | |
| EP1167183B1 (en) | Blended wing and multiple-body airplane configuration | |
| RU2391254C2 (en) | Supersonic aircraft (versions) | |
| RU2100253C1 (en) | Supersonic aircraft | |
| RU2212360C1 (en) | Flying vehicle (variants) | |
| Horinouchi | Conceptual design of a low boom SSBJ | |
| EP0574766A1 (en) | An aerobatic airplane | |
| Martinez-Val et al. | Flying wing versus conventional transport airplane: the 300 seat case | |
| RU2753443C1 (en) | Supersonic aircraft | |
| RU2776193C1 (en) | Supersonic aircraft | |
| ELLIOTT et al. | A variable geometry HSCT | |
| WO1998030444A1 (en) | Supersonic aircraft | |
| RU196130U1 (en) | Supersonic Passenger Aircraft | |
| Carmichael | Application of sailplane and low-drag underwater vehicle technology to the long-endurance drone problem | |
| Van der Velden | The Oblique Flying Wing Transport | |
| van der Velden et al. | Design of a small supersonic oblique-wing transport aircraft | |
| Magruder | Development of requirement, configuration and design for the Lockheed 1011 jet transport | |
| Keith et al. | Aerodynamic optimization, comparison, and trim design of canard and conventional high performance general aviation configurations | |
| Loftin Jr | Aeronautical Vehicles-1970 and Beyond | |
| Williams | The Future of Short-Haul Transport Aircraft | |
| Grebenikov et al. | the Khai-90 Light civiL turboprop airpLane piLot project | |
| Banuelos et al. | Proposal and preliminary design for a high speed civil transport aircraft. Swift: A high speed civil transport for the year 2000 | |
| Torenbeek | The general arrangement | |
| Alexander et al. | The OFP-6M transport jet |